Исследование параметров пограничного слоя перед входом плоского сверхзвукового воздухозаборника, устанавливаемого под поверхностью треугольной пластины Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XIII ¡982

№ 2

УДК 629.7.015.3.036:533.697.2

ИССЛЕДОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ ПЕРЕД ВХОДОМ ПЛОСКОГО СВЕРХЗВУКОВОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА, УСТАНАВЛИВАЕМОГО ПОД ПОВЕРХНОСТЬЮ ТРЕУГОЛЬНОЙ ПЛАСТИНЫ

В. П. Старухин, А. Г. Тарьшкин

В диапазоне чисел М = 2-^5 и углов атаки 0— 10° экспериментально исследованы параметры пограничного слоя перед плоскостью входа плоского подкрыльевого воздухозаборника с горизонтально расположенной поверхностью торможения.

Определены закономерности изменения интегральных характеристик пограничного слоя в зависимости от углов атаки и расстояния воздухозаборника от поверхности пластины н их влияния на внутренние характеристики воздухозаборника.

При проектировании сверхзвуковых летательных аппаратов, воздухозаборники силовых установок которых располагаются под треугольным крылом, большое значение имеет правильный учет влияния на внутренние характеристики воздухозаборника пограничного слоя, нарастающего на поверхности крыла. .Пограничный слой с поверхности крыла, попадая в воздухозаборник, заметно ухудшает его характеристики, приводя к снижению коэффициента восстановления полного давления и увеличению неравномерности потока на входе в двигатель.

Очевидно, что самым эффективным способом уменьшения вредного влияния этого пограничного слоя является полное или частичное предотвращение его попадания в воздухозаборник путем отодвижения воздухозаборника от поверхности крыла. При этом естественно, что при отодвижении воздухозаборника на высоту, равную толщине пограничного слоя крыла, будет полностью исключено его влияние. Однако отодвижение воздухозаборника от поверхности крыла приводит к увеличению миделя летательного аппарата и, следовательно, к возрастанию его волнового сопротивления. Поэтому при определении потребного расстояния воздухозаборника от поверхности крыла желательно найти компромисс между степенью улучшения его внутренних характеристик и возрастанием волнового сопротивления.

Для того чтобы правильно выбрать оптимальное расстояние воздухозаборника от поверхности крыла, необходимо уметь с достаточной степенью точности оценивать параметры пограничного слоя перед плоскостью входа в подкрыльевой воздухозаборник и их влияние на внутренние характеристики этого воздухозаборника в широком диапазоне изменения чисел М и углов атаки при различных величинах отодвижения.

В связи с тем что в настоящее время не существует достаточно надежных методов расчета характеристик турбулентного пограничного, слоя на поверхности треугольного крыла, основным способом изучения его характеристик пока является эксперимент.

Настоящая статья посвящена экспериментальному исследованию параметров сверхзвукового пограничного слоя на поверхности торможения плоского подкрыльевого воздухозаборника в широком диапазоне изменения чисел М и углов атаки при различных расстояниях между поверхностью пластины и воздухозаборником и рассмотрению возможностей приближенно рассчитывать влияние пограничного слоя крыла на характеристики воздухозаборника.

1. Экспериментальные исследования проведены на модели, представляющей собой треугольную пластину с углом стреловидности по передней кромке х = 80°, на которой устанавливался двухступенчатый клин с углами излома образующей 7,5° и 15° (рис. 1).

Этим моделировались треугольное крыло и поверхность торможения плоского подкрыльевого воздухозаборника с горизонтальным клином. Размеры двухступенчатого клина соответствовали поверхности торможения изолированного плоского воздухозаборника с высотой Л0 = 50мм и шириной ¿?0 = 200 мм (Ь0/Н0 = 4), у которого скачки от изломов клина сходятся на передней кромке обечайки при скорости набегающего потока, соответствующей числу М = 4,6 (Мр = 4,6, /р= 1). Для подкрыльевого воздухозаборника, работающего в предварительно заторможенном под крылом потоке, это соответствует числу М набегающего на крыло невозмущенного потока, равному б, и углу атаки крыла а—12°. По бокам клина для обеспечения двумерности течения установлены заостренные боковые пластины (щеки). Модель предусматривала возможность

г

л;

-3

Рис I.

