Срыв течения на входе сверхзвукового воздухозаборника Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И

Том V 1974 № 3

УДК 629.7.015.3.036:533.697.2

СРЫВ ТЕЧЕНИЯ НА ВХОДЕ СВЕРХЗВУКОВОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА

В. Г. Гурилев, В. В. Пиотровш

В диапазоне чисел М = 1,7 -г- 4,5 и Ие = (1 10)-106 исследуется

срыв сверхзвукового течения на входе нерегулируемого воздухозаборника с центральным телом в виде конуса или клина, возникающий приуменьшении числаМ. Показано, что этот срыв связан с ростом зоны отрыва потока на центральном теле у основания косого скачка уплотнения, идущего от передней кромки обечайки. Получены зависимости числа М срыва от геометрии канала на входе и соответствующие значения минимальных площадей горла воздухозаборника при турбулентном и ламинарном пограничном слое.

При торможении сверхзвукового и гиперзвукового потока на входе и в горле воздухозаборника определяющее значение имеют зоны отрыва течения, образующиеся в результате взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем и при дросселировании канала [1, 2]. В работе [2] было показано, что при запуске воздухозаборников основное влияние оказывают зоны отрыва на центральном теле. В данной работе рассматривается явление срыва сверхзвукового течения, которое также связано с образованием зоны отрыва на центральном теле. Срыв течения возникает на входе воздухозаборника при открытом дросселе в результате уменьшения числа М набегающего потока или площади горла Гг. При срыве вместо расчетного сверхзвукового течения образуется нерасчетное течение с зоной отрыва перед изломом контура центрального тела и соответствующей системой косых скачков уплотнения в области входа. При этом характеристики воздухозаборника ухудшаются. Срыв течения ограничивает степень поджатия сверхзвукового потока в горле, что имеет большое значение для эффективной работы воздухозаборника. Явление срыва пока еще изучено мало. Представление о срыве как о явлении, связанном с установлением звуковой скорости потока в горле („запирание горла“ при Мг^1), не соответствует полученным экспериментальным данным.

1. Срыв течения изучался на моделях плоских и осесимметричных воздухозаборников с клином и конусом на входе при нулевом угле атаки в диапазоне чисел М=1,7-^4,5 и Йе = (1 —10)-106. Число Ие рассчитывалось по параметрам потока над пограничным

слоем и длине образующей центрального тела. Образующие клина и конуса имели различные углы наклона к оси: 6 = 5°, 8°, 10% 13° и 18°. Диаметр входа осесимметричных моделей составлял 100—120 мм. Изменение относительной площади горла /гг = /:'г//7, достигалось за счет изменения диаметра конуса и смещения обечайки вдоль оси. Модели плоских воздухозаборников имели прозрачные боковые стенки. Высота канала на входе = 30 мм при ширине 175 мм. Длина клина до плоскости входа составляла 250 мм, что обеспечивало турбулентное течение в пограничном слое на входе для диапазона М от 1,7 до 3. В ходе испытаний для каждого значения Гг и открытом дросселе модели находилось число М потока, при котором наступал срыв течения на входе. Исследование срыва при ламинарном пограничном слое на конусе проводилось путем уменьшения числа Ие за счет снижения давления в форкамере трубы роф при постоянном числе М потока. Для некоторых вариантов моделей проводилась скоростная киносъемка процесса срыва с частотой, равной примерно 1000 кадр/с. Синхронно с киносъемкой записывались показания малоинерционных датчиков давления ДМИ, вмонтированных в клин.

2. Структура потока на входе до и после срыва течения и характер протекания процесса срыва зависят от числа М1 потока на входе, величины относительной площади горла и угла 9, а также состояния пограничного слоя. При уменьшении числа наблюдалось скачкообразное и постепенное изменение структуры течения.

Р

0,3

0,2

0,1

о

Ч У 6 7 8 9 10 11 х

/> =4 73!/) 0^10° > Ее «И0е,

- о 7 0,0? / \ м,=11

'Л 1 1 .(л1,-Ш- г и

т / \ у 04

/ Л

р- о- [ д- —( 1 ■ ~1 ■г щ pH 0 у, 47 9

После срыва на входе устанавливалось течение с зоной отрыва на клине (конусе) и косым скачком уплотнения перед кромкой обечайки (фиг. 1 и 2) или течение с Х-образным скачком уплотнения (фиг. 3). Анализ этих структур течения позволяет понять механизм возникновения срыва потока на входе.

