CC BY
46
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м X 19 7 9
№ 1
УДК 532.526.011.6
ТЕЧЕНИЕ ГАЗА И ТЕПЛООБМЕН НА ЗАТУПЛЕННОЙ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКЕ КРЫЛА ПЕРЕМЕННОЙ СТРЕЛОВИДНОСТИ В ЗОНЕ ПАДЕНИЯ УДАРНОЙ ВОЛНЫ
В. Я■ Боровой, М. В. Рыжкова, Т. В. Щербина
Проведено экспериментальное исследование течения газа и теплообмена на затупленных кромках крыла переменной стреловидности при числах М = 5 и 6 и я: 106. Основное внимание уде-
лено исследованию теплообмена на кромках концевой части крыла в зоне интерференции ударных волн при различных величинах угла атаки, угла стреловидности кромок концевой части и радиуса сопряжения корневой и концевой частей крыла.
Известно, что в зоне падения ударной волны на поверхность тела может происходить значительное усиление теплообмена. В одной из первых работ [1], посвященных этому вопросу, было показано, что при падении косого скачка уплотнения на цилиндр, образующая которого перпендикулярна скорости невозмущенного потока, образуется сложная система скачков уплотнения, и в зоне интерференции ударных волн тепловой поток возрастает в несколько раз (при числе М = 5 до пяти раз) по сравнению с величиной теплового потока вне зоны влияния косого скачка уплотнения. По мере увеличения угла стреловидности система скачков перестраивается и степень повышения теплового потока в зоне интерференции уменьшается.
В работе [2] на основе анализа экспериментальных данных проведена классификация типов взаимодействия ударных волн. Указаны шесть типов взаимодействия, отличающихся углами наклона ударных волн и характером воздействия потока на тело.
В работе [3] проведено исследование теплообмена на некоторых простейших телах (сфере и цилиндре) при каждом типе интерференции. Разработана приближенная методика расчета, позволяющая оценить максимальную величину теплового потока.
На передних кромках крыла с переменной по длине стреловидностью также происходит взаимодействие ударных волн. При нулевом угле атаки крыла течение вблизи кромок аналогично течению вблизи цилиндра в зоне падения скачка уплотнения. Однако при больших углах атаки крыла существенную роль может играть трехмерность течения, и теплообмен на кромках крыла может значительно отличаться от теплообмена на цилиндре. Кроме того, теплообмен на кромке крыла в зоне взаимодействия ударных волн может зависеть от формы кромки в обдасти сопряжения корневой и концевой частей крыла. Данная работа посвящена исследованию этих вопросов.
1. Исследования проводились на схематизированных плоских моделях крыла (фиг. 1). Угол стреловидности передних кромок корневой части крыла был у всех моделей одинаковым (^ = 75°). Угол стреловидности передних кромок концевой части варьировался: /2 = 35°, 45° и 55°. Варьировалась также относительная величина радиуса сопряжения кромок корневой и концевой частей (от ^ = 0 до /? = 8, /? = /?/г, /? — радиус сопряжения, г — радиус затупления кромок).
Модели имели большую относительную толщину (2гД, ж 0,19). Это позволило провести измерение теплового потока на передних кромках. Модели были изготовлены из теплоизоляционного материала. Тепловой поток измерялся методом термоиндикаторных покрытий.
Опыты проводились в аэродинамических трубах периодического действия при числах М=5 и 6 и числе Иеоог. ~ 10е.
2. В связи с рассматриваемой проблемой представляют интерес два типа взаимодействия скачков уплотнения: V и VI типы по классификации работы [2]. Существенное отличие этих типов состоит в следующем.
При VI типе взаимодействия течение остается сверхзвуковым и за точкой пересечения головной волны с падающим косым скачком. Из точки пересечения выходят поверхность разрыва и веер волн разрежения. Волны разрежения падают на поверхность тела и вызывают некоторое уменьшение теплового потока.
При V типе взаимодействия, который соответствует большей интенсивности головной волны, из точки пересечения также выходит поверхность разрыва. Однако в этом случае за точкой пересечения образуется дозвуковая зона, и головная волна претерпевает излом перед точкой пересечения. Из точки излома выходят дополнительная поверхность разрыва и скачок уплотнения, который падает на поверхность тела и может вызывать увеличение теплового потока.
Анализ теневых фотографий показывает, что при а = 0 их2 = 45° течение в зоне пересечения скачков сходно с течением VI типа (см. фиг. 2, а; на фиг. 2 показан фрагмент течения, огра-
ниченный на фиг. 1 штрихпунктирной линией). Об этом свидетельствует то, что образуется одна поверхность разрыва 3, которая выходит из точки пересечения ударной волны 1 с падающим скачком 2. Волны разрежения на фиг. 2, а не видны (линия 4 представляет собой проекцию линии пересечения головной волны и падающего скачка).
