Экспериментальное исследование взаимодействия волн разрежения с перфорированной стенкой (m∞≈1,5; двухмерное течение) Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том VI 1Г9У5

№ 1

УДК 533.6.071.1 629.7.018.1

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ВОЛН РАЗРЕЖЕНИЯ С ПЕРФОРИРОВАННОЙ СТЕНКОЙ (Мга^1,5; ДВУХМЕРНОЕ ТЕЧЕНИЕ)

В. Г. Буковшин, Г. И. Таганов, В. Т. Харитонов

В работе приведены результаты экспериментального исследования физической картины взаимодействия веера волн разрежения с перфорированной стенкой рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы. Представлены фотографии картины течения и распределение давления по поверхности модели, на которую падают возмущения, отраженные от участка взаимодействия перфорированной стенки с веером волн разрежения. Показано, что при и 1,5 практически приемлемым значением коэффициента проницаемости перфорированной стенки для гашения веера волн разрежения является к = 5-5-6% (перфорация в виде продольных щелей и круглых прямых отверстий).

1. Опубликовано значительное количество теоретических и экспериментальных исследований по взаимодействию перфорированной границы со сверхзвуковым потоком газа. Ббльщая часть этих исследований посвящена изучению отражательных свойств перфорированной стенки при падении на нее скачка уплотнения конечной интенсивности. Уже первый цикл теоретических и экспериментальных исследований, опубликованный в сборнике работ [1], показал, что гашение плоской ударной волны на перфорированной стенке обеспечивается при больших значениях коэффициента проницаемости стенки к = 50%, если перфорация стенки выполнена в виде круглых отверстий или в виде поперечных щелей. Для стенки, перфорированной продольными щелями, Г. И. Тагановым получено, что теоретическое значение &ор1 составляет величину порядка к^ 10% [1]. В то же время в литературе до сих пор мало освещен вопрос об отражательных свойствах перфорированной стенки при падении на нее в сверхзвуковом потоке газа веера волн разрежения. Внимание к данному вопросу обусловливается существованием подобных зон течения газа в перфорированных рабочих частях трансзвуковых и сверхзвуковых аэродинамических труб при экспериментальных исследованиях обтекания моделей летательных аппаратов (например, самолетов).

Поэтому сохраняют свое значение некоторые результаты экспериментального исследования, проведенного в 1954 г. с целью изучения физической картины течения газа при взаимодействии веера волн разрежения с перфорированной стенкой в сверхзвуковом потоке газа. В настоящей заметке эти результаты приводятся в первоначальном виде.

1. Модель, условия эксперимента. Опыты проведены в модельной сверхзвуковой аэродинамической трубе (см. фиг. 1). Сверхзвуковое сопло — профилированное, плоское, рассчитано на число М=1,50. Рабочая часть трубы — квад-

1 — сверхзвуковое сопло; 2 — опытная модель-пластина; 3 — перфорированная стенка; 4 — камера перфорации; 5 — точки измерения статического давления на модели; 6 — оптическое окно; 7 — регулируемые створки

Фиг. 1

ратного сечения 175X175 мм, Число Рейнольдса, определяемое по параметрам рабочего потока газа и характерному размеру рабочей части, составляет величину Яе~ 7,45-106 (при давлении торможения потока р0 ф =: 3-105 Па). Волны разрежения создавались моделью, которая располагалась по оси рабочей части трубы по всей ее ширине и представляла собой пластину с клином в начальной части, устанавливаемым фиксированно под заданным углом атаки по отношению к направлению невозмущенного потока. Нижняя сторона модели — пластины, включая и клин, — имела по продольной оси дренажные отверстия для измерения статического давления.

Нижняя стенка рабочей части трубы, на которую падали волны разрежения, была выполнена в виде сменных перфорированных пластин. Эта стенка устанавливалась под нулевым углом наклона. Перфорация двух видов — продольные щели и круглые отверстия. Изменение коэффициента проницаемости у пластин с продольными щелями достигалось уменьшением числа щелей; у пластин с круглыми отверстиями был различен их диаметр.

Боковые и верхняя стенки рабочей части в данном эксперименте были непроницаемыми.

Камера перфорации сообщалась с областью течения на начальном участке регулируемого пускового диффузора.

