CC BY
30
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XI 19 8 0
М 6
УДК 629.7.018.1:533.6.071.1:62-69
ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕПЛООБМЕНА НА ПОЛУКОНУСЕ ПРИ БОЛЬШИХ ЧИСЛАХ М и Яе
Л. /И. Беспалов, М. И. Горшков. В. В. /Кданов,
А. Г. Михальченко
В аэродинамической трубе с электродуговым подогревателем проведены испытания модели затупленного полуконуса при числах М = 6.5 и Яе до 1,6 10:. Регулирование температуры торможения потока проводилось за счет подмешивания холодного воздуха в фор-камере. Показано, что на подветренной стороне полуконуса возникают сначала два, а затем при Ре=1,610т и угле атаки 10° —четыре пика тепловых потока.
В работах [1 — 4) было показано, что на подветренной стороне модели полуконуса со сферическим затуплением распределение тепловых потоков неравномерное с двумя сильными пиками на линиях растекания симметричного пространственного вихря. Эти результаты были получены в ряде аэродинамических труб, в частности, в сверхзвуковой аэродинамической трубе с керосиновым подогревателем (в виде встроенной в проточную часть камеры сгорания РД) при числах М = 5 и Ре = 9,510« (число Ре вычислялось по параметрам невозмущенного потока для характерного размера 1 м). Представлялось интересным проследить изменение характера теплообмена на такой модели при увеличении чисел М и Ре.
Для проведения таких исследований была выбрана аэродинамическая труба с электродуговым подогревателем. Для упрощения сравнительного анализа результатов во всех испытаниях применялась одна и та же модель, имевшая одинаковую геометрию с моделью, испытанной в аэродинамической трубе с керосиновым подогревателем. Модели были выполнены из одинакового теплоизоляционного пресс-материала. Измерение распределения тепловых потоков проводилось также при помощи термоиндикаторных покрытий с температурой плавления УП1 = 314 К по методике, разработанной в [5].
Испытания модели проводились в свободной струе, вытекающей из конического сопла диаметром 350 мм с числом М = 6,5. В зависимости от угла атаки а модели сопло работало как с недорасширением, так и с перерасшйрением, но без отрыва потока. (Угол атаки модели считался положительным, если плоская поверхность полуконуса была подветренной). Температура торможения потока Т0 при испытаниях определялась расходным методом по повышению давления в фор-камере трубы при включении подогревателя.
Давление Я„ в форкамере трубы измерялось батареей датчиков типа МД-Т с автоматическим переключением диапазона измерений. Температура торможения потока выбиралась по соображениям точности и повторяемости ре-зультатов эксперимента в диапазоне 650 — 850 К таким образом, чтобы, во-первых, отсутствовала конденсация воздуха в сопле и в местных сверхзвуковых
зонах на модели и, во-вторых, условия применения метода термоиндикаторных покрытий мало отличались от условий, имевших место в трубе с керосиновым подогревателем. Для получения таких температур в трубе с электродуговым подогревателем применялось подмешивание холодного воздуха в форкамере. Требующаяся дозировка горячего и холодного воздуха достигалась за счет соответствующего выбора диаметров узких сечений мерных сопл, установленных в подводящих трубопроводах дуговых камер подогревателя и форкамеры трубы (мерные сопла работали на сверхкритическом режиме). По сравнению с другими способами регулирования электродуговых подогревателей в диапазоне сравнительно низких температур этот способ является наиболее надежным и обеспечивает самую высокую экономичность. Однако в практике аэродинамических испытаний он почти не применялся. Поэтому предварительно были проведены методические исследования неравномерности потока за соплом. Поля температуры торможения и полного давления измерялись на расстоянии 15 мм от среза сопла при помощи гребенки термопар (при Г0 = 480 К и Р0 = 11,8- 1Ф Па) и перемещаемого насадка Пито (при Т0 = 600 К и Я0 = 13,4-105 Па).
В ядре струи диаметром 200 мм неравномерность потока составляет по давлению всего + 2.5% и значительно больше +5% по температуре. Но следует заметить, что вообще в сверхзвуковых аэродинамических трубах продолжительного действия с подогревом газа (и, в частности, в трубе с керосиновым подогревателем) качество потока удается сохранить высоким только по равномерности полей давлений и чисел М, но не по температуре и степени турбулентности. Однако, по-видимому, вследствие низкой обшей точности измерений тепловых потоков^это не сказывается заметным образом па результатах тепловых испытаний.