На фиг. 1 при турбулентном пограничном слое показаны типичные для больших чисел М4 и угла 6 = 10° структуры течения и распределение относительного статического давления р = р/р0ф в горле плоского воздухозаборника, имеющего /гг = 0,795. После запуска воздухозаборника при = 2,47 на входе устанавливается расчетное сверхзвуковое течение, и зона отрыва перед точкой излома контура клина А отсутствует или мала (структура 1). С уменьшением числа М!*<2,47 основание косого скачка от обечайки перемещается

в=!01

5—Ученые записки ЦАГИ № 3

66

р

0,3

0,2

0,1

Рг*0,йЧ5, в -18',д*1Ь,~П,05 Яе-ЇЮ1

-

_рт(Мг!.911

м,г 1,9 к 2,01^ 2,04. 2,08 // р

І— £ 4- \ "" -А V % / * і

£ =3 * г \ / аь

2,29 '

В Л

«16,7 і 9 10 И 12 13 14 х

. Фиг. 3

по поверхности клина против потока. Отрывная зона у основания скачка при открытом дросселе мала и не играет большой роли в формировании течения на входе. Начиная с Му=2,15, косой скачок попадает на поверхность клина перед точкой излома контура А и угол встречи скачкд е поверхностью тела возрастает. Отрыв, образованный скачком, становится более интенсивным и вызывает рост статического давления перед точкой изломаА (см. фиг. 1;М1=2,1).

При дальнейшем уменьшении числа М!<2,09 происходит скачкообразное увеличение отрывной зоны: срыв течения. В результате образуется течение с мощным отрывом турбулентного пограничного слоя на входе (структура 2, фиг. 1). Косой скачок от зоны отрыва проходит перед обечайкой, обеспечивая перетекание части воздуха во внешний поток. Картина течения на входе и распределение статического давления становятся такими же, как перед запуском воздухозаборника [2]. Статическое давление на клине в средней части зоны отрыва приблизительно постоянно и соответствует критическому значению для турбулентного пограничного слоя рт. Максимум давления наблюдается в конце зоны отрыва перед точкой излома контура А, что? косвенно указывает на присоединение отрыва в этой облафта [2]. Скоростная киносъемка процесса срыва показала, что при этом течение перестраивается, проходя последовательно структуры 1 (см. фиг. 1), 3, 4 (см. фиг. 2) и, наконец, 2 (см. фиг. 1) за время примерно 0,01-5-0,*02 с. Начало

отрывной зоны перемещается по клину против потока со средней скоростью примерно 4 м/с. При этом сохраняются угол отрывной зоны и угол наклона косого скачка (§отр = 13,5°; £ск^42° при М! - 2,09).

На фиг, 2 представлены показания малоинерционных датчиков давления, записанные на шлейфовом осциллографе, которые характерны для процесса срыва течения. Отметки времени шлейфового осциллографа были синхронизирован^ с частотой кадров скоростной кинокамеры. В соответствии с показаниями датчиков статического давления ДМИ место присоединения зоны отрыва, косвенно определяемое по положению максимума давления [2], смещается против потока и устанавливается перед точкой излома контура клина (фиг. 2). Примерно за 0,02 с давление выравнивается, и на входе образуется новое стационарное положение зоны отрыва. Амплитуда высокочастотных пульсаций статического давления на клине после срыва возрастает. Максимальные пульсации фиксируются датчиками в месте расположения отрывной зоны (см. фиг. 2) с частотой 1000-^ 1200 Гц.

Таким образом, срыв течения в воздухозаборнике с изломом контура центрального тела на входе происходит в результате нарушения стационарности течения в зоне отрыва. Этот процесс является обратным процессу запуска воздухозаборника [2]. Скачкообразный характер срыва можно объяснить по аналогии с процессом запуска резким изменением условий в области присоединения зоны отрыва в связи с возрастанием угла ф и давления в месте присоединения. Увеличение угла присоединения потока ф при переходе от структуры 1 к 3 (см. фиг. 1 и 2) происходит вследствие смещения зоны отрыва за точку излома контура А. Дальнейшее увеличение угла ф при переходе от структур 3, 4 к 2 связано с увеличением интенсивности косого скачка, идущего от передней кромки обечайки. При этом возрастает давление за скачком по сравнению с давлением в зоне отрыва и увеличивается угол поворота сверхзвукового потока около точки С (фиг. 1 [3]). На режиме течения перед срывом при 6=10° косой скачок от передней кромки обечайки попадал на поверхность конуса (клина) приблизительно в месте излома контура А. При 0 = 8° и /гг<0,6 он попадал на поверхность конуса перед точкой излома А на расстоянии Д/ > 1,5 А,. Общий перепад давлений в падающем и отраженном косых скачках был больше критического для турбулентного пограничного слоя. При 6 <110° срыв течения происходил как и при 6 = 10° в результате скачкообразного увеличения зоны отрыва у основания падающего и отраженного косых скачков уплотнения.

