CC BY
85
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XVI 198 5
№ 1
УДК 532.526.5
СТРУКТУРА ТЕЧЕНИЯ И МАКСИМАЛЬНЫЕ СТАТИЧЕСКИЕ ДАВЛЕНИЯ НА ВХОДЕ И В ГОРЛЕ ПЛОСКИХ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ скоростях
В. Г. Гурылев, М. Ю. Корчинская, А. Ф. Чевагин
Исследованы различные структуры течения на входе и в горле плоских воздухозаборников с одноступенчатым тормозящим клином (0 = = 10'°-^20°, А/6= 1) при больших сверхзвуковых скоростях потока и числах М, больших и меньших расчетного (М = 2-^5, Ие= (5-н 10) • 106, М2 Мр), с целью определения областей максимальных статических давлений на стенках, которым соответствуют максимальные местные тепловые потоки. Рассмотрено взаимодействие косого скачка уплотнения, отраженного от входной кромки обечайки, с турбулентным пограничным слоем на клине при присоединении начала зоны отрыва к излому контура клина. Выделены предельные режимы течения, которым соответствуют максимальные местные статические давления. Результаты эксперимента сопоставлены с расчетом. Показано влияние отсасывания пограничного слоя на структуру течения в горле воздухозаборника и уровень максимальных статических давлений.
Исследования течения на входе и в горле плоских воздухозаборников проводились в ряде работ как при сверхзвуковой скорости, так и с головной волной на входе [1—5]. Целью этих исследований являлось изучение различных видов течения, процессов срыва и запуска, дросселирования и помпажа воздухозаборников. При больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях потока возникает необходимость изучения структур течения, при которых на входе и в горле воздухозаборников образуются местные «пики» статического давления в областях взаимодействия скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем на стенках. Этим областям, как известно [6], соответствуют максимальные местные тепловые потоки, которые могут вызвать прогар конструкции. Данная проблема пока мало изучена для сверхзвуковых и гиперзвуковых воздухозаборников.
В настоящей работе изучается взаимодействие косого скачка уплотнения, отраженного от входной кромки обечайки, с пограничным слоем на тормозящем клине при присоединении начала зоны отрыва к излому контура клина. В ряде работ такое взаимодействие изучалось для свободной зоны отрыва [5—7]. В данной работе рассматривается влияние отсасывания пограничного слоя с перфорированной поверхнос-
ти тормозящего клина на структуру течения и максимальные значения статического давления в области горла. Известно, что отсасывание пограничного слоя с тормозящих поверхностей воздухозаборников используется для улучшения их дроссельных характеристик. Однако исследование влияния отсасывания на «пики» статического давления в области горла ранее не проводилось.
1. Испытывались модели плоских сверхзвуковых воздухозаборников с одноступенчатым клином торможения с углами 0=10°, 15°, 20° и нулевым углом поднутрения обечайки с отношением ширины к высоте входа Н/Ь= 1 (7г = 6 = 100 мм). В боковые щеки моделей были вмонтированы оптические стекла, что позволяло проводить визуальные наблюдения и фотографирование картины течения на входе и области горла воздухозаборника. Обечайка модели имела специальный привод и могла перемещаться параллельно потоку в процессе испытаний. Это позволило изучить течение не только при относительно широкой площади
горла, большей или равной «горлу запуска» > но также при
(й“)<(й“)0- Для исследования влияния отсасывания пограничного
слоя на течение на входе и в горле применялись перфорированные в области линии излома клинья с углами 0=15° и 20°. Диаметр отверстий
/=■
й = 2,Ъ мм, суммарная относительная площадь отверстий ^ =
= 0,045-^0,09. Для определения относительного статического давления
Р ,
на поверхностях канала — (р 1 — статическое давление на клине торможения) клинья и обечайка были дренированы в продольном (по оси) направлении. Кроме того, клин с углом 0 = 20° имел дренаж в поперечном направлении в области линии излома. Модели испытывались в диапазоне чисел М = 2н-5, которым соответствуют числа М! потока на входе— 1,6—3,8 и числа Ие= (5-н10) • 10е, отнесенные к длине клина и параметрам потока над пограничным слоем. Относительная толщина вытеснения турбулентного пограничного слоя на входе б*//гг = 0,02 ^-0,05. Статическое давление на стенках измерялось с помощью стандартных групповых регистрирующих манометров ГРМ с классом точности 0,5 или датчиками типа ИКД с классом точности 0,3. Течение на поверхности клина торможения визуализировалось с помощью саже-масляного покрытия. Исследование течения проводилось при полностью открытом дросселе модели и сверхзвуковой скорости потока на входе (без головной волны).
