Особенности сверхзвукового течения газа и теплообмена в теневой области острого конуса Текст научной статьи по специальности «Математика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ И АГ И

Том ХШ

19 8 2

М /

УДК 532.526.011.6

ОСОБЕННОСТИ СВЕРХЗВУКОВОГО ТЕЧЕНИЯ ГАЗА И ТЕПЛООБМЕНА В ТЕНЕВОЙ ОБЛАСТИ ОСТРОГО КОНУСА

А. К. Иванов

Приведены результаты экспериментального исследования течения газа и теплообмена на остром конусе с полууглом раствора 0К=: Ю° в сверхзвуковом потоке с числом Мю*=6 при больших углах атаки в широком диапазоне чисел Ие^. Исследовались особенности течения газа и теплообмена, связанные с появлением вторичного максимума теплового потока на подветренной поверхности. Приводятся зависимости максимального теплового потока на подветренной поверхности от угла атаки и числа Не^.

Исследованию закономерностей вихревого течения при обтекании острого конуса сверхзвуковым потоком посвящено большое количество работ, в которых исследовались: внешнее поле течения путем измерения давления торможения микронасадком (1, 2], перемещение линий стекання при изменении угла атаки и числа [3], [4], связь положения линий стекання с распределением давления [1, 2]. Имеется работа по визуализации пространственного вихревого течения [5]. В настоящей работе исследуется влияние угла атаки и числа Яеда/ на формирование вихревого течения в теневой области модели..

1. Модель представляет собой острый конус с полууглом раствора 6К=10°, длиной ¿=0,08 м, изготовленный из текстолита. Измерение тепловых потоков осуществляется методом термоннднкаторных покрытий [6]. В качестве характерной температуры восстановления при расчете теплового потока принимается

1 + 0,17М*

температура восстановления теплонзолнрованнои пластины Те = Т0------------

1+0.2М^

Экспериментальные данные представлены в безразмерном виде для величины 9/^0, где Ц — измерепный тепловой ПОТОК, 9о — тепловой поток в сечении х = 0,751 для 5 = 0 н ламинарном состоянии пограничного слоя [7]. Случайное отклонение величины теплового потока от среднего значения в местах его пикообразного распределения составляет 8—11% [8].

Положение предельных линий тока определяется с помощью размываемых капель лака, которые наносятся на поверхность модели [9]. Исследования проведены в широком диапазоне углов атаки при числе М00 = б. Число Ре^, вычисленное по параметрам невозмущенного потока и длине модели, можно изменять с помощью изменения давления в форкамере аэродинамической трубы от 3,0-10* до 3,3.10«.

2. На рис. 1 представлены фотография подветренной поверхности модели, покрытой термоинднкатором, и фотография модели с предельными линиями

а) Модель, покрытая термоиндикатором, в потоке газа Мто = 6; а = 12*; Re^ ¿ = 2,7* 10*;

б) предельные линии тока на модели. / — 7 — ,полосы* плавления термонндикатора; 8 ~ пик теплового потока; 9 — линии стекания предельных линий тока

Рис. I

б) г)

а) Распределение теплового потока на подветренной поверхности, а =12°; Кеос £ = 2,7.10е; б) распределение теплового потока на подветренной поверхности, а = 20°, Ие^ £ = 2,7.10°; в) распределение основного ,пика* теплового потока по длине модели; г) смещение положения основного „пика“ теплового потока 1—6 — положение ,полос* плавления термоиндикатора при Х/£.—0,5; 6' — положение 6 полосы плавления термоиндикатора при Х/Ь - 0,75; 7 — линия стекания; 8 — основной „пик* теплового потока; 9 — вторичный „пик“ теплового

потока

Рис. 2

тока. На модели, покрытой термоиндикатором, отчетливо видны области повышенного теплообмена и „полосы“ плавления термоиндикатора, которые наблюдались в работе [7] при меньших углах атаки.

На рис. 2 приводятся распределения теплового потока иа подветренной поверхности в поперечных сечениях Х\Ь — 0,5; 0,75 для а = 12° и 20°. Там же приведено распределение максимальной величины теплового потока иа подветренной поверхности по длине модели (рис. 2, в) и положение основного максимума теплового потока в зависимости от расстояния до вершины конуса (рис. 2, г).

