Пик теплового потока на наветренной стороне треугольного крыла с затупленными передними кромками Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Том XX//

УЧЕНЫЕ 3АПИСКИ Ц АГ И /99/

М/

УДК 629.735.33.015.3 : 533.6.011.6

пик ТЕПЛОВОГО ПОТОКА НА НАВЕТРЕННОЙ СТОРОНЕ ТРЕУГОЛЬНОГО КРЫЛА С ЗАТУПЛЕННЫМИ ПЕРЕДНИМИ КРОМКАМИ

И. А. Кондратьев, А. Я. Юшин

Представлены результаты экспериментального исследования особенности теплообмена на наветренной стороне треугольного крыла с затупленными передними кромками при числе М"" = 5. Показано, что при малых углах атаки (а. < 5°) затупление кромок приводит к появлению локального увеличения коэффициента теплоотдачи в окрестности линии симметрии крыла. Предполагается, что это увеличение является следствием влияния на теплообмен поглощения энтропийного слоя ламинарным пограничным слоем.

Энтропийный эффект заметно" сказывается на интенсивности теплообмена и других характеристиках пограничного слоя [1—5]. Работы [1—3] посвящены исследованию этого явления на ламинарном режиме течения, а в работах [4, 5] рассматривается влияние поглощения энтропийного слоя как при ламинарном, так и при турбулентном характере течения в пограничном слое. Для затупленных конусов учет поглощения энтропийного слоя при расчете пограничного слоя заметно изменяет величину теплового потока уже на сравнительно небольших расстояниях от затупления [2—5]. Но в литературе нет сообщений о характере влияния поглощения энтропийного слоя на теплообмен при обтекании треугольного крыла с затупленными передними кромками.

Пространственный характер течения на наветренной стороне треугольного крыла практически не проявляется при малых углах атаки: предельные линии тока почти параллельны линии симметрии [6]. Это означает, что на крыле с затупленными кромками в окрестиости этой линии вблизи поверхности появляется узкий энтропийный слой, занятый газом, прошедшим сквозь наиболее интенсивную часть головного скачка уплотнения у вершины крыла, а потому имеющим высокую температуру и малую плотность. Наоборот, у газа, прошедшего сквозь неискривленную часть головного скачка (т. е. вне области влияния вершины крыла), энтропия повышается не очень сильно, если а. < 10° и угол стреловидности кромки порядка 70°, поскольку в этом случае мала интенсивность скачка; определяемая величиной нор'-'

мальной составляющей числа М„ (напомним, что М„ = Мао V 1—sin2/cos2 а ). Можно предположить, что из-за наличия упомянутого энтропииного слоя распределение теплового потока в окрестности линии симметрии крыла с затупленными кромками не будет равномерным*. Это предположение нуждается в экспериментальной проверке.

Исследование проведено в сверхзвуковой аэродинамической трубе на четырех треугольных крыльях (модели 1 — 4), притупленных на кромках по. цилиндру радиусом R = 1;

1,5; 2 и 3 мм. Угол стреловидности кромок составлял х = 75°. Толщина моделей равна 2R, а для крепления державки имелся небольшой клиновидный выступ с подветренной стороны хвостовой части модели. У исследуемых моделей нет скругления вершины в плане, а потому сечение цилиндрической кромки плоскостью симметрии есть эллипс. Измерения осуществлялись

• Вероятность возникновения локального увеличения теплового потока за областями большой кривизны головных скачков уплотнения была предсказана в работе [7].

на плоской, не имеющей выступа поверхности, располагаемой с наветренной стороны. Длина моделей 1—4 была равна соответственно 203, 159, 226 и 229 мм.

Испытания проводил ,

Полное давление равнялось 7,9^105 Па, температура торможения То = 422 К. Единичное число Рейнольдса, вычисленное по параметрам невозмущенного потока и характерному размеру 1 м, составляло 1,3^107. Величина температурного фактора, выражаемая отношением температуры поверхности модели к температуре торможения, была равна 0,70.