При проведении эксперимента створками пускового диффузора регулировалось давление в камере перфорации, причем опыты проводились при равных величинах статических давлений газа — невозмущенного течения и в камере.

Сверхзвуковое течение в рабочей части наблюдалось и фотографировалось с помощью прибора Теплера.

2. Результаты эксперимента. На фиг. 2—4 представлены три фотографии картины течения в рабочей части аэродинамической трубы с опытной моделью. В данном случае угол атаки переднего клина пластины а = 3°, нижняя стенка рабочей части — перфорированная продольными щелями с коэффициентами проницаемости: фиг. 2— £ = 2,85%, фиг. 3 — £ = 5,7% и фиг. 4 — 6 = 8,5И. На фиг. 3 цифрами отмечены характерные особенности рассматриваемого течения; 1 — веер волн разрежения; 2—граница влияния веера волн разрежения против потока по пограничному слою на оптическом стекле; 3 — возмущение — слабый скачок уплотнения, вызванный некоторым дефектом поверхности клина на его начальном участке (углы наклона этого возмущения и конечной характеристики разрежения практически одинаковы); 4 — скачок уплотнения от места стыковки клина с горизонтальным участком опытной пластины; этот скачок также вызывает видимые возмущения в пограничном слое оптического стекла; 5—видимая граница пристеночной струйки газа, втекающего в рабочую часть из камеры перфорации под влиянием веера волн разрежения; 6— линии сжатия („размытый* скачок уплотнения), вызванные начальным участком пристеночной струйки

Фиг. З

Фиг. 4

птекающего газа; 7 — слабый скачок уплотнения, распространяющийся от жесткой перемычки в продольной щели (эти перемычки выполнены в целях большей прочности перфорированной пластины).

Начало границы струйки втекшего газа 5 с учетом толщины перфорированной стенки можно приближенно считать соответствующим „точке" падения первой характеристики разрежения. Граница струйки 5 имеет во всех трех случаях приблизительно одинаковую конфигурацию: вначале слабое искривление и в дальнейшем — расширенная полоса, практически параллельная перфорированной стенке. Очевидно, что на первом участке происходит втекание основной доли газа. Обращает на себя внимание характер взаимодействия скачка уплотнения 4 с границей пристеночной струйки втекшего газа 5: если при меньшем коэффициенте проницаемости &=2,85% этот скачок проникает сквозь видимую границу струйки 5 и достигает с некоторым искривлением на своем конечном участке перфорированную стенку, отражаясь от последней в виде слабого скачка уплотнения, то при & = 5,7% и особенно при к = 8,5% скачок 4 отражается от. границы 5 в виде характерного веера волн разрежения, т. е. как от свободной границы. Это дает основание, в частности, предполагать, что на рассматриваемом участке перфорированной стенки при £ = 2,85И имеется смешанное течение — как струйки втекшего сквозь щели газа с дозвуковыми скоростями, так и струйки рабочего сверхзвукового потока газа (сохранившиеся вдоль непроницаемых полосок перфорированной стенки), которые ускоряют струйки втекшего газа, а при к^6% происходит отрыв от стенки и все течение вблизи стенки становится дозвуковым.

Схематично предполагаемые варианты течения представлены на фиг. 5.

I/

Сечение 1-1

к = в,5в/'

\м</|

Фиг. 5

к ^ } Ра|! учаа ЯОКДД

^ ^2 '

, ' А ^ ^ Рак. “Ч/Ф % Ар

' "" : V Ч&Е V р

1 1 . .

л к=2,85 Ф ь.зо А 5,70 г. л чп

X ^ -

•• | | •

и . Мамрргт

перф'о-,

' " рации

-+-•-4 !-•-+ ! 1 V К/л '//А N

—1—^ —(—(—I——(—I (~ / К , 1—1 \ м \\

Л' В' С'

7 — точки измерения статического давления по оси боковой стенки установки; 2 — число при отражении веера

волн разрежения от жесткой непроницаемой стенки; 3 — число при отражении от свободной границы

Фиг. 6

Можно считать также, что при к— 2,85% (при отсутствии смыкания струек) перфорированная продольными щелями стенка сохраняет в определенной мере свои газодинамические свойства.

