CC BY
46
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦА Г И
То м VI 197 5 М2
ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ВИХРЕЙ СО СКАЧКАМИ УПЛОТНЕНИЯ В ВОЗДУХОЗАБОРНИКЕ. РАЗРУШЕНИЕ ВИХРЕЙ
В. В. Затолока, А. К. Иванюшкиц, А. В. Николаев
Дается описание явления разрушения вихревого шнура при пересечении им фронта сильного скачка уплотнения. Показано, что в этом случае в свободном потоке образуется застойная зона с коническим скачком уплотнения. Параметры потока в отрывной зоне близки к тем, которые имеют место при отрыве турбулентного пограничного слоя на поверхности. Показано, что интерференция вихревого шнура со скачками уплотнения воздухозаборника может ухудшать его характеристики.
При изучении явления пересечения вихревого шнура с фронтом сильного скачка уплотнения был обнаружен процесс разрушения вихревого шнура с образованием в свободном потоке „застойной зоны", окруженной коническим скачком уплотнения.
На фотоснимках обтекания сверхзвуковым потоком (М = 3) схематической модели носовой части корпуса с оперением, полученных в аэродинамической трубе прямотеневым методом при продолжительности вспышки Ю-5 с (фиг. 1, а и б) видны вихревой шнур, сбегающий с конца оперения, и „застойная" зона с коническим скачком уплотнения перед тупым телом. При этом увеличение циркуляции около вихревого шнура за счет изменения угла установки оперения с 5=10° (см. фиг. 1, а) до 5 «= 30° (см. фиг. 1,6) практически не повлияло на картину течения: расположение вершины и угол наклона образующей конического скачка уплотнения и „застойной" зоны для обоих значений угла 5 оказались примерно одинаковыми.
При отсутствии на корпусе модели оперения и вихревого шнура на фотоснимках фиксируется обычной формы головная волна перед тупым телом с двумя ветвями у поверхности корпуса вследствие отрыва волной пограничного слоя (фиг. 1, в).
Из сопоставления фотоснимков 1, а и 1, б с 1, в следует, что вершины конических скачков уплотнения — начало разрушения вихревого шнура — заметно смещены вперед относительно места расположения головной волны при течении без вихрей.
Геометрическая схема течения при разрушении вихревого шнура весьма сходна со схемой течения при взаимодействии' скачка уплотнения с пограничным слоем, вызывающим отрыв пограничного слоя, или, что то же самое, при разрушении пристенного вихревого слоя (фиг. 2). Аналогия между рассмотренными двумя течениями, как это следует из анализа фотографий (см. фиг. 1), имеет место и по некоторым количественным показателям. А именно, вблизи вершин конических скачков уплотнения углы наклона их образующих равны е = 25°
25,5°, а местное число М потока, вычисленное по величине угла наклона линии слабых возмущений к вихревому шнуру, составляет 3,1 ■< М <3,3. При этих значениях М и е давление на границе „застойной* зоны по условиям для коничес-
ких течений должно относиться к давлению непосредственно перед фронтом скачка уплотнения как ~ 2,3 2,6. Такие значения р2/р1 близки к так
называемому критическому значению отношения давлений для скачка уплотнения При отрыве турбулентного пограничного СЛОЯ Ркр—Р21Ри равного отношению давления в застойной зоне вблизи точки отрыва к давлению невозмущенного потока [1].
Таким образом, явления интерференции сильного скачка уплотнения с вихревым шнуром и с пограничным слоем имеют ряд общих признаков, несмотря на то, что в первом случае вектор завихренности направлен по скорости потока, а во втором—поперек потока.
Явления интерференции вихрей и, в частности, вихревого шнура со скачками уплотнения могут иметь место в воздухозаборниках сверхзвуковых летательных аппаратов. Например, в воздухозаборник, где на ряде режимов существуют сильные скачки уплотнения, могут втекать вихревые шнуры, сбегающие с расположенных впереди элементов самолета: с державки крылообразной формы для крепления на фюзеляже тех
(я~,9
Ко'ническии скачок
Фиг. 1
Фиг. 2
или иных приборов, с дестабилизатора в случае его расположения в носовой части фюзеляжа, с носового отсека самого фюзеляжа на больших углах атаки и т. п.