установки клина на различных расстояниях Д/г от поверхности пластины, равных ДЛ/Л0 = 0,04; 0,08; 0,12 и 0,2. Размеры пластины при этом выбирались из расчета, чтобы воздухозаборник был полностью расположен в поле потока, предварительно заторможенного в скачке от треугольной пластины, даже при макси» .мальном расстоянии его от поверхности пластины.

Экспериментальные исследования проведены в диапазоне чисел М = 2ч-5 и углов атаки пластины 0—10° в аэродинамической трубе без подогрева воздуха в-форкамере. Режимы обтекания пластины при этих условиях эксперимента соответствовали режимам течения с отошедшим от передних кромок скачком уплотнения. В процессе испытаний измерялись профили полного давления в пограничном слое р'0(у) в различных поперечных и продольных сечениях по длине и ширине пластины и поверхности торможения воздухозаборника при различных расстояниях АН от поверхности пластины. Для проведения эксперимента были использованы методика и аппаратура, реализующие динамический метод измерения при непрерывном перемещении аэродинамических насадков по высоте пограничного слоя’[1]. Профили скорости в пограничном слое рассчитывались по измеренному профилю полного давления при предположении с1рШу~0 и законе изменения температуры торможения от температуры поверхности модели Тха до температуры торможения невозмущенного потока, подчиняющемся интегралу Крок-ко. На основании определенных таким образом профилей и(у) подсчитывались интегральные характеристики пограничного слоя о, 5* и

Полученные в результате эксперимента данные позволили установить определенные закономерности влияния пограничного слоя крыла на характеристики воздухозаборника.

2. В работе [2] для расчета параметров пограничного слоя на плоских ступенчатых тормозящих поверхностях на основании проведенных экспериментов была предложена приближенная методика расчета, основанная на использовании метода эффективных длин, при определении которых предполагалось сохранение неизменной толщины потери импульса при переходе через скачок уплотнения, возникающий в месте излома поверхности.

В настоящей работе проверена возможность использования этого метода для оценки параметров пограничного слоя на входе в воздухозаборник и в том случае, когда прямоугольная плоская поверхность торможения воздухозаборника поставлена на треугольную пластину. В этом случае, в отличие от работы [2], пограничный слой на поверхности торможения воздухозаборника . начинает развиваться не с нулевой толщины, а имеет свою предысторию, обусловленную пограничным слоем на поверхности треугольной пластины. При этом, если пограничный слой на прямоугольной поверхности торможения, ограниченной боковыми стенками, развивается в плоскопараллельном течении, то пограничный слой на поверхности треугольной пластины имеет пространственный характер. Вследствие этого пограничный слой на поверхности торможения плоского подкрыльевого воздухозаборника изменяется не только по ее длине, но и в поперечном направлении.

Для расчета параметров пограничного слоя на входе в под-крыльевой воздухозаборник, прилегающий к поверхности треугольной пластины, при нулевом угле атаки, когда пространственность

обтекания пластины не должна проявляться, принималось, что треугольная пластина является дополнительной ступенью поверхности торможения воздухозаборника. Характеристики пограничного слоя на поверхности треугольной пластины рассчитывались, как для плоской пластины переменной ширины. При этом для расчета параметров пограничного слоя иа линии симметрии (г=.0)в качестве длины пластины бралось расстояние от вершины пластины до рассматриваемого сечения, а при отходе от линии симметрии по размаху пластины (г>0) — расстояние от передней кромки пластины до рассматриваемого сечения по направлению, параллельному линии симметрии.

Крыло 80~О 8 Г7,У и о

м=з ■ч

■ * о 0 Ко -Я *

\ о Ч о

- \ ^—з •

Границы зоны перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для каждого продольного сечения определялись иа основании соответствующих эмпирических зависимостей для плоской пластины [2, 3] [число Ие(М) перехода определялось по работе [2] и соответствовало концу переходной зоны].