2. На рис. 1 показаны характерные распределения относительного статического давления на поверхностях клина и обечайки на режиме М<МР, когда косой скачок уплотнения от вершины тормозящего клина проходит перед входной кромкой обечайки. Видно, что максимальные относительные статические давления наблюдаются на клине в области присоединения зоны отрыва £> и на поверхности обечайки А в месте падения косого скачка, идущего от начала фиксированной у линии излома клина зоны отрыва. Максимальные величины р/р1 могут в 1,5 — 3 раза превышать уровень среднего относительного статического давления в конце горла (при открытом дросселе). Максимальные значения относительного давления на обечайке Ра1Р\ и клине рэ1р1 существенно зависят от относительной площади горла кг/ки числа М1 и угла 0. При относительной площади горла /гг//гь близкой к единице, угол зоны отрыва, отсчитываемый от поверхности клина за линией излома, бОТр~0-
Однако при определенных числах М1(М1<2,8 при 0=15°) уменьшение относительной площади горла до «горла запуска» (/гг//и)() сопровождается возрастанием угла присоединенной к излому контура клина зоны отрыва до величины, близкой к предельной для числа Мц: ботр. пред~0 + бОтр(М1, Ке). Расчет предельного угла присоединенной зоны отрыва по числу М4 и углу скачка от зоны отрыва, измеренному по теплеровским фотографиям, показал, что
8отр.пред = О,93[0 + 8Отр(М1)]) (1)
где ботрСМО—значение угла отрыва, рассчитанное по формуле Геда для турбулентного пограничного слоя при числе М1. Такое увеличение угла отрыва приводит к увеличению интенсивности косого скачка уплотнения от зоны отрыва и соответственно к возрастанию максимальных относительных давлений на обечайке и клине при (Лг/^) = {НТ[Н^0. Интересно отметить, что при уменьшении < (йг/й^о при числах
М1>2,61 (0=15°) начало зоны не смещается за линию излома клина, как это происходит при меньших числах М4. Размеры зоны отрыва сокращаются, вследствие чего уменьшаются интенсивность порождаемых ею косых скачков уплотнения и соответственно уровень максимальных давлений на поверхностях клина и обечайки.
На рис. 2 показано отличие максимальных статических давлений рА на обечайке и рв на клине при (/гг/7*1)о от соответствующих значений давлений, рассчитанных без учета вязкости. Величина максимального давления на обечайке, обусловленного отрывом пограничного слоя, отнесенная к расчетной величине давления, может достигать значений Рл/Роб = 2,4—2,7 в зависимости от числа М4 и угла 0. Наибольшее влияние отрыва пограничного слоя на уровень статического давления наблюдается на режимах течения 2 и 3 (соответствующие схемы течений приведены на рис. 5, где даны области их существования; подробнее рисунок обсуждается ниже), когда угол присоединенной зоны отрыва достигает наибольшей величины, равной б0тр. пред (1), и реализуется
Рис. 2
либо маховское пересечение скачков уплотнения (схема 2), либо отражение интенсивного косого скачка уплотнения от обечайки (схема 3). При меньших числах М зона отрыва выходит за линию излома клина, что приводит к перестроению структуры течения и возникновению ^-образного скачка уплотнения на входе в канал (схема /). В этом случае максимальное статическое давление реализуется непосредственно на входной кромке обечайки и отношение рл/роб= 1,2-г- 1,3 (здесь приводится отношение максимального статического давления на обечайке к расчетному значению статического давления за косым скачком на кромке обечайки). Характерной особенностью течения является тот факт, что при некоторых числах Мі (например, при 0=15°, Мї>2,9) присоединенная зона отрыва уменьшается в размерах (режим 4) вследствие чего интенсивность вызванного отрывом скачка уплотнения резко снижается и уровень максимального статического давления на обечайке практически не отличается от расчетного: Ра/Ро6~1,1-
На поверхности клина максимальное относительное давление в точке присоединения отрыва Рп/Рі также может значительно превышать соответствующее расчетное статическое давление р/рі (р — давление в месте падения скачка уплотнения от обечайки на клин) на режимах течения 2 и 3. При больших числах М (режим 4) отрыв не приводит к увеличению отношения Рв/Рі по сравнению с расчетным.