Из фиг. 2, а видно также, что при а = 0, Х2 = 45° и наличии на контуре передней кромки крыла угловой точки вблизи нее образуется ламинарная зона отрыва 5, которая индуцирует косой скачок 6. В зоне отрыва образуются обратные токи (фиг. 3), как при двумерном отрывном течении. Пограничный слой отрывается с поверхности передней кромки вследствие взаимодействия с головной волной, образующейся перед затупленной кромкой кормовой части крыла. Длина зоны отрыва при а = 0 равна приблизительно 0,3 — 0,4с? (с? = 2г — толщина крыла). Оторвавшийся пограничный слой совершает вращательное движение относительно оси, приблизительно перпендикулярной плоскости крыла, и присоединяется к передней кромке непосредственно за угловой точкой.
При увеличении угла атаки изменяется характер взаимодействия ударных волн вследствие уменьшения эффективного угла стреловидности передней кромки. В случае Х2 = 45° это становится заметным уже при а =15°. При а = 30° видны явные признаки перехода к V типу взаимодействия (фиг. 2, б). Они состоят в том, что головная волна претерпевает излом в точке, расположенной перед зоной пересечения ударных волн, и от точки излома отходит поверхность разрыва. Однако скачок уплотнения, который при V типе взаимодействия должен отходить от точки излома головной волны, на фотографиях отсутствует.
При увеличении угла атаки изменяется также течение вблизи угловой точки. Длина зоны отрыва уменьшается, менее отчетливо проявляются обратные токи. Однако даже при а = 30° и х2 = 45° вблизи угловой точки, судя по спектрам предельных линйй тока, еще существует поперечное вихревое течение, и за угловой точкой на передней кромке образуется линия растекания.
При плавном сопряжении корневой и (Концевой частей крыла образуются слабые волны сжатия, которые постепенно собираются в головную волну (фиг. 2, в). Даже при минимальной исследованной относительной величине радиуса сопряжения (/? = 2) в области сопряжения не происходило отрыва пограничного слоя как при а —0, так и при а >0. Это объясняется не только сравнительно небольшой величиной градиента давления, но и поперечным растеканием пограничного слоя.
Если величины радиуса сопряжения и угла атаки достаточно малы, то ударная волна формируется на значительном расстоянии перед падающей волной. В этом случае величина радиуса сопряжения практически не влияет на течение в зоне взаимодействия ударных волн.
Если же радиус сопряжения настолько велик, что головная волна „не успевает“ сформироваться до зоны падения ударной волны, индуцированной корневой частью крыла, то характер взаимодействия, естественно, изменяется, в частности, исчезает поверхность разрыва. Такое изменение течения наблюдалось при R = 8, начиная с а = 30°, а при R — 6, начиная с а = 45° (3(2 = 45°).
С увеличением угла стреловидности х2 зона отрыва, образующаяся на передней кромке крыла перед угловой точкой, сокращается. Однако даже при максимальном исследованном угле стреловидности (Х2 = 55°) зона отрыва при а = 0 сохраняется.
При увеличении угла стреловидности изменяется также характер взаимодействия ударных волн. Опыты, проведенные при М=5, трех значениях /2 (35°, 45° и 55°) и трех значениях угла атаки (а 0, 15° и 30°) показали, что взаимодействие, сходное со взаимодействием V типа, реализуется при а = 0 лишь до угла /2 = 35°, при а =15° — до угла х2 ■=> 45°, а при а = 30° — во всем исследованном диапазоне значений хг-
Если воспользоваться известным определением эффективного угла стреловидности (sin хЭф = sin х cos а), то при М.оо — 5 взаимодействие МОЖНО условно отнести К V типу, если Хэф<С45°, и к VI типу, если Хэф>45°. В окрестности угла Хэф = 45° возможно .взаимодействие обоих типов.
При пространственном обтеканий крыла, особенно при больших углах атаки, тип взаимодействия ударных волн, как будет показано, не определяет однозначным образом характер теплообмена на кромках. Это может быть связано с тем, что при больших углах атаки линии тока, достигающие поверхности тела на критической линии, могут и не проходить через полную систему скачков уплотнения.
3. На передней кромке крыла между угловой точкой кромки и зоной падения головной волны происходит значительное усиление теплообмена (фиг. 4). Оно происходит в первую очередь из-за повышения давления газа при последовательном прохождении через две ударные волны, индуцированные корневой и концевой частями крыла. Кроме того, при нулевом угле атаки можно различить две зоны локального усиления теплообмена: зону интерференции ударных волн (зону 1) и зону присоединения оторвавшегося пограничного слоя, расположенную непосредственно за угловой точкой О (фиг. 4, а). При а = 30° усиление теплообмена за угловой точкой проявляется слабо (фиг. 4, б) из-за вырождения зоны отрыва.
На кромках кормовой части крыла вблизи угловой точки образуются узкие зоны повышенного теплообмена, так называемые „жгуты“ (фиг. 4, б). Их направление близко к направлению предельных линий тока. Обычно жгуты оканчиваются вблизи места падения ударной волны, где образуется серповидная зона повышенных тепловых потоков (см. фиг. 4, б). В некоторых случаях жгуты продолжаются в ослабленном виде и за серповидной зоной.
Максимальная величина коэффициента теплоотдачи в жгутах приблизительно в два раза больше, чем между ними.