При таких допущениях можно при нулевом угле атаки определить закон изменения параметров пограничного слоя как по длине пластины и поверхности торможения воздухозаборника, гаки в поперечном направлении по размаху пластины. Это позволяет рассчитать величину относительной суммарной площади, занимаемой пограничным слоем во входном сечении воздухозаборника, которая, очевидно, и будет определять степень ухудшения характеристик воздухозаборника вследствие влияния пограничного слоя.

Для примера на рис. 2 сравниваются расчетпые и экспериментальные зависимости интегральных характеристик пограничного

слоя по длине рассматриваемых поверхностей. Видно, что сходимость расчетных и экспериментальных значений вполне удовлетворительная, но хуже, чем для плоской прямоугольной ступенчатой поверхности [2]. Максимальное расхождение между расчетными и экспериментальными значениями наиболее интересного для воздухозаборника параметра 8* может достигать 20% (расчетные значения выше экспериментальных). При этом наибольшее расхождение отмечается вблизи линии симметрии, а при удалении от линии снмметрни по размаху пластины это максимальное расхождение уменьшается до <~5%. По-видимому, это объясняется тем, что при проведении расчетов границы зоны перехода ламинарного состояния пограничного слоя в турбулентное на треугольной пластине определялись как для плоской пластины, а реальная зона перехода на треугольной пластине имеет другие границы. В частности, экспериментальные исследования [4] показали, что число Ие перехода на линии симметрии треугольной пластины может быть в 1,5 — 2 раза больше, чем число Ке перехода при удалении от линии симметрии по размаху пластины.

На рнс. 2 сравнивается изменение экспериментальных и расчетных значений интегральных характеристик пограничного слоя в поперечном направлении, характеризуемом величиной координаты 2, отсчитываемой от линии симметрии пластины. Видно, что по характеру изменения поперек поверхности торможения экспериментальные значения также вполне удовлетворительно соответствуют расчетным.

Таким образом, результаты эксперимента показали, что изложенная выше методика расчета позволяет с достаточной для инженерных расчетов точностью определять при нулевом угле атаки параметры пограничного слоя перед входом в плоский воздухозаборник, расположенный под треугольной пластиной.

3. Для расчета параметров пограничного слоя на поверхностях пластины и клина при положительных углах атаки была использована эта же методика. В качестве параметров невозмущенного потока принимались параметры невязкого потока на наветренной стороне поверхности треугольной пластины при положительном угле атаки [5], а возникающим на положительных углах атаки искривлением линий тока пренебрегалось. Такое допущение основано на теоретических [5] и экспериментальных [6] данных, показывающих, что при положительных углах атаки до 10° как линии тока невязкого течения, так и „предельные“ линии тока в пограничном слое на наветренной стороне поверхности треугольной пластины практически остаются параллельными линии симметрии, т. е. простран-ственность течения проявляется очень слабо.

Данные о параметрах пограничного слоя вдоль и поперек исследуемой поверхности, определяемые по изложенному методу, дают возможность провести расчет относительных площадей, занимаемых соответствующими толщинами пограничного слоя во входном сечении канала воздухозаборника У5»*, определяемых как

где г — площадь, занимаемая толщиной слоя &, толщиной

вытеснения 8* или толщиной потери импульса £**, ЬпЬй —

площадь входного сечения канала воздухозаборника (см. рис. 1).

Относительные значения этих площадей характеризуют коли* чественно степень ухудшения внутренних характеристик воздухозаборника вследствие влияния пограничного слоя.

В частности, ухудшающее влияние пограничного слоя на коэффициенты расхода /та* и восстановления полного давления утах воздухозаборника количественно оценивается путем введения поправок на относительную площадь вытеснения пограничного слоя во входном сечении воздухозаборника

/л.

/о

где /0 и — коэффициенты расхода и восстановления, определенные без учета вязкости [7].

