Исследование насадков для измерения скоса потока при больших сверхзвуковых скоростях Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ IX А Г И

Т о м XI

19 8 0

М 1

УДК 629.7.018.1

ИССЛЕДОВАНИЕ НАСАДКОВ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СКОСА ПОТОКА ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

Проведено расчетное и экспериментальное исследование новых форм насадков для измерения направления скорости потока при больших сверхзвуковых скоростях. Выбор форм насадков основан на методе измерения давления за прямым скачком приемниками давления, расположенными в слое сжатого газа. Экспериментальные исследования проведены при числе М =8. Определено, что наибольшей чувствительностью к скосу потока обладает насадок, представляющий собой затупленный конус.

При исследовании аэродинамических характеристик моделей в сверхзвуковых аэродинамических трубах часто возникает необходимость в определении направления вектора скорости потока — угла скоса потока. Это важно как при выборе положения модели относительно вектора скорости, так и для уточнения истинного направления вектора скорости потока при обтекании отдельных элементов модели. Для определения направления потока в сверхзвуковых аэродинамических трубах в настоящее время используют насадки различных типов: конические, клиновидные, сферические и т. п. О направлении потока судят ио разности давлений на противоположных сторонах насадков [1, 2]. Существенной особенностью этих насадков является то, что с ростом числа М чувствительность их к углам скоса потока значительно уменьшается. Из новых типов насадков для исследования гиперзвуковых потоков газа в аэродинамических трубах [2, 3} наибольшей чувствительностью к скосу потока отличаются затупленный конус с симметрично расположенными приемниками для измерения давления р0 за прямым скачком в слое сжатого газа и цилиндр с заостренной иглой. Однако дан" ных по этим насадкам недостаточно для уверенного их использования при изме' рении скоса потока. Вызывает сомнение также устойчивость обтекания цилиндра с иглой. В данной работе проведено исследование насадков различных форм для определения возможности использования их при больших сверхзвуковых скоростях.

1. Чувствительность насадков к углу скоса потока определяется коэффи-1 (д&р\

циентом к = ■— ----- . Здесь Ар— разность давлений в точках, симметрично

Ро \ да )а=0

расположенных относительно оси насадка; р0 — полное давление невозмущенного потока; а—угол скоса потока. Для насадков, приемниками давления которых служат трубки полного напора, коэффициент к можно приближенно определить по следующей формуле

О. Е. Андреев, В. И. Шустов

а2 —

6—«Ученые записки» № 1

81

г г

здесь рт и р01 — давления торможения, измеряемое трубкой полного напора в слое сжатого газа в симметрично расположенных точках относительно оси насадка в плоскости изменения угла а; а2 — углы при двух положениях насадка в исследуемой точке потока газа. Если исходное положение насадка совпадает с направлением невозмущенного потока, то <*]=() и (р^/Ро - Ро11Ро)а ~ Если разность углов Да = а2—“1 невелика, то, как показывают расчеты, изменение разности давлений на этом интервале приближенно можно считать линейным. По известным газодинамическим параметрам течения при обтекании определенного класса тел 14 — 6] можно определить чувствительность к скосу потока насадка выбранной формы. Расчеты были выполнены для насадков следующих форм: сферы, затупленного и острого конусов, клина. Приемники для измерения давления р располагались около поверхности насадков за ударной волной (рис. 1).

Рис. 1

2. Для сферического насадка (рис. 1 ,а) по имеющимся данным [6] рассчитывалось относительное давление р01ро в слое сжатого газа около сферы вдоль

Р-Ис

нормальной к поверхности координаты т\ = ——— для фиксированных углов

п с

0 = 70°, 80°, 90°. Далее коэффициент к определялся по следующей схеме. Например, если приемники для измерения р0 при а = 0 расположены перпендикулярно лучам с углами 0 = + 85°, то при а=5° первый приемник займет положение с 0 = 90°, а второй с 0 = — 80°. По разности давлений, определенной в этих двух точках и отнесенной к величине изменения угла Да = 5 (при одной и той же координате у)), вычисляется коэффициент чувствительности к данного насадка. Выбранный шаг по углу Да = 5° обусловлен имеющимися расчетными данными.

На рис. 2 приведены значения коэффициента чувствительности & = /(Т|, в) сферического насадка для чисел М = 4, 6, 10 при 0 = + 85° (сплошные линии) и при 0=+75° (штриховые линии). С увеличением расстояния между сферой и приемником давления (при приближении к ударной волне) коэффициент й возрастает. С ростом угла 0 наибольшее (по •»]) значение коэффициента к также

увеличивается. Например, для М = 10 при В— + 75 коэффициент njax#

= 0,00075 1 /град, при 0 = + 85° — max k = 0,00102 1/град.

