CC BY
1384
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м V 1974
№ 5
УДК 629.7.018.1 . .
О НЕКОТОРЫХ ОСОБЕННОСТЯХ ТЕЧЕНИЯ ГАЗА В ДИФФУЗОРЕ ГИПЕРЗВУКОВОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЫ
А. П. Красильщиков, Ю. И. Снигирев
Изложены результаты экспериментального исследования запуска гиперзвуковой аэродинамической трубы и разрушения потока в ней при числе М в рабочей части, равном 12. Показано, что на течение газа в диффузоре при больших числах М существенное влияние оказывает наличие в нем двух зон с пониженным значением скоростного напора: пристеночной зоны с развитым пограничным слоем и зоны, занятой следом от испытываемой модели.
I. В связи с большой сложностью теоретических исследований основным методом изучения течения вязкого газа в диффузорах гиперзвуковых аэродинамических труб является эксперимент [1—5].
Настоящие экспериментальные исследования были проведены в гиперзвуковой аэродинамической трубе, рассчитанной на реализацию потока воздуха с числами М = 8-4-18. Труба оборудована электродуговым подогревателем, обеспечивающим температуру торможения газа до 3000—4000 К. В настоящих экспериментах использовалось сверхзвуковое коническое сопло с полууглом раствора 6° и диаметром выходного сечения =300 мм. Рабочая часть трубы выполнена в виде камеры Эйфеля с длиной свободной струи, равной 1,4 диаметра выходного сечения сопла. Три сменных диффузора имеют поперечный размер цилиндрического участка с1Г1с1с — 0,0; 1,0 и 1,1. Длины цилиндрических участков диффузоров составляют соответственно 2.5; 3,4 и 4,15 калибра в долях диаметра цилиндрического участка диффузора йг.
Разрежение на выходе из диффузора трубы создавалось системой четырех эжекторов.
2. Методика определения запуска и разрушения потока в трубе основывалась на измерении давления в камере Эйфеля. Как показали настоящие эксперименты и эксперименты, проведенные ранее в потоке с умеренными сверхзвуковыми скоростями [6], запуск и разрушение потока сопровождаются скачкообразным изменением давления в камере Эйфеля. При запуске трубы давление скачкообразно уменьшается, а при разрушении потока — повышается. Были проведены опыты с измерением давления в камере Эйфеля и одновременным фотографированием потока с использованием метода светового экрана. На фиг. 1 представлена зависимость давления в камере Эйфеля рэ от величины давления в форкамере ра, а на фиг. 2 —фотоснимки струи.
На фотографиях показаны различные стадии запуска трубы. На фиг. 2, А приведена фотография потока на нерасчетном режиме (нет запуска трубы, бочкообразное истечение из сопла). На фиг. 2, Б показан режим частичного запуска трубы, когда область потока ограничена косыми скачками, исходящими от кромок сопла. И, наконец, фиг. 2,В относится к расчетному режиму в рабочей
части (полный запуск трубы), когда гиперзвуковой поток занимает все пространство струи от сопла до диффузора. Сопоставление фотографий с измеренным давлением показывает, что момент реализации расчетного режима в трубе сопровождается скачкообразным уменьшением давления в камере Эйфеля. Этот способ определения запуска трубы по контролю давления в камере Эйфеля и был применен для определения коэффициентов восстановления давления в момент запуска и разрушения потока, а также для определения допустимых размеров испытываемых моделей.
3. Испытания по определению допустимых размеров испытываемых моделей проводились следующим образом. При постепенном увеличении давления, в форкамере в поток вводилась модель с плоским осесимметричным торцом.
Если при этом не происходило запуска трубы, то торец выводился из потока и через некоторое время вводился снова уже при большем значении давления в форкамере. Ввод и вывод повторялся вплоть до момента, когда при вводе модели в рабочей части трубы возникал расчетный режим (безотрывное истечение из сопла).