На режиме М>МР косой скачок уплотнения от клина проходит за входную кромку обечайки и попадает на ее внутреннюю поверхность, вызывая отрыв пограничного слоя. При достаточно больших расстояниях от линии пересечения скачка с обечайкой до ее кромки зона отрыва является свободной. В соответствии с соотношением работы [5] это
имеет место при 7“ > 1~- = -77 [0,1 + 0,06 (6—6*)5/з], где 4тр — расстоя-г Лг /гг М
ние от линии отрыва до линии пересечения падающего скачка с плоской •о* 5°тр
поверхностью; о* = -у- —угол клина, при котором реализуется критический перепад давления в системе «падающий + отраженный» скачок уплотнения.
4—«Ученые записки» № !
49
При уменьшении расстояния от скачка до кромки обечайки происходит фиксация зоны отрыва у кромки, сопровождающаяся, как обычно, увеличением угла ботр- Если угол 60тр становится больше предельного, то у входной кромки возникает отсоединенный скачок уплотнения. Так, например, отсоединенный скачок отмечался в эксперименте при 0 = 20°, Мі <2,6.
Особенностью течения на режиме М>МР является уменьшение зоны отрыва на центральном теле и угла б0Тр- Это приводит к снижению максимального статического давления на клине рв по сравнению с соответствующим давлением на режиме М<МР. Максимальный уровень давления на обечайке рл также снижается и наблюдается, в отличие от режима М<МР, в области присоединения зоны отрыва на обечайке. Причем по мере увеличения расстояния от линии падения скачка уплотнения до кромки обечайки относительное давление Ра/Рі снижается, так как происходит уменьшение угла присоединенной зоны отрыва от некоторого предельного значения до значения брТр для свободной зоны отрыва, соответствующей числу М набегающего потока.
3. Взаимодействие скачка уплотнения, идущего от входной кромки обечайки, с турбулентным пограничным слоем на поверхности клина имеет большое значение для формирования всего течения в начале горла сверхзвукового диффузора. Как отмечалось выше, отличительной особенностью такого взаимодействия является то, что для основных режимов работы воздухозаборника зона отрыва начинается в месте излома контура клина. Кроме скачка уплотнения, вызвавшего отрыв пограничного слоя, на зону отрыва могут накладываться и другие возмущения, создаваемые самой же отрывной зоной, а также боковыми стенками. Изучение распределения статического давления в области зоны отрыва и ее присоединения показало, что течение в рассматриваемой области является трехмерным.
На рис. 3 показана схема течения на входе и в области горла при 0 = 20°, М=4 (М! = 2,57) и /гг//г4 = 0,9 (/гГ = 46 мм). Угол зоны отрыва б0Тр = 29°. Здесь же приведена схема течения саже-масляной смеси на поверхности клина в области зоны отрыва, а также распределения статического давления на клине в поперечном направлении (по оси г) в
Рис. 3
сечениях 1—1 (x/hr = —0,33) до линии излома клина и после линии излома в сечениях 2—2 {x/hT = 0,35); 3—3 (x/hr=0,76); 4—4 (x/hr = 1,41); 5—5 (x/hT= 1,85). Можно видеть, что в начале зоны отрыва вблизи боковых стенок возникают возвратные вихревые течения саже-масляной смеси. В начале зоны присоединения и далее вниз по потоку образуются периодические структуры в виде линий стекания и растекания масляного покрытия с соответствующими минимумами и максимумами статического давления в поперечном направлении в сечениях 4—4 и 5—5, что является следствием образования системы вихревых жгутов с продольными осями вращения. При этом линии стекания и растекания саже-
Ртах Рт\а
масляной смеси соответствуют границам вихреи. Отношение —---------------
Р ср
в указанных сечениях составляет 0,20—0,28. Такая неравномерность сохраняется на расстоянии 1= (2 + 4)hT. В целом максимальный уровень статического давления на поверхности клина в области присоединения отрыва наблюдается вдоль продольной оси и боковых стенок модели.
4. С помощью программы сквозного счета с автоматическим выделением разрывов [8] и специально разработанной программы были проведены расчеты поля сверхзвукового течения на входе и горле плоских диффузоров вне зоны отрыва без учета слоя смешения на ее границах. В расчете задавались свободная поверхность начальной зоны отрыва с постоянным давлением, определяемым по ее углу ботр. Сравнение уровней статического давления на обечайке и клине, полученных в расчете и эксперименте (рис. 4), показывает, что наибольшее расхождение отмечается в области присоединения зоны отрыва. Такое отличие значений статического давления в области присоединения связано с тем. что в расчете принималось условие о постоянстве давления по длине зоны отрыва. В начале горла расчет согласуется с экспериментом. Это позволяет решить задачу об определении границ возникновения предельных режимов течения, в том числе, когда возникает маховское пересечение или отражение от стенок косых скачков уплотнения (см. п. 2).