Л ос-15°, р, -У. в! Ю'/Га г Тв-6$ЗК ; 1е- Г,6 107
Рис. 1
Для испытании модель вводилась в установившуюся струю при помощи специального механизма рабочей части за ~0,2с. Перемещение изотермы ГПЛ= = сопбі по поверхности модели регистрировалось при помощи киносъемки с частотой 24 кадр/с.
На рис. 1 приведены два таких фотоснимка, полученные в двух испытаниях при числах Не = 6,9-101і и 1,6-10; (под фотографиями даны соответствующие значения полного давления и температуры потока и угла атаки модели). На рис. 2 по результатам обработки ряда аналогичных фотоснимков построетл графики распределения относительной величины коэффициента теплоотдачи А = И Л,, на плоской поверхности в сечении, перпендикулярном оси полуконуса (местные значения коэффициента теплоотдачи Л отнесены к расчетному значению коэффициента теплоотдачи Лл в том же сечении на плоской прямоугольной пластине при ламинарном течении в пограничном слое; г = г1гх, где г — поперечная координата, гх— местный полуразмах в рассматриваемом поперечном сечении полуконуса, отстоящем на расстоянии дг = 0,077 м от носка модели). Как видно из этих графиков, при больших отрицательных углах атаки (а = — 10°) теплообмен на плоской поверхности модели практически такой же, как на пластине при ламинарном пограничном слое. Начиная с угла атаки а =—5°, наблюдается появление пиков теплового потока, симметрично расположенных относительно оси модели. При дальнейшем увеличении угла атаки приблизительно до іг 10”
1 ■■ ~1 к н сс.-- - >0^
'І У
1.0 -0,5 С 0,5 г 1.0
Рис. 2
пики теплового потока сначала растут, а затем стабилизируются. При этом относительный коэффициент теплоотдачи достигает значения Л = 8. Заметим, что коэффициент теплоотдачи на оси модели Л0 с увеличением угла атаки также возрастает до Ло = 3,4 при з = 15е и что в случае нормирования по значению все экспериментальные точки, полученные в настоящих испытаниях при различных числах Ие, обобщаются одной кривой по параметру вязкого взаимодействия Ие М-15, так же как в [2].
Проведенные испытания показали, что при увеличении давления, т. е. с ростом числа Ие потока, картина теплообмена на модели изменяется. При Р0— ^38,4-10’Па и при углах атаки «>10 на подветренной стороне модели полу-конуса наблюдается появление дополнительно еще двух пиков теплового потока, расположенных между центральными пиками и боковой кромкой модели (см. рис. 2). Эти пики теплового потока невелики по абсолютной величине; может быть, они имеются также при малых углах атаки, но их не удается обнаружить в течение непродолжительного опыта при помощи примененного термоиндикатора со сравнительно высокой температурой плавления 7'пл:>=314К. Они свидетельствуют о возникновении вторичного пространственного вихревого течения, которое также имеет линии растекания на подветренной стороне полуконуса. Из фотографии на рис. 1 видно, что эти линии растекании отклоняются от оси модели на значительный угол. По-видимому, можно ожидать, что при дальнейшем увеличении числа 1?е потока ближе к боковой кромке полуконуса будут зарождаться новые и все более слабые пространственные вихри.'
ЛИТЕРАТУРА
1. Боровой В. Я., Давлет-Кильдеев Р. 3., Рыжкова М. В. Особенности теплообмена на поверхности полуконуса, обтекаемого сверхзвуковым потоком газа. В сб. „Аэродинамическое нагревание при гиперзвуковых скоростях потока". Труды ЦАГИ, вып. 1106, 1968.
2. Г о л у б и н с к и й А. И., М а й к а п а р Г. И., Н е й л а н д В. Я. Новые результаты исследования отрывных течений. В кн. Чжен П. .Отрывные течения*, т. 3, М., .Мир*, 1973.
3. Ардашева М. М., Боровой В. Я., Горенбух П. И., Рыжкова М. В. Влияние чисел Маха и Рейнольдса на теплообмен на подветренной поверхности полуконуса при гиперзвуковых скоростях. .Изв. АН СССР. МЖГ*, 1976, .V>'5
4. Ардашева М. М., Безменов В. Я., Боровой В. Я., Осипов В. В., Плешакова Л. А., Рыжкова М. В. Перераспределение теплового потока на плоской поверхности полуконуса при изменении числа Рейнольдса в широком диапазоне. .Изв. АН СССР, МЖГ*, 1979, № 6.
5. Кондакова В. П., Рыжкова М. В. Расчетные материалы для определения коэффициентов теплоотдачи с помошью термоиндикаторов. В сб. 'Аэродинамическое нагревание при гиперзвуковых скоростях потока-. Труды НАГИ, вып. 1175, 1970.
Рукопись поступила 17 VII 1979 г.
