CC BY
42
_______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Том VI 1975
М4
УДК 533.6.011. 55 532,582.3
ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЯ ТЕЧЕНИЯ ОКОЛО ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ (М= 1,7)
П. Д. Михайлов, А. А. Ряхин, В. Б. Турбинин, И. Г. Черных,
И. И. Юшков
Приведены результаты экспериментального и расчетного исследования параметров поля течения (местных чисел М, местных скоростных напоров, местных углов атаки) при числе М=1,7 около тел вращения с удлинением Х = 4: круглого конуса, степенных тел вращения с различными радиусами затупления (гн = 0 -+- 0,4) и цилиндрического тела со сферическим затуплением гн=1,0.
При решении задач аэродинамической интерференции требуется знание параметров поля течения около того или иного элемента летательного аппарата, в частности, около головной части корпуса, представляющей собой в большинстве случаев тело вращения. Определение параметров поля течения (местных чисел М, местных скоростных напоров д, местных углов атаки потока в связанной системе координат 9 и др.) при углах атаки а Ф 0 расчетным путем даже для тел простых форм является довольно сложной задачей [1, 2], поэтому на практике эти данные получаются в результате эксперимента.
В настоящей статье приведены результаты исследования при числе М00 = 1,7
полей течений около тел вращения степенной формы у = (дг)0,75 с удлинением X = 4 и различными радиусами затупления носовой части гн = 0; 0,2; 0,4, а также около конуса с полууглом раствора 0К = 7°28 и цилиндрического тела с носовой частью в виде полусферы гИ=1 (фиг. 1). Здесь*, у — цилиндрические координаты (см. фиг. 1): х — вдоль оси тела, у— по нормали к оси тела, значение х отнесено к длине тела, а у и гн — к радиусу миделя тела.
Для определения местных параметров потока был использован комбинированный конический насадок, разработанный в ЦАГИ (см. схему на фиг. 2).
Для выбранной формы насадка специальной градуировкой была установлена связь параметров набегающего потока с измеренными величинами давлений: определены зависимость от числа М и углов атаки набегающего потока а отношения среднего давления на конусе насадка, измеренного в четырех точках, к полному давлению за прямым скачком уплотнения (рк1р'0 )Ср =/(М. а), и зависимость разности коэффициентов давлений в диаметрально противоположных точках конической поверхности насадка Дра=/(М, а) в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Зависимости (рк1р'0)Ср = /(М, а) и Дра=/(а) для М-<4,0 приведены на фиг. 2.
Для определения местных параметров потока использовалась гребенка с комбинированными коническими насадками. Гребенка состояла из 18 насадков, расположенных в трех плоскостях по шесть насадков в каждой плоскости. Углы между плоскостями составляли 45°.
Ойщии. вид моделей, тел вращения £ = (х) °'75
г- О
г„-0,2
г,-а*
V]
г„-1,0
Проведенные оценки показали, что погрешности местных чисел М, и местных скоростных напоров <7Ь измеряемых с помощью конического насадка, заметно зависят от числа М^,. Для выбранного числа Моп=1,7 максимальный разброс этих параметров (доверительный интервал при вероятности 0,99) составляет ДМг:+0,01; Д <7 «+0,01. Аналогичная погрешность измерения местных углов атаки потока равна Д&;=+10 и практически не зависит от числа М^,.
Было исследовано влияние формы образующей головных частей [коническая, степенная у = (*)0'75] и радиуса затупления носовой части для тела степенной
1
нг
1 1 {ч!
' V 1 4
/ ■ -
<1 ■
1 > г *
) і г 1 0 ос-0 <х.=15а ' * 4 1 Ъ о • у-(Х)"'75, А‘ ¥, Ги-0 (5 * цилиндр со сферической. носовой. ча.стбю(гИ = 1,0)
<
Фиг. 3
формы 7"н = 0-ь0,4 при углах атаки а = 0; 10°; 15° в нормальном сечении * = 0,75 на следующие параметры течения: М^М^, ^У=/(Л), где а — местные уг-
лы атаки в вертикальной плоскости, Л = /г/7? — расстояние от оси тела до исследуемой точки поля, отнесенное к радиусу миделя тела.