Ниже приводятся результаты экспериментальных исследований в аэродинамической трубе влияния на течение в воздухозаборнике и его характеристики интерференции вихрей с возникающими во входном участке воздухозаборника скачками уплотнения. Исследования выполнялись при числах = 1,4—1,95 на схематической модели воздухозаборника (фиг. 3). Поверхность клина модели
па А Боновая щека
\ ПО
Фиг. 3
Перфорация контур стекла для фотографа-рования
Фиг.
имела перфорацию для отсасывания пограничного слоя. Расход через перфорацию не превышал 1—2% от расхода воздуха через канал. Перед входом в канал под углом атаки 8 = 10° устанавливался генератор вихревого шнура крылообразной формы. Интенсивность и конфигурация скачка уплотнения в области входа изменялись с помощью дросселя, установленного в конце канала, и отсасыванием воздуха через перфорацию. Течение в области входа могло фотографироваться через стеклянные окна в боковых стенках модели (фиг. 3).
На фиг. 4 приведены фотографии течения для М] = 1,7 при наличии вихревого шнура и отсасывании пограничного слоя с поверхности клина. Когда дроссель несколько прикрыт (фиг. 4, а) и перед входом расположена головная^ волна, близкая к прямому скачку уплотнения, с отношением давлений р21р\ рКр, вихревой шнур при пересечении головной волны разрушается с образованием
застойной зоны. При полностью открытом дросселе (фиг. 4,6), когда от обечайки
отходит косой скачок уплотнения с отношением давлений Ръ/Р! < Ркр вихревой шнур пересекает фронт скачка уплотнения без разрушения. Наблюдение течения в области входа без отсасывания пограничного слоя с поверхности, когда головная волна перед входом имеет Х-об-разную форму [2], показало, что _ если
М^_1,54; /=10° Лог/ганичный слой етсасывался
Фиг. 6
вихревой шнур проходит через разветвленную часть скачка уплотнения, он не разрушается (р2/Р1 .« Ркр). 3 если выше узловой точки—разрушается (Р2/А>Ркр)-Результаты измерения углов наклона образующих конического скачка уплотнения при разрушении вихревого шнура в области входа в канал, выполненные в диапазоне чисел М] потока над поверхностью клина модели 1,4<М1<1,95, приведены на фиг. 5. Их значения оказались также весьма близки к значениям углов е, вычисленным по величине ркр, соответствующей отрыву турбулентного пограничного слоя при плоском и коническом течениях. Таким образом, отмеченная ранее аналогия между разрушением вихревого шнура и отрывом пограничного (вихревого) слоя при воздействии на них сильного скачка уплотнения, подтверждается в относительно широком диапазоне скоростей потока.
При разрушении во входной области канала вихревого шнура характеристики модели воздухозаборника заметно ухудшались. Так, например, при М1=1,54 коэффициенты восстановления давления уменьшились на 4—5%, а протяженность пологого участка в полтора-два раза, по сравнению с их значениями при безвихревом обтекании входа (фиг. 6). Аналогичное ухудшение характеристик воздухозаборника наблюдается и при отрыве головным скачком уплотнения пограничного слоя от поверхности клина.
Таким образом, полученные результаты свидетельствуют о том, что попадание в канал свободных вихревых шнуров существенно влияет на характерис-
тики воздухозаборника. Их влияние на течение в воздухозаборнике весьма сходно с влиянием пограничного слоя при его отрыве головной волной. В обоих случаях искажается форма головной волны, образуются застойные зоны с относительно низким давлением ркр, порождающие тангенциальный разрыв скоростей в поперечном сечении канала (граница с застойной зоной) и, тем самым, ухудшающие характеристики воздухозаборника. ,
ЛИТЕРАТУРА
1. Сообщение о докладе акад. Г. И. Петрова на сессии АН СССР. „Изв. АН СССР, ОТН“, 1958, № 9.
2. Николаев А. В. Течение во входном участке канала сверхзвукового диффузора при отрыве пограничного слоя головной волной. „Ученые записки ЦАГИ“, т. I, № 1, 1970.
Рукопись поступила 15/V 19741г.