I1)}

Для насадка в виде конуса со сферическим затуплением (рис. 1, б) определялось относительное давление р01ро в слое сжатого газа для азимутальных углов 9 = 0 и 180° и угла атаки а = Г. Полуугол раствора составлял р = 10°. Расчет производился при числе М = 8 для сечений г — 25; 33; 50; 75, перпендикулярных оси конуса, где г = z\r — координата г вдоль оси конуса, отнесенная к

радиусу затупления. Коэффициент чувствительности к углу скоса потока определялся по разности давлений при ср=180°

(наветренная сторона) и = 0 (подветренная сторона), отнесенных к углу Аа = \°. Для этого насадка зависимость коэффициента &=/(*], г) приведена на

о / Я-Як\ п 1,0

рис. 3 I для конуса т| = -----J. При всех

рассмотренных г с увеличением yj от 0 до ~0,2 коэффициент k резко возрастает до некоторой максимальной величины, после чего уменьшается, стремясь к постоянному значению. Наибольшее зна- 0,5 чение коэффициента k реализуется в сечении z = 75, однако ширина области высокой чувствительности к скосу потока по сравнению с ее значением при г=33 значительно уменьшается. Расчетные зависимости &=/(?], ■?) указывают на целесообразность расположения приемников для измерения в сжатом слое между

сечениями .г = 33 и г=50 в диапазоне

значений г\ от 0,2 до 0,3. В этом случае максимальная величина коэффициента

чувствительности к скосу потока достигает значения k = 0,0082-^0,0094 1/град.

Пунктирной линией на графике показан коэффициент чувствительности насадка в форме конуса с очень малым затуплением (г = 1000).

Особенностью клиновидного насадка (рис. 1, в) является постоянство давления Ро поперек слоя сжатого газа. Коэффициент k насадка рассчитывался аналогично предыдущим случаям. Зависимость & = /(М) для клиновидных насадков с полууглами fi=10° и 15° представлена на рис. 6. С увеличением числа М коэффициент k резко уменьшается, однако он значительно превосходит коэффициент к, определенный по разности давлений на боковой поверхности клина ((3 = 15°).

1011/град 0=1 ?5° а / //

X? / гГ // 10

✓ У . '/> / У 6

0,1

о Л

Рис. 2

то;

1!град

0,5

- 4-J ЛУ/ 2=25 /53 //50 ///1000 -* уШрн <79 Полна.

J _

Рис. 3

3. Экспериментально исследовались следующие виды насадков для определения скоса потока:

а) конус с полууглом раствора р=40° и дренажными отверстиями на боковой поверхности на одинаковом расстоянии от вершины насадка (рис. 1, г);

б) цилиндр с острой иглой и отверстиями вблизи кромки торца (рис. 1 ,д)]

в) затупленный конус (3=10°) с приемниками для измерения давления р0< расположенными вблизи основания конуса в слое сжатого газа (рис. 1,е). Затупление носика —плоское, перпендикулярное оси конуса, диаметром 1 мм. Осевые линии трубок для измерения полного напора параллельны образующей конуса в меридиональной плоскости. Расстояние от оси трубки до образующей равнялось

0,8; 1; 1,2 мм (т) = 1,6; 2; 2,4).

Насадки крепились в рабочей части аэродинамической трубы на изогнутой державке так, чтобы ось вращения проходила через точку пересечения оси насадка с нормальной плоскостью к оси, проходящей через приемные отверстия.

-20

-102

Ро

к і

д А

А

А А А 4

ДА------1

Д

А

- 1

к А

Iа ОС

д прямой, ход а обратный. ход

и

Рис. 4

Исследования проводились в воздушной гиперзвуковой трубе при числе М 7,9,. давлении торможения 5-Ю6 Па и температуре торможения ~800 К. Гиперзвуковой поток создавался с помощью профилированного сопла. Насадок с державкой крепился к я-механизму, описанному в работе [7]. Погрешность установки угла атаки не превышала +2'. Измерение давления проводилось групповым регистрирующим манометром. В отдельных случаях проводилось непосредственное измерение перепада давления Др в приемных отверстиях тензометрическим силь-фонным датчиком, проградуированным как перепадомер. Изменение углов атаки от —5° до 5° производилось с шагом 20', 30' и 1°,

Чувствительность насадка конуса с полууглом раствора £1=40° (рис. \,г) к углу скоса потока, определенная по измерениям давления, оказалась не очень высокой: й=0,35-10—з 1/град, Преимуществами этого насадка являются простота конструкции и возможность его охлаждения при испытаниях в тепловых аэродинамических трубах.