Результаты этих экспериментов приведены на фиг. 3 в виде зависимости коэффициента восстановления давления, при котором происходитза-
- Рдиф
пуск трубы чзэп = -----— , от диаметра
Л)
1 - рз при Т0=2800И , М -- ///;
1- р3 при Г0= 273И;
3-р' при То-2д00к,
Л Б Б - моменты фотосъемки ’ струи (см. фиг. 2)-,
Г - момехглы записха трубы Фиг. ]
торца (1Г, Здесь />ДЯф — давление торможения на выходе из дозвукового диффузора трубы, а р0—давление в форкамере в момент запуска трубы.
Испытания проводились как с подогревом газа (Т0 = 2800 К), так и в холодном потоке (70 = 273 К). Характерной особенностью полученных результатов является экстремальный характер зависимости коэффициента восстановления от
■10* п и • А * <>- * = а $<г 1,0 V ? запуск 9-гвоон, м=п.б ,=273Я
V
> / \
/ ?■ к' Г N
/ / У ч
р— н % 3
Т^а'Р’ ' \? ■ 'Г \ Л 7 в
50 Фиг. 3
степени загрузки потока моделью. Для газа с подогревом коэффициент восстановления получается максимальным при относительной площади загрузки трубы, равной /заГр =!% • •
По существующему представлению о картине течения в диффузоре трубы, на котором базируются расчетно-теоретические методы исследований (см., например, [7]), максимальный коэффициент восстановления должен получаться при отсутствии модели В потоке. Т. е. при /загр = 0.
Ро
3000Пг.
4. Отличительной особенностью вязкого потока в гиперзвуковой трубе является существенная неравномерность его параметров на входе в диффузор. На периферии струи имеется развитый пограничный слой, толщина которого соизмерима с равномерным ядром потока, а центр струи при наличии модели занят ее аэродинамическим следом (фиг. 4). В настоящих опытах было обнаружено, что наличие этих двух зон с пониженными скоростью и полным давлением в сильной степени влияет на течение в диффузоре. Для визуализации картины течения в настоящих экспериментах использовался набор поворотных
Фиг. 6
флажков, работающих по принципу флюгера, которые были установлены на входе в диффузор.
На фиг. 5 представлены фотографии с кинокадров, фиксирующие процесс разрушения потока в трубе без модели (йг = 0,9). С запуском трубы в рабочей масти устанавливается безотрывное истечение из сопла, и все флажки направлены в сторону диффузора (см. кадр 1, фиг. 5). После установления режима при постоянном давлении в форкамере увеличивалось давление на выходе из диффузора путем дросселирования тракта трубы перед входом в эжекторную систему. В течение некоторого времени картина течения в рабочей части оставалась неизменной. Не менялась и величина давления в камере Эйфеля.
При достижении некоторого критического значения давления на выходе из диффузора происходило скачкообразное разрушение режима течения в трубе. Поведение потока в момент разрушения можно видеть на кадрах 2—5 (фиг. 5). Интервал времени между кадрами равен 1/24 с. На кадре 2 видно появление возвратного течения из диффузора в камеру Эйфеля по пристеночному пограничному слою. На кадрах 3—5 наблюдается дальнейшее увеличение площади возратного течения. Процесс разрушения течения заканчивается установлением устойчивого срывного истечения струн из сопла (см. кадр 5). Разрушение течения сопровождается, как уже было сказано выше, резким увеличением давления в камере Эйфеля. Таким образом, разрушение течения в трубе без модели обусловлено передачей возмущений вверх по потоку через пристеночную область диффузора, занятую сильно развитым пограничным слоем. Заметим, что эффект передачи возмущений вверх по течению при взаимодействии гиперзвукового потока с пограничным слоем обнаружен в работе [8].
Иначе происходит разрушение течения в трубе при наличии в ней модели.
В этом случае существенная роль принадлежит аэродинамическому следу от модели. Влияние аэродинамического следа на разрушение течения можно проследить в эксперименте, проведенном по следующей программе.
Производился запуск трубы, в поток вводилась модель, после чего при постоянном давлении в форкамере постепенно увеличивалось давление на выходе из диффузора трубы. Одновременно регистрировались давление в камере Эйфеля, донное давление за моделью и производилась киносъемка поворотных флажков, установленных на входе в диффузор Результаты такого эксперимента показаны на фиг. 6 и 7.