Исследования модели с 6 = 8° показали, что для возникновения срыва наряду с изменением угла ф важное значение имеет также увеличение расстояния от места падения скачка до места излома контура Д/. С увеличением этого расстояния возрастает масса газа, поступающего из пограничного слоя в зону отрыва у основания этого скачка.

Исследованный скачкообразный срыв течения на входе с переходом к структуре 2 является характерным для больших чисел М! потока и углов 6 <15°. С увеличением 9 >15° и уменьшением числа М: возможен скачкообразный переход к структуре течения с Х-образным скачком уплотнения на входе. Кроме скачкообразного срыва течения, при уменьшении числа М5 наблюдалось постепенное изменение структуры течения на входе. Зона отрыва посте-

пенно возрастала, смещаясь По клину против потока. Соответствующие структуры 5 и 6 течения прй открытом дросселе показаны на фиг. 3. Это явление отмечалось при небольших числах М!<[1,9> и больших углах 0^18°. На фиг.,3 представлено распределение статического давления на поверхности конуса 6 = 18° в диапазоне чисел М! = 2,29-г-1,91. С уменьшением числа_М1 происходит увеличение относительного статического давления р перед точкой излома контура А по мере смещения зоны отрыва на конусе к плоскости входа.

Постепенная перестройка течения на входе (см. фиг. 3) вместо скачкообразного срыва (см. фиг. 1 и 2), как правило, связана с появлением маховского типа пересечения косых скачков уплотнения

(см. фиг. 3, М! = 2,08; 2,04). При пере-М,—Г—Г'" Ъ- 15ТюШ\" Н ходе от структур 3 и 4 течения (см.

1 фиг. 2) к структуре 5 (см. фиг. 3), как

показывают приближенные расчеты на основании [3], угол ф уменьшается, начиная с определенного числа Жи в зависимости от угла 6. Это число М, соответствует образованию маховского типа пересечения косых скачков уплотнения. Уменьшение угла ф и переход к маховскому типу пересечения скачков с , уменьшением числа М1( очевидно, способствуют постепенному изменению зоны отрыва и всего течения на клине (конусе). Границей, разделяющей области существования скачкообразного срыва и постепенного перестроения течения по числам М, й углам 0 можно считать кривую на фиг. 4, Соответствующую образованию ма-ховского пересечения косых скачков уплотнения. Эта кривая была получена в работе [3]. Запуск воздухозаборников, исследованный в работе [2], можно рассматривать как явление, обратное срыву течения. Поэтому можно ожидать, что кривая будет разделять также области скачкообразного и постепенного запуска [2]. На фиг. 4 в зависимости от параметров М, и 0 представлены результаты экспериментальных исследований воздухозаборников с конусом и клином, соответствующие скачкообразному и постепенному срыву течения и запуску [2] при турбулентном пограничном слое на входе.

В результате исследования срыва течения при турбулентном пограничном слое в диапазоне чисел М1=1,7^-4,5 и Ке=(5н-10)-10в были определены минимальные относительные площади горла /7Г, при которых еще существует сверхзвуковое течение на входе. Эти величины Рт представлены на фиг. 5 для плоских и осесимметричных воздухозаборников в зависимости от числа Мг и угла 0. Значения Рт (или числа М! срыва) мало изменяются с изменением угла 6 и относительной толщины вытеснения пограничного слоя на входе &*//*!, при 0,04 < 8*/А1 <0,2 (М1= 1,9— 2,3);

В верхней части кривых /^(М^ при ^>0,85 расположены экспериментальные точки, соответствующие постепенному перестроению течения. С увеличением числа М1 кривые Рт(М{) идут

Яе~(5Щ’106

О

0

<

э ? ' 0

У г г

$■ г Э э с 1

г \

5 *

•

Запуск С рыб о р сначном • * постепенно . 1 1 1

10° 15° 20°

Фиг. 4

круто вниз. На фиг. 5 представлены также величины относительной площади горла запуска воздухозаборника, полученные в работе [2]. Сравнение показывает, что минимальные площади горла при срыве течения для чисел М.! >1,9 существенно меньше, чем площади горла запуска. При М,<1,9 возможное поджатие горла после запуска незначительно или совсем отсутствует.

На основании фиг. 5 по уравнению расхода были определены средние значения числа М потока в горле на режиме непосредственно перед срывом течения. При расчетах значение коэффициента восстановления полного давления в горле бралось равным произведению коэффициентов восстановления в головном и отраженном

/л

0,9

0,8

0,7

Ее~(5*10)-10ь

\ А. г —

\ д

-^1 /Г

• < МГ <3 А - Ф о

ч Л

> г " N *(:

\ \ % N V < о

1 °\ м?мр

V > \ э

5ч

1 1. \ J. 1 О

а.*0

Срый Запуск в 3*/0,

, О 8 ° 0,0/

* а 8° 0,2 я

. □ 180 0,05\НонУс

* * /8° 0,2

а 13" 0,05.