На рис. 5 приведены возможные схемы течения и области их су- |
ществования для клина с углом 0=15° на режиме М<МР в зависимости |
от числа М и угла 60Тр присоединенной зоны отрыва. При М<1,7 не- 1
возможно сверхзвуковое обтекание клина (угол 0 больше предельного). )
При числах М<2,3 около кромки обечайки образуется головная волна. ;
При М>2,3 в зависимости от величины угла отрыва б0Тр получены три схемы течения. Областям 1, 2 и 3 соответствуют типы течения с присоединенной зоной отрыва. В области 1 реализуется течение, при котором невозможно регулярное пересечение скачков уплотнения от начала зоны отрыва и скачка от кромки обечайки. В этом случае, как показывает эксперимент, образуется тройное пересечение скачков и реализуется так называемое «сильное решение» для скачка уплотнения, а максимальное статическое давление наблюдается непосредственно на входной кромке обечайки (схема 1). Области 2 соответствует тип течения с маховским отражением от обечайки скачка уплотнения, индуцированного зоной отрыва (схема 2). В этом случае образуется местная дозвуковая зона и уровень перепада статического давления на обечайке и клине резко увеличивается (см. рис. 2). В области 3 реализуется схема течения с регулярным пересечением и отражением от стенок косых скачков уплотнения (схема 3). На расчетные области нанесены экспериментальные точки. В целом наблюдаемые в эксперименте структуры течения и области их существования соотвествуют расчетным данным.
5. На рис. 6 приведены схемы течения в области горла плоского диффузора без отсасывания и с отсасыванием пограничного слоя с поверхности клина в области линии излома и в месте падения отраженного от обечайки косого скачка уплотнения при 0—15°. Видно, что отсасывание пограничного слоя как до излома, так и после него, позволяет существенно уменьшить уровень максимальных статических давлений в горле диффузора. Наблюдается уменьшение размеров зоны отрыва и ее начального угла б0Тр во всем исследованном диапазоне величин /гг//г!, что и приводит к уменьшению интенсивности косого скачка уплотнения, идущего от начала отрыва на обечайку, и скачка в области присоединения отрыва. Течение приближается к расчетному без учета пограничного слоя. При малых значениях /1г//14 или в случае попадания скачка уплотнения от кромки обечайки на перфорированную по-
Рис. 5
верхность клина за линией излома, зона отрыва практически исчезает. Срыв течения на входе при уменьшении относительной площади горла до величины /ir/ftjC (ftr//ii) о затягивается и наступает, когда скачок от обечайки попадает на тормозящий клин на некотором расстоянии перед линией излома. Без отсасывания пограничного слоя это явление наблюдалось только при малых углах клина (0=10°).
ЛИТЕРАТУРА
1. Гурылев В. Г., Иванюшкин А. К., Пиотрович Е. В. Течение на входе и в горле воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока и числах М, меньших расчетного. — Ученые записки ЦАГИ, 1975, т. VI, № 1.
2. Гончарук П. Д., Гурылев В. Г. Исследование течения в горле воздухозаборников на больших сверхзвуковых скоростях потока при числах М, больше расчетного. — Ученые записки ЦАГИ, 1973, т. IV, № 6.
3. Николаев А. В. Течение на входном участке канала сверхзвукового диффузора при отрыве пограничного слоя головной волной. — Ученые записки ЦАГИ, 1970, т. I, № 1.
4. Симонов И. С., С т е ф а н о в С. А. Течение на входе и в области горла плоского воздухозаборника.—Ученые записки ЦАГИ, 1975, т. VI, № 1.
5. Павленко А. М. Исследование размеров отрывной области при взаимодействии падающего косого скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем в плоском сужающемся канале.—Ученые записки ЦАГИ,
1978, т. IX, № 1.
6. Holden М. S. Shock wave-turbulent boundary-layer interaction in hypersonic flow. — AIAA Paper, 1970, N 72-74.
7. Бражко В. H. Периодическая структура течения и теплопередача в области присоединения сверхзвуковых потоков. — Ученые записки ЦАГИ. 1979, т. X, № 2.
8. Б е р л я н д А. Т. Программа численного расчета сверхзвукового обтекания системы плоских тел. — Труды ЦАГИ, 1980, вып. 2076.
Рукопись поступила 4/VII 1983 г.