Анализ расчетных данных об изменении Гы в зависимости от угла атаки и числа М показал, что при постоянном числе М и углах атаки а ==0-М0° значения Рц изменяются очень слабо (с ростом угла атаки значение несколько уменьшается, максимальная степень уменьшения достигает 10%).

В то же время эксперименты показали, что экспериментальные значения Рц с ростом угла атаки остаются практически неизменными. В качестве примера на рис. 3 для сечения, близкого

Я6*

0,08

0,06

{

0,04

002

О

Г а

Рис. 3

к плоскости входа в воздухозаборник, дано сравнение расчетных и экспериментальных зависимостей />(а, М).

Такое отличие в характере изменения по углам атаки расчетных и экспериментальных значений /> объясняется, вероятно, тем, что, как показали экспериментальные исследования [4], при увеличении угла атаки линия перехода на нижней поверхности треугольной пластины заметно сдвигается вперед. Число Не перехода при увеличении угла атаки до 10° может уменьшиться почти в два раза. За счет этого эффекта компенсируется уменьшение числа М местного потока под пластиной при а>0, вследствие чего параметры пограничного слоя при, изменении угла атаки сохраняются практически неизменными.

Для примера на рис. 3 для М = 4 нанесена расчетная кривая, при построении которой учтено изменение числа Ке перехода _по углу атаки. Видно, что в этом случае расчетные значения /> меняют характер своего изменения по углам атаки. Такая слабая зависимость значений /> от угла атаки позволяет предположить,

что в первом приближении влияние пограничного слоя, нарастающего на поверхностях треугольной пластины и клииа торможения, на внутренние характеристики воздухозаборника будет оставаться неизменным при изменении угла атаки. Вследствие этого достаточно будет определить это влияние при а = 0, когда простран-ственность течения около треугольной пластины сказывается слабо, и характеристики пограничного слоя можно, как показано выше, приближенно определить расчетом. Справедливость этого вывода подтверждается результатами экспериментального исследования внутренних характеристик воздухозаборника с этой поверхностью торможения.

На рис. 4. при различных углах атаки и расстояниях воздухозаборника от поверхности пластины показано влияние пограничного слоя крыла на коэффициенты расхода и восстановления полного давления воздухозаборника. Изменение расстояния воздухозаборника от поверхности пластины приводит к изменению доли пограничного слоя пластины, попадающего в воздухозаборник. Видно, что степень ухудшения характеристик воздухозаборника в зависимости

/а,

^пс (0) М= Ц и 'ЛсШ - л 1,0 —, Ж —X £!_ ^ ')пс(О) с(йЬ)

0,9 I ...... 1 ... 1.... . * па и—ж 1- ж ж 1111

\ л М=5>,8 ¥ М=5,8

■ *

_ »... цд 1 1 - _1 1 • I п я > &П=0,08 0,02 . . 1 ! - , I—^

2° /в 4° сс

Рис. 4

от величины его расстояния от поверхности пластины практически остается неизменной при углах атаки а ==0-4-4°.

4. Выше отмечалось, что простейшим и самым эффективным способом уменьшения вредного влияния пограничного слоя, нарастающего на поверхности крыла, на внутренние характеристики воздухозаборника является отодвижение воздухозаборника от поверхности крыла. !■

Учитывая нелинейный характер профиля скоростей в пограничном слое, можно предположить, что, по-видимому, достаточно отсечь наиболее заторможенную часть пограничного слоя, несущую в себе основную долю потерь кинетической энергии и вследствие этого наиболее сильно ухудшающую характеристики воздухозаборника. Дальнейшее отодвижение не будет приводить к заметному улучшению его характеристик.

На рис. 5 приведены зависимости толщины вытеснения пограничного слоя на поверхности торможения вблизи плоскости симметрии от расстояния воздухозаборника от поверхности пластины.

Видно, что эти зависимости имеют нелинейный характер, причем наиболее значительное уменьшение характерных толщин пограничного слоя на поверхности ступенчатого клина происходит при малых отодвижениях воздухозаборника от поверхности пластины.