Коэффициент теплоотдачи измерялся методом термоиидикаториых покрытий [8) при использовании индикатора с температурой плавления ^== 313 К. Модели изготавливались из стекловолокнистого материала с теплоусвояемостью У~,,"ср = 932 Дж/м2- град •с05, где —коэффициент теплопроводности, с— удельная теплоемкость и р — плотность материала.

Коэффициент теплоотдачи Л определялся по измеренному времени наступления цветового перехода *, известным теплофизическим характеристикам материала модели и величинам ее начальной температуры и температуры торможения потока с использованием известного решения уравнения теплопроводности [9). При этом мы воспользовались для случаев а = О; 2° и 5° решением для неограниченной пластины, толщина которой принималась равной толщнне модели. Предполагалось, что интенсивность теплообмена на обеих поверхностях пластины одинакова, что справедливо только в случае нулевого угла атаки. При а = 2° н особенно а = 5° это предположение приводит к появлению систематической погрешности в определении Л, которая, однако, существенно не изменит качественную картину неравномерного распределения Л в исследуемой узкой области вблизи линии симметрии.

При определении Л в качестве адиабатической температуры принималась равновесная температура теплоизолированной пластины

1 + г^ М2

где М. — число Маха на внешней границе пограничного слоя, а г = 0,85 — коэффициент восстановления температуры для ламинарного пограничного слоя. Поскольку для крыльев с затупленными кромками нет данных о числе М., то для них приближенно использованы значения М., соответствующие обтеканию крыла с острыми кромками. Эти значения были определены по газодинамическим таблицам с использованием экспериментальных данных [10) о статическом давлении и величине угла наклона головного скачка уплотнения*, полученных при обтекании треугольных крыльев с острыми кромками (х = 60° — 80°), помещенных в ту же самую аэродинамическую установку, в которой позднее были испытаны наши модели.

Отличительной чертой теплообмена на наветренной стороне треугольного крыла является появление максимума теплового потока в окрестности линии симметрии (рис. 1 и 2). Эта особенность аэродинамического нагревания крыла свойственна только малым углам атаки (а < 5°). В случаях а > '5° местное увеличение теплового потока. на линии симметрии отсутствует. Приводимые на рис. 1 и 2 фотографии передней части крыла отпечатаны с отснятой в эксперименте кинопленки (нерасплавившийся термоиндикатор белого цвета; сквозь расплавившийся индикатор видна темная модель). Картине нагревания двух моделей, показанной на этих рисунках для * = 10—13 с, соответствует одинаковая величина коэффициента теплоотдачи на границе зон плавления термоиндикатора (Э^ « 0,0012, где = Л/сррмим — число Стантона, Ср, р"", и"" — удельная теплоемкость, плотность и скорость невозмущенного потока).

Происхождение местного увеличения теплового потока объясняется, по-видимому, влиянием на теплообмен поглощения энтропийного слоя ламинарным пограничным слоем. Энтропийный слой виден на картине течения, полученной методом «лазерного ножа» [11]. В качестве светорассеивающих частиц использовались продукты сгорания керосина (сажа, а также углекислый газ и пары воды, которые при расширении и охлаждении в сверхзвуковом сопле переходили в твердую фазу). Подогрев воздуха за счет сжигания керосина применялся только' в случае визуализации течения с помощью лазера (при исследовании теплообмена использовался электрический подогреватель). .

На рис. 3 показаны фотографии картины течения, наблюдаемой в плоскости «лазерного ножа» на расстоянии 120 мм от передней точки модели 4**. Горизонтальная светлая полоса соответствует нижней поверхности крыла (модель, установленная под отрицательным углом атаки, фотографировалась сверху). Ниже этой полосы видна хвостовая часть модели; темная полоса в левой части фотографии является тенью модели. Головной скачок уплотнения обозначен иа рис. 3 цифрой 1, а пограничный слой, частично выступающий при а = О над светлой полосой, цифрой 2. Энтропийный слой, образующийся из-за увеличения энтропии в окрестности вершины крыла, занятый газом малой плотности, отмечен цифрой 3.