J 24
При изменении давления па выходе из диффузора в довольно широком диапазоне в рабочей части наблюдалось устойчивое безотрывное течение (см. кадр 1 на фиг. 7). Давление в камере Эйфеля и донное давление за моделью при этом оставались постоянными (см. фиг. 6). При дальнейшем увеличении давления />диф происходило небольшое скачкообразное подрастание величины давления в камере Эйфеля. Одновременно начинало увеличиваться донное давление. Как показывают фотокадры 2—5 (фиг. 7) в этот момент происходит прорыв-потока из диффузора по аэродинамическому следу модели. В следе модели устанавливалось возвратное течение из диффузора к модели, причем площадь возвратной струи несколько больше площади миделевого сечения модели. Одновременно возникало небольшое возвратное течение и по периферии диффузора, однако рабочий поток из сопла при этом еще не разрушался. Такая картина течения сохранялась и при дальнейшем увеличении давления в конце диффузора вплоть до некоторого критического значения (в данном случае да рДНф=4350 Па). В этот момент происходило увеличение зоны обратного тока по следу (см. кадры 6 и 7), которое заканчивалось скачкообразным разрушением течения в трубе (кадр 8). Как это видно из материалов эксперимента, при наличии модели решающая роль в разрушении потока принадлежит аэродинамическому следу от модели. Механизм такого типа течения может иметь место при следующих обстоятельствах. Как известно, в ближнем следе происходят большие потери полного давления. Начиная с некоторого расстояния, статическое давление в диффузоре становится выше полного давления в следе, в результате чего по следу возникает возвратное течение.
Чтобы выявить влияние державки на возникновение возвратного течения по следу модели, был поставлен специальный эксперимент. На ось сопла устанавливался острый конус на струнных растяжках, чтобы свести к минимуму площадь державки. Полуугол раствора конуса равнялся 15°, диаметр основания — 70 мм. При увеличении давления в конце диффузора и в этом случае возникало устойчивое возвратное течение по донному следу.
Обнаруженный режим сверхзвукового потока с обратным течением через аэродинамический след может иметь большое значение в практике эксперемента в аэродинамических трубах, так как при некоторых условиях могут возникать искажения в характере обтекания, величине донного давления и суммарных аэродинамических характеристик испытываемой модели.
ЛИТЕРАТУРА
1. Wegener P. P. and L о b b R. К. An experimental sludy of а hypersonic windtunnel diffuser. JAS, vol. 20, No 2, 1953.
2. While I. 1. An experimental investigation of fexed geometry diffusers in an open-jet wind tunnel at Mach numbers between 14 and 18 and Reynolds numbers between 8,900 and 25,000. AEDC-TR-67-3, 1967.
3. A 1 1 e g i e J. et R a f f i п M. Obtention de nombres de Mach comp-ris entre 15 et 30 dans une soufflerie a fonctionnement continu. Aeronau-tique et Astronautiqiie, 1972, V, No 37.
4. Беспалов А. М., Михальченко А. Г., Серебряков В. Г. Исследование процесса запуска диффузора сверхзвуковой аэродинамической трубы с камерой Эйфеля. .Ученые записки ЦАГИ“ т. IV, № 2. 1973.
5. Конотоп В. А., Т ихо миров Ю. А. Влияние загрузки гиперзвуковой аэродинамической трубы и числа М в рабочей част на коэффициент восстановления давления в трубе. Труды ЦАГИ,. вып. 1414, 1972.
6. Б а ланин Б. А. О длине камеры смешения сверхзвукового эжектора при нулевом коэффициенте эжекции. ИФЖ, т. XII, № 4, 1967.
7. Харитонов В. Т. Исследование течения газа в цилиндрической рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы при наличии модели. Труды ЦАГИ, вып. 1415, 1972.
8. Н е й л а н д В. Я. Распространение возмущений вверх по течению при взаимодействии гиперзвукового потока с пограничным слоем. „Изв. АН СССР, МЖГ“, 1970, № 4.
10 —Ученые записки ЦАГИ № 5
Рукопись поступила 2ff/X 1973 г.