Для определения расчетным путем изменения характерных толщин пограничного, слоя в плоскости входа в воздухозаборник в зависимости от расстояния воздухозаборника от поверхности пластины соответствующая характерная толщина пограничного слоя

на поверхности торможения представлялась в виде суммы двух членов:

8* = §кл + 8^, (8кр_дй),

где 8КЛ —соответствующая толщина пограничного слоя на поверхности изолированной поверхности торможения, находящейся вне влияния пограничного слоя пластины; 8*р(8 _дй)—соответствующая

Кр

толщина той части пограничного слоя пластины высотой (8Кр—-Дй), которая сохраняет свое влияние на воздухозаборник при отодви-жении на Д/г; 8кр —толщина пограничного слоя крыла в плоскости симметрии перед кромкой поверхности торможения.

Формула для изменения толщины вытеснения будет иметь такой вид:

В* (ДА) (Д/1)

9*(0) С-м; •

Сравнение расчетных и экспериментальных данных показало их вполне удовлетворительную сходимость (см. рис. 5).

Анализ зависимостей относительной площади вытеснения пограничного слоя в сечении, близком к плоскости входа в воздухозаборник, от расстояния воздухозаборника от пластины, отнесенного к толщине пограничного слоя на поверхности пластины в плоскости симметрии у передней кромки поверхности торможения, показал, что в большинстве рассмотренных случаев значения /*б* уменьшаются наиболее значительно (на 80 — 95%) при ото движении воздухозаборника на 0,5 — 0,6 толщины пограничного слоя на пластине. Дальнейшее отодвижение не приводит к существенному уменьшению значения fь*. Отсюда следует, что для нейтрализации основного ухудшающего влияния пограничного слоя крыла (на 80—90%) на внутренние характеристики воздухозаборника рассмотренного типа достаточно отодвигать воздухозаборник на высоту ДА = — 0,5-^-0,68кр. Это подтверждается и результатами исследова-

ния внутренних характеристик плоских воздухозаборников, которые также показали, что при таких расстояниях- ухудшающее влияние пограничного слоя крыла на коэффициенты расхода и восстановления полного давления воздухозаборника уменьшается на

М=Т

75 — 95% (рис. 6). Окончательно вопрос об определении оптимального расстояния воздухозаборника от крыла для каждой конкретной компоновки должен решаться с учетом изменения и сопротивления компоновки.

ЛИТЕРАТУРА

1. Тар ыш кин А. Г., Старухин В. П. Методика и аппаратура для экспериментального исследования сверхзвукового турбулентного пограничного слоя в динамическом режиме измерений. Труды ЦАГИ, вып. 1689, 1976.

2. Старухин В. П., Тарышкин А. Г. Экспериментальное исследование турбулентного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке на плоских тормозящих поверхностях с изломами образующих. »Ученые записки ЦАРИ“, т. VI, № 4, 1975.

3. Deem R. Е., Murphy J. S. Flat plate boundary layer transition at hypersonic speeds. „А1АА Paper“, N 65 —128, 1965.

4. Давыдова H. А., Юшин А. Я. Экспериментальное исследование влияния угла атаки на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный около нижней поверхности треугольных пластин с острыми кромками. „Ученые записки ЦАГИ“, т. VI, № 1, 1975.

5. Филимонов И. М. Расчет параметров потока под нижней поверхностью треугольного крыла с дозвуковыми передними кромка-

• ми. Труды ЦАГИ, вып. 1897, 1978.

6. Башкин В. А. Экспериментальное исследование обтекания плоских треугольных крыльев при числе М = 5 в диапазоне углов атаки от 0 до 70°. „Изв. АН СССР, МЖГ“, 1967, № 3.

7. Гурылев В. Г., М а м е т ь е в Ю. А. Влияние охлаждения центрального тела на запуск, срыв течения на входе и дроссельные характеристики воздухозаборников при сверхзвуковых и гиперзву-ковых скоростях. »Ученые записки ЦАГИ“, т. VI, № 2, 1975.

Рукопись поступила 241IV 1980 г.