На рис. 4—6 для а = 0; 2° и 5° показана зависимость от г\ для одного сечения, отстоящего от вершины на расстоянии х = 54 мм (этому значению х соответствует Ref1 * = 7 -105, а символом 2| обозначается отношение координаты г к полуразмаху крыла в рассматриваемом сечении). Экспериментальные точки соответствуют следующим значениям радиуса

* По этой величине были вычислены потери полного давления в головном скачке уплотнения, учитываемые при определении полного давления на внешней граннце пограничного слоя.

** В проведении исследования методом «лазерного ножа» участвовала Н. А. Ковалева.

Рис. 1

Рис. 2

К .7

Рис. 3

StM-10J

Рис. 6

затупления кромки: 1—R = О (дополнительно обработанные данные работы [б]К 2—5 соответственно Л= 1; 1,5; 2 и 3 мм.

У треугольного крыла с затупленными кромками распределение 5^ оказалось существенно неравномерным на наветренной стороне в окрестности линии симметрии пр!! малых углах атаки. Пик числа 5^ проявляется здееь в наибольшей степени при нулевом угле атаки, когда максимальное значение 5106 на исследуемых крыльях становится выше значения 5^ на линии симметрии крыла1 с острыми кромками в среднем на 30%. При а.= 2° число заметн°

возрастает в Окрестности линии симметрии при Л> 1,5 мм, а при а.= 5° пик числа здесь отсутствует. Вне зоны пика интенсивность теплообмена на крыле с затупленными кромками ■ всегда ниже той, которая соответствует крылу с острыми кромками.

ЛИТЕРАТУРА

1. R а k i с h J. V., L а nf r а n с о М. J. Numerical computation of space shuttle laminar heating and surface streamlines.— J. Spacecraft and Rockets, 1977, vol. 14, N 5.

2. Б а б и к о в п. Е., Б а ш к и н В. А. Расчет ламинарного пограничного слоя на телах большого удлннения с учетом поглощения энтропийного слоя.— Труды ЦАГИ, вью. 1909, 1978.

3. Е л ь к ин Ю. Г., Е p м а к Ю. Н., Л и п а т о в И. И., Н е й-

л а н д В. Я. Поглощение энтропийного слоя на затупленном конусе в гипер-звуковом потоке вязкого газа.— Ученые записки ЦАГИ, 198З, т. 14, № 1.

4. К о л и н а Н. П., П я т н о в а А. И., С о л о д к и н Е. Е. Влияние поглощения энтропийного слоя на характеристики длинных затупленных тел при различном характере течення в пограничном слое.— Труды ЦАГИ, вып. 2107, 1981.

5. Е p м а к Ю. Н., К о л и н а Н. П., Ю ш и н А. Я. Теплообмен на боковой поверхности затупленного конуса при поглощении энтропийного слоя ламинарным и турбулентным пограничным слоем.— ЖПМТФ, 1985, № 5.

6. Д а в ы Д о в а Н. А., Ю ш и н А. Я. Экспериментальное исследование мияния угла атаки на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный около нижней поверхности треугольных пластнн с острыми кромками.— Ученые записки ЦАГИ, 1975, т. б, № 1.

7. М а й к а пар Г. И. Вихри за головной ударной волной,— Изв. АН СССР, МЖГ, 1968, N° 4.

8. А р д а ш е в а М.' М., И л ь ина С. А., Л о д ы г и н Н. А., М а й-капар Г. И. Первушин Г. Е., Толмачева К. Ф. Применение плавящихся термоиндикаторов для измерения тепловых потоков к моделям в аэродинамических трубах.— Ученые записки ЦАГИ, 1972, т. З, № 1.

9. Л ы к о в А. В. Теория теплопроводности.— М.: Высшая школа, 1967.

10. Б а ш к и н В. А. Экспериментальное исследование обтекания плоских крыльев при числах Мте = З и 5 в диапазоне углов атаки от нуля до 900.— Труды ЦАГИ, вып.

11. Б о p о в о й В. Я., И в а н о в В. В., О p л о в А. А., Х а р ч е нк о В. Н. Визуализация пространственного обтекания моделей с помощью «лазерного ножа».— Ученые записки ЦАГИ, 197З, т. 4, № 5.

Рукопись поступила 28/XI/ 1989 г.