I О 5°*15° 00) клин

ОС * 0

8° 0,05минус

Фиг. 5

от обечайки косых скачках уплотнения. Полученные величины Мг = '=1,6-5-1,8 оказались существенно выше единицы*.Этот результат, так .же как и распределение давления и теплеровские фотографии течения (см. фиг. 1), свидетельствуют об отсутствии „запирания горла“. Данный факт подтверждается также результатами испытаний воздухозаборников с внезапным расширением канала за изломом контура клина. Течение в минимальном сечении канала здесь явно сверхзвуковое, и „запирание горла“ исключается. На углах атаки а>0 срыв течения наступал при числах М! больших, чем на а=0, т. е. минимальные величины Гт возрастают (см. фиг. 5, 6=8°, а=6°).

Из фиг. 5 видно, что между зависимостями /^(М/) при срыве течения и запуске наблюдается большое отличие (гистерезис). Это явление связано с возникновением разных структур течения на входе воздухозаборника непосредственно перед срывом течения и запуском (см. фиг. 1, структуры 1 и 2). Зоны отрыва на клине получаются разными. Поэтому существенно различаются условия, приводящие к нарушению стационарности течения в этих зонах при срыве и запуске,

3. Срыв течения при ламинарном пограничном слое исследовался на осесимметричных моделях при числе М = 5 и 0 = 8°, 13° и 18° в диапазоне чисел Ие = (1 -г- 5)-106. При фиксированной геометрии воздухозаборника и открытом дросселе срыв течения насту-

* Значения МГ) рассчитанные с помощью уравнений сохранения расхода и количества движения, составили Мг = 1,35, 1,6. Числа М потока за косыми

скачками уплотнения, отраженными от обечайки, были равны соответственно 1,25—1,9.

&

1,0

0,3

0,8

0,7

0,6

0,5

у— к *

\ ■м

/■ У / У>

/ С < \

У У у

у у

13°

V % 3,35

в в ^ \

:> / У МгЗ,57 Л ч

У у У У У У

'/ У /8° >4

У' у '4,15' 'гУ У У

5,5

6,0

0,02

0,01/

0,01

0,00/

в'И’>РгО,74;М,-3,57

Ламинарный

отрь/В Не *1,5210(

'^Запусн Ие^и-Ю6 8*1 Ь,-0,05

3 /I _1_

1дКе 6,5 3

Фиг. 6

10

11

12

13

пал в результате уменьшения полного давления в форкамере трубы. Структура течения на входе при отрыве ламинарного пограничного слоя и соответствующее распределение давления р по поверхности конуса показаны на фиг. 6 (см. также [4]). Отмечается возрастание статического давления за изломом контура А, что косвенно указывает на присоединение отрыва за изломом контура.

Средний угол отрывной зоны по обмерам теплеровских фотографий составляет 80тр = 4°-г-6° при (А^ = 3,5 ч-4,5) [2]. На фиг. 6,а представлены минимальные значения относительной площади горла Рг в зависимости от ^Ие для воздухозаборников, имеющих 6 = 8°, 13° и 18°. Соответствующие значения М, = 4,45; 3,95; 3,57. Срыв течения при ламинарном пограничном слое на центральном теле зависит от интенсивности косого скачка уплотнения, идущего от передней кромки обечайки, числа АЦ и площади Гг [2], [4]. Величины /=•„ при которых возникает срыв ламинарного слоя, в значительной степени зависят от числа Ие, в отличие от при срыве турбулентного пограничного слоя, и значительно больше их. С уменьшением числа Яе величины Гг существенно возрастают (см. фиг. 5 и 6, а). При ламинарном пограничном слое может происходить скачкообразный и постепенный срыв течения.

ЛИТЕРАТУРА

1. Николаев А. В. Течение на входном участке канала сверхзвукового диффузора при отрыве пограничного слоя головной волной. „Ученые записки ЦАГИ*, т. I, № 1, 1970.

2. Гурылев В. Г., Иванюшкин А. К., Пиотрович Е. В. Экспериментальное исследование влияния числа Яе* на запуск воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока. »Уче-ные записки ЦАГИ“, т. IV, № 1, 1973.

3. Гурылев В. Г. Течения с А-образными скачками уплотнения на входе плоских сверхзвуковых воздухозаборников. „Ученые записки ЦАГИ’, т. 111, № 5, 1972.

4. Ануфриев В. М., Козлов Г. И., РойтенбургД. И. Исследование характеристик диффузоров в ударной аэродинамической трубе. „Изв. АН СССР, МЖГ“, № 1, 1972.

Рукопись поступила 25/VI 1973 г-