Положение „полос“ плавления термоиндикатора в сечении Х = 0,5Ь при а= 12° обозначено стрелками вниз. Для сравнения там же цифрой „6“ показано положение одной »полосы“ плавления для другого поперечного сечения X = 0,75 I. Положение „полос* претерпевает существенные изменения при удалении от вершины конуса, тогда как расположение линий стекания предельных линий тока не изменяется. Следовательно, положение „полос“ плавления не совпадает с направлением предельных линий тока.

Относительно появления ячейкообразных вихрей следует заметить, что в сверхзвуковом трехмерном пограничном слое возможно возникновение интенсивного вторичного течения, при котором профиль составляющей скорости, лежащей в плоскости, перпендикулярной оси конуса, будет немонотонным. В работе [10] показывается, что эта составляющая скорости в окрестности линии растекания на наветренной стороне может достигать максимальной величины внутри пограничного слоя. В этом случае вблизи внешней границы пограничного слоя реализуются условия, аналогичные условиям центробежной неустойчивости между двумя цилиндрами, из которых внутренний вращается с большей скоростью, чем внешний [II]. Так как эти условия возникают вблизи внешней границы пограничного слоя, то оси ячейкообразных вихрей соответствуют, в основном, направлению течения вблизи внешней границы. Поэтому „полосы“ плавления пересекают линию стекания предельных линий тока.

Увеличение угла атаки приводит к существенному перераспределению теплового потока (рис. 2, б). Наряду с основным максимумом теплового потока в окрестности подветренной образующей появляется вторичный максимум („ник“) теплового потока. Величины вторичных .пиков* тепловых потоков несколько различаются (~ 3-4%). При этом положение основного „пика“ теплового потока на подветренной поверхности изменяется (рис. 2, г), тогда как при а = 12° его положение остается неизменным.

Связь между изменением в положении основного „пика* теплового поток3 и различием в величинах вторичных .пиков“ наблюдается при 15°. В эксперименте это проявляется довольно просто — положение основного „пика" теплового потока смещается в сторону более раннего плавления термоиндикатора' в месте расположения вторичного .пика“ теплового потока. Причем направление смещения носит случайный характер, т. е. при одних и тех же условиях (а, йе^) основной „пик* теплового потока смещается в разные стороны, но всегда в ту, где величина вторичного „пика* теплового потока больше. Этот факт может свидетельствовать о том, что вихревое течение в теневой области острого конуса при этих условиях является несимметричным и, возможно, нестационарным.

Вызывают интерес особенности течения газа н теплообмена на подветренной поверхности при очень больших углах атаки (а 35 -н- 40°). На фотографии модели, приведенной на рис. 3, а, отчетливо видно, что вторичный „пик“ теплового потока берет начало не с вершины острого конуса. На рис. 3, б приводится положение первичной линии стекания предельных линий тока для этого же угла атаки. В области появлепия вторичного „пика“ теплового нотока первичная линия -стекания заметно искривляется. В донной части модели капли лака почти не размываются и характер теплообмена не такой регулярный, как I при развитом вихревом течении с наличием „пиков“ тепловых потоков и отчетливо выраженными линиями стекания и растекания предельных линий тока на поверхности.

Появление вторичных »пиков* теплового потока при удалении от вершины острого конуса при а =12° и 40° показывает, что вихревая схема течения в теневой области острого конуса с б вихревыми жгутами, которая установлена в работах [3—5], образуется иа некотором расстоянии от вершины, а в окрестности вершины реализуется течение с одним „пиком“ теплового потока и, следовательно, с одной парой вихревых жгутов.

На рис. 4 приводится зависимость относительного теплового потока на подветренной образующей от угла атаки для фиксированного поперечного сечения при различных числах Йе^. При возникновении вихревого течения

Теплообмен а) и течение газа б) вблизи подветренной поверхности острого конуса при 40°; ¿=2,7-10в.

1 — вторичный „пик* теплового потока; 2 — основной „пик“ теплового потока; 5— первичная линия стекания предельных линий тока

Рис. 3

(а>6к) берется уровепь локального максимума („пика“) теплового потока. Тепловой поток при малых числах вначале уменьшается с ростом угла атаки,

а затем начинает расти и достигает максимального значения при а = 20°. При больших числах Ке^^ уровень теплового потока при а <20° выше, что связано, очевидно, с переходом пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное. При а >20° относительные величины тепловых потоков для разных чисел Ие^ различаются незначительно.