Очевидно, что при дальнейшем уменьшении коэффициента проницаемости к <[2,85% характер взаимодействия веера волн разрежения 1 и скачка 4 со стенкой будет все больше приближаться к случаю непроницаемой жесткой стенки, а при увеличении —к случаю свободной границы. Это позволяет

предполагать наличие такого промежуточного оптимального значения коэффициента проницаемости £ор1, при котором отражательные свойства перфорированной пластины будут приемлемыми с практической точки зрения. Рассмотрим

Ы=3°

уЖест ная граница;к~ 9 Жесткая граница,к=0

-- V --

‘■с К. N

'~~ь. V а*. N N

-д. .

Сб^ободная граница;к- --100% 0,9 С0о водная граница;к-100%

лродолькые щели ¥ л продольные щели

круглые отверстия /77 нруглые отверстия

0,7о 5 1оъ,% 0,70 5 10 к,°/с

а б

Фиг. 7

дополнительно результаты измерения распределения статического давления вдоль поверхности опытной модели.

На фиг. 6 представлено распределение чисел М;=/(-^—; х) по оси боко-

\А>ф /

вой стенки установки на участке сопла и по продольной оси опытной модели при четырех значениях коэффициента проницаемости перфорированной стенки рабочей части — к = 2,85% ; 4,30; 5,70 и 8,50% (перфорация — продольные щели). Угол атаки клина в данном случае а = 3°. На фиг. 6 приведена также расчетная картина распределения чисел М, определенная по линейной теории. Влияние области взаимодействия веера волн разрежения с перфорированной стенкой следует рассматривать на участке АС нижней поверхности опытной пластины.

Из фиг. 6 видно, что распределение чисел М/ на участке АС имеет при всех четырех значениях & неравномерный характер. В то же время, если рассматривать осредненные значения М/ на этом участке, то видно, что при уменьшении коэффициента проницаемости распределение чисел М приближается к случаю отражения от жесткой стенки, а при увеличении — к случаю отражения от свободной границы.

Прй испытаниях с перфорированными стенками, у которых перфорация — круглые отверстия, получены результаты, практически соответствующие представленным на фиг. 6, однако при большей неравномерности чисел Мг.

Для количественной оценки влияния коэффициента проницаемости перфорированной стенки к на отражение волн разрежения примем условно безразмер-

М л с — ср

ный параметр: Мдс = —щ—, где Млс —среднее число М на участке АС при

со Ср

данном значении к\ М^ —число М набегающего потока. Для случая жесткой стенки (к = 0) — МАС = 1,13, а для случая свободной границы {к = 100%) — МАС = = 0,85; значение Млс = 1—обтекание пластины безграничным потоком (идеальный случай).

На фиг. 7, а представлены экспериментальные значения параметра МАС в зависимости от коэффициента проницаемости к для перфорированных стенок с продольными щелями и круглыми отверстиями. Здесь же отмечены теоретические значения параметра М, соответствующие отражению веера волн разрежения данной интенсивности от непроницаемой жесткой стенки и свободной границы.

Как видно из фиг. 7, а, значению параметра Млс = 1 соответствует к = 6%.

Если принять для рассмотрения участок АВ (фиг. 6), на котором наблюдается наиболее заметное влияние коэффициента проницаемости к, то получаем зависимость МЛВ =/(£), представленную на фиг. 7,6. Из этих данных также следует, что оптимальная величина коэффициента проницаемости для рассматриваемого участка ■—6%.

Таким образом, результаты проведенного экспериментального исследования при М = 1,5 показали, что при взаимодействии веера волн разрежения с перфорированной стенкой картина течения в области взаимодействия и в зоне ее влияния на модели в большой мере зависит от величины коэффициента проницаемости перфорированной стенки. Удовлетворительные с практической точки зрения отражательные свойства перфорированной стенки (в отношении практически приемлемого интегрального распределения давления на участке модели в зоне влияния области взаимодействия) соответствуют величине £~5-!-6И.

ЛИТЕРАТУРА

1. Г родзовский Г. Л., Никольский А. А., Свищ ев Г. П., Таганов Г. И. Сверхзвуковые течения газа в перфорированных границах. М., „Машиностроение*, 1967.

Рукопись поступила 28/ V 1974 г.