Для рассмотренного диапазона Л в нормальном сечении х = 0,75 отличие в значениях М! и <71 для конуса и степенной головной части незначительно и находится в пределах точности данного эксперимента; для слабозатупленных тел вращения (га < 0,2) местные параметры М! и также близки к соответствующим параметрам заостренных тел вращения. Увеличение радиуса затупления носовой части при а=0 приводит к некоторому увеличению местных чисел Мх. Скоростные напоры при этом несколько уменьшаются (фиг. 3). На углах атаки а^-0 с наветренной стороны местные числа М1 с увеличением радиуса затупления возрастают, а на подветренной уменьшаются по мере увеличения затупления носка. Местные скоростные напоры как на наветренной, так и на подветренной сторонах уменьшаются, однако разность скоростных напоров между наветренной и подветренной сторонами ! 1ср=г0—1 ^11^=180° ПРИ увеличении затупления головных частей возрастает (ер — полярный угол в цилиндрической системе координат,
--- расчет
эксперимент о Ц =(х)*7*; л = 4; гИ‘0
• цилиндр со сфера ческой
носовой, частью Т*м-Т,0
Фиг. 5
фиг. 1). Влияние формы образующей и радиуса затупления носовой части при гн<0,2 на величину скоса потока при углах атаки а ф 0 проявляется главным образом на боковой и подветренной сторонах, где, как видно из фиг. 3 и 4, с ростом затупления носка местные углы атаки на боковой поверхности возрастают, а на подветренной уменьшаются.
В качестве примера для степенной головной части и цилиндрического тела вращения с носовой частью в виде полусферы на фиг. 3 приведены зависимости Мі/Мдд, ЯіІЧоо и ®у=/(Л) в нормальном сечении * = 0,75 для углов атаки а = 0; 15° в меридиональных плоскостях <р = 0 и ер = 180°, а на фиг. 4 приведены значения в меридиональной плоскости ер = 90°.
1—непосредственно за ударной волной; 2 — на стенке тела
Фиг. 6
Проведенные исследования из-за больших интервалов изменения <р не позволяют дать полную картину течения с подветренной стороны тел вращения (в области углов ер = 135° -4- 180°), аналогично полученной в работе [3].
Для осесимметричного сверхзвукового обтекания рассмотренных тел потоком идеального совершенного газа методом характеристик на ЭЦВМ получены в нормальных к оси симметрии сечениях *=0,1; 0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,75; 1,0 на поверхности тела и непосредственно за ударной волной параметры поля: М =М1/М00, <7 = — Ч\1Чой' ®[гРаД]- Носовые части конуса и степенной головной части заменялись
сферическими поверхностями с радиусами /•„ я: 0,03 и гн = 0,023 соответственно. Расчет начинался от луча, проведенного в сверхзвуковой области течения из центра сферической поверхности под углом 65° к оси тела вращения. Исходные данные на луче были получены квадратичной интерполяцией соответствующих функций на этом луче для М = 1,5; 2,0 и 3,0, приведенных в работе [2].
Многочисленные систематические расчеты, проведенные с помощью указанного метода, показали, что результаты расчетов практически совпадают с соответствующими результатами, полученными конечно-разностным методом (см. [2]) как по коэффициенту волнового сопротивления, так и по местным параметрам потока в области возмущенного течения. Для сечения * = 0,75 (фиг. 5) результаты расчета сравниваются с результатами экспериментальных исследований, проведенных в диапизоне Л =1,2-;-2,8.
Анализ расчетов показал, что с ростом радиуса затупления увеличивается область изменения параметров поля течения (М, <?, &); на ударной волне увеличиваются значения местного угла атаки в вертикальной плоскости и скоростного напора а значения чисел М уменьшаются. Из данных, приведенных на фиг. 5, видно, что результаты экспериментальных исследований и расчетных оценок вполне удовлетворительно согласуются между собой.
1 — непосредственно за ударной волной; 2 — на стенке тела
Фиг. 7
С увеличением расстояния х от носовой части тела в сечении, нормальном к оси симметрии тела, диапазон изменения исследуемых функций течения уменьшается. Следует отметить, что экстремальные значения функций достигаются в средней области потока. Значения чисел М во всем поле течения показаны на фиг. 6 для степенной головной части и на фиг. 7 — для цилиндрического тела вращения с носовой частью в виде полусферы.
ЛИТЕРАТУРА
1. Бабенко К. И., Воскресенский Г. П., Любимо в А. Н., Русанов В. В. Пространственное обтекание гладких тел идеальным газом. М., „Наука", 1964.
2. Любимов А. Н., Р у с а н о в В. В. Течение газа около тупых тел. М., „Наука“, 1970.
3. Rain bird W. I. The external flow field about jawed circular cones, „AGARD“, cp N 30, 1968.
Рукопись поступила 71 VIII 1974 г.