Проведены измерения теплообмена на подветренной поверхности при разных числах Яе^ ^ и угле атаки а =20°. Данные по максимальной величине относительного теплового потока вблизи подветренной образующей (основной .пик"

теплового . потока), приведенные на рис. 5, показывают слабую зависимость этой величины от числа

Увеличение числа Ие^^ приводит к появлению вторичных »пиков* теплового потока, начиная с Иеооі = 1,0-106. Угол между пер-

0

Рис. 4. Влияние угла атаки на теплообмен на подветренной поверхности острого конуса

Рис. 5. Влияние числа Неоо£ подветренной поверхности а = 20°

Яе^гЮ*

на теплообмен на острого конуса,

вичными линиями стекания в поперечном сечении Х1Ь =0,75 увеличивается сростом Не,» I от 70° при Яе^ £ = 0,4* 10е до 80е при Кеоо£ = 2,7 10в, т, е. с ростом Ке00£ первичная линия стекания располагается выше по потоку.

При малых углах атаки а<0к и больших числах Кеда£ в теневой области острого конуса наблюдается переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный с наличием регулярных областей теплообмена, которые связаны с присутствием ячейкообразных вихрей [7]. При углах атаки, соответствующих полу-углу раствора конуса (в = 0К), возникает вихревое течение газа, связанное с образованием крупномасштабных вихрей в окрестности вершины конуса. Прн больших числах Ие^^ эти вихри приводят к изменению вида области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный.

Увеличение угла атаки (0К<а< 1,30К) приводит к развитию вихревого течения и к сложному взаимодействию ячейкообразных вихрей с крупномасштабными, при этом ячейкообразные вихри пересекают линию стекания предельных линий тока.

При больших углах атаки (1,3 0К < а < 2,50к) достаточно хорошо наблюдаются вторичные линии стекания н растекания предельных линий тока. В этом диапазоне углов атаки тепловой поток достигает максимального значения, что указывает на интенсивное растекание газа вблизи поверхности, при этом число Не^ оказывает незначительное влияние на относительное значение, теплового потока при увеличении угла атаки.

При очень больших углах атаки (а гк 3,5-г-40к) вихревая картина течения изменяется, особенно в донной части модели. В этой области не наблюдаются характерные „пики“ тепловых потоков, что указывает на то, что вихри либо разрушаются, либо располагаются достаточно далеко от поверхности.

ЛИТЕРАТУРА

1. Фельдхун Р., Винкельман А„ Пасьюк Л. Экспериментальное исследование поля течения у конуса под углом атаки. РТК, № 6, 1971.

2. Rainberd W. J. The external flow field about yewed circular cones. AGARD CP, N 30, 1968.

3. Авдуевский В. С., Медведей К. И. Исследование отрыва ламинарного пограничного слоя на конусе под углом атаки. „Изв. АН СССР, МЖГ“, 1966, № 3.

4. Марсилат Д., Ру Ф. Экспериментальное исследование обтекания кругового конуса под углом атаки. РТК, № б, 1971.

5. Алферов В. И., Окерблом Т. И., Саранцев А. И. Экспериментальное исследование вихревых течений. Труды ЦАГИ, 1249. 1970.

6. Ардашева М. М., Боровой В. Я-, Давлет-К иль-деев Р. 3., Майкапар Г. И., Первушин Г. Е., Рыжкова М. В. Применение термоиндикаторных покрытий в исследовании теплообмена. Труды ЦАГИ, вып. 1692, 1975.

7. Иванов А- К. Особенности перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на остром конусе под углом атаки в сверхзвуковом потоке. „Ученые записки ЦАГЙ“, т. VIIЇ, № 4, 1977.

8. Боровой В. Я., С ту мине кая И. В. Исследование некоторых погрешностей измерения коэффициента теплоотдачи методом термоиндикаторных покрытий. Труды ЦАГИ, вып. 1793, 1977.

9. Бражко В. Н. Способ визуализации линий тока иа поверхности моделей в аэродинамических трубах. Труды ЦАГИ, вып. 1749, 1976.

10. Башкин В. А. Ламинарный пограничный слой на линии растекания ири коническом внешнем течепин. Труды ЦАГИ, вып. 996, 1966.

11. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М., „Наука*,

1974.

Рукопись поступила I8jVI 1980 г,