При исследовании насадка, представляющего собой цилиндр с острой иглой (рис. 1,д), обнаружено, что изменение перепада давления в дренажных отверстиях имеет место только в небольшом диапазоне углов атаки—2,5° ^ а <; 2,5°. Коэффициент чувствительности к значительно больше, чем в предыдущем случае и достигает 0,45-10-2 1/град (рис. 4). К преимуществам данного насадка можно отнести высокую чувствительность к углу скоса потока и относительную простоту конструкции. Однако у него имеются недостатки: чувствительность к углам

скоса потока ограничена малыми углами (+2,5°), наблюдается явление гистерезиса в изменении давления при прямом и обратном ходе насадка (рис. 4), сложно осуществить охлаждение иглы. Результаты исследования насадка — затупленного конуса (р = 10°) (рис. 1, е) — представлены на рис. 5 в виде зависимостей Ар0/р0= = /(а,ч])• При расположении приемников/}0 на расстоянии т) = 1,6 (а = 0,8 мм, см. рис. 1, е) коэффициент чувствительности достигает максимального значения, равного *=1,12.10“2 1/град. С ростом значения т( коэффициент к уменьшается.

4. Сопоставление насадков различных типов дано на рис. 6 в виде зависимости коэффициента чувствительности к скосу потока от числа М. Видно, что коэффициент * существенно зависит от формы насадка. Так, коэффициент к клиновидного насадка 0=10°) с приемниками давления /?0 выше, чем сферического и клиновидного (3=15°) насадков с приемниками р'0 во всем исследованном диапазоне чисел М. У всех насадков с приемниками полного напора р'0 коэффициент к существенно больше, чем КЛИНОВИДНОГО (Р = 15°) с отверстиями для измерения давления на боковой поверхности. Но наибольшие значения к имеет насадок, выполненный в виде затупленного конуса ([3=10°) с приемниками полного напора в слое сжатого газа. По данным расчета при числе М--8 коэффициент * у этого насадка в 3 раза больше, чем у сферического или клиновидного 0=10°) с приемниками давления р0, и примерно в 20 раз больше, чем у конического на-садка (|3 = 40°) с дренажными отверстиями, расположенными в симметричных точках

Я 10 ,1 І град

Ионический, насадок

ю°;

10° 1,6

10° 2,0

10а W

15° 1 л°

0,11

¥0 эксперимент Клиновидный, насадок

Г=0 I Сфер и чес кое n-j (затупление,

%А "Лчет

0051 Плоское п 05? затупление, J эксперимент

АРо'>Р=1°"

Расчет

-----йРо'

------Ар 15°)

Ссрерический. насадок ------Lp'a 6=85*расчет

Цилиндр с иглой.

• Ар — эксперимент

Рис. 6

Набоковой поверхности. Расчетные значения & для конуса ([5= 10°) со сферическим затуплением при М=8 близки к экспериментальным для насадка — конуса с плоским затуплением (при измерении давления р'^). Различие в оптимальном размещении приемников давления р0, при котором коэффициент к достигает максимального значения, для расчетного (и]=0,2) и экспериментального (т)=1,6) случаев, обусловлено, по-видимому, некоторым различием формы затупления передней части насадков.

ЛИТЕРАТУРА

1. Горлин С. М., С л е з и н г е р И. И. Аэромеханические измерения. М., .Наука", 1964.

2. Поуп А., Гойн К. Аэродинамические трубы больших скоростей. М., „Мир“, 1968.

3. Album Н. Н. Flow inclination measurements in hypersonic tunnels. „AIAA“, vol. 2, 1964, N 1.

4. Любимов A. H., Русанов В. В. Течение газа около тупых тел, ч. II. М., „Наука0, 1970.

5. Нерсесов Г. Г., Шустов В. И. Таблицы аэродинамических коэффициентов конусов со сферическим затуплением. Труды НАГИ, вып. 1639, 1975.

6. Б а з ж и н А. П., Б л а г о с к л о н о в В. И., М и н а й л о с А, И., Пирогова С. В. Обтекание сферы сверхзвуковым потоком совершенного газа. „Ученые записки ЦАГИ\ т. 2, № 3, 1971.

7. „Обтекание затупленных тел сверхзвуковым потоком газа'. Под ред. О. М. Белоцерковского. М., ВЦ АН СССР, 1967.

Рукопись поступила 20/IV 1978 г.