При нулевом угле атаки жгуты проявляются слабее, чем при а = 30°, или даже полностью отсутствуют.
Жгуты представляют собой неустойчивое образование: в различных опытах несколько изменяются их расположение и максимальная величина коэффициента теплоотдачи. В то же время в течение одного опыта жгуты остаются практически неизменными. Это и позволяет наблюдать их методом термоиндикаторов при продолжительности опыта в несколько секунд.
Образование жгутов связано, по-видимому, с продольными вихрями типа вихрей Тейлора — Гёртлера [4]. Такие вихри возникают при достаточно больших числах Рейнольдса вследствие нарушения устойчивости пограничного слоя под действием центробежных сил, обусловленных либо вращением тела (вихри Тейлора), либо вогнутостью линий тока (вихри Гёртлера).
Продольные зоны повышенного теплообмена (жгуты) наблюдались ранее при двумерных отрывных течениях вблизи линии присоединения потока [5—7]. При пространственном течении аналогичное явление наблюдалось в работе [8]. В рассматриваемом
» • ► Р = 0;Хг=М° о О(.=0 30° * 115° А 60°
Г\ \ с А \ ° о 5
( о у < !• " |\
I 1— _ 2 1 1
л £ й*
|_*— ■4
о 1 г з * х
Фиг. 5
случае крыла с переменной стреловидностью кромок вогнутость линий тока связана с перетеканием газа с кромки корневой части крыла на концевую и с разветвлением линий тока вблизи критической линии.
На фиг. 5 показано распределение относительной величины коэффициента теплоотдачи вдоль критической линии передней кромки концевой части крыла. Здесь и ниже к = А0 — расчетное значение коэффициента теплоотдачи для бесконечного цилиндру обтекаемого невозмущенным потоком с углом скольжения у2, х — х/г, х отсчитывается во всех случаях отточки О пересечения образующих (см. фиг. 1).
Вне области взаимодействия корневой и концевой частей крыла (при х^>2) экспериментальные величины коэффициента теплоотдачи близки к расчетным, а в области взаимодействия они в 2-—2,5 раза превышают расчетную величину. Следует иметь в виду, что на фиг. 5 и последующих фигурах для области взаимодействия приведены максимальные величины коэффициента теплоотдачи, соответствующие жгутам.
По мере увеличения угла атаки свыше 30° максимальный коэффициент теплоотдачи на передней кромке уменьшается (см. фиг. 5). Однако существенное усиление теплообмена, так же как и жгуты, сохраняются в случае крыла с угловой точкой контура ПРИ Хг = 45° вплоть до а = 45°. Лишь при а = 60° устанавливается равномерное распределение коэффициента теплоотдачи по всей длине передней кромки концевой части крыла (см. фиг. 5).
При а = 0 плавное сопряжение корневой и концевой частей крыла даже по небольшому радиусу (Р} — 2) одновременно с зоной отрыва устраняет и связанный с отрывом пик теплового потока. В области же падения на кромку головной волны максимальная величина коэффициента теплоотдачи приблизительно в 2,5 раза превышает расчетную величину коэффициента теплоотдачи А0 и практически не зависит от радиуса сопряжения в исследованном
диапазоне (до ^ = 8).
При а = 30р максимальная величина коэффициента теплоотдачи в области сопряжения существенно уменьшается по мере увеличения^ радиуса сопряжения (фиг. 6). При /?>6 не происходит усиления теплообмена.
Одновременно при /?>6 исчезают и жгуты.
О о ос=30°;х=Ч5° О Я=0 . а г • ч х 8
^ А «! О
1 ьЗ
-4 Д - X И _а
и I «у к ДЛ 1 г—*
О ( я=о ) а)
° **=м°1« = • 55°/
^ _____/Ч X
О
\ 7?=0 Ю
Р\ V 41 > , • 1 о
К* ^ Г”
2 3
Фиг. 6
7 2 3 4а:
о х2 = ^°, ос-30°
• 55°, 25°
Фиг. 7
При нулевом угле атаки большое влияние на теплообмен оказывает угол стреловидности кромок Хг- При малом угле стреловидности соответствующем V типу взаимодействия удар-
ных волн, происходит значительное усиление теплообмена в зоне сопряжения корневой и концевой частей крыла (Ьтзх х 2 3). При
относительно большом угле стреловидности 72 = 550, когда реализуется VI тип взаимодействия, тепловой поток на передней кромке практически не возрастает (фиг. 7, а). Однако усиление теплообмена связано не только с взаимодействием ударных волн в зоне их пересечения; оно может происходить также из-за повышения давления в системе ударных волн перед точкой их пересечения, отрыва потока перед угловой точкой и образования жгутов. В частности, при х2 — 45°, соответствующем согласно теневым фотографиям VI типу взаимодействия, происходит существенное усиление теплообмена (фиг. 7, а).
При <* = 25-=-30° угол стреловидности слабее влияет на теплообмен на передних кромках. В этом случае при всех исследованных значениях угла Хг течение в зоне интерференции ударных волн имеет черты, присущие V типу взаимодействия; в зоне сопряжения образуются жгуты и происходит усиление теплообмена (фиг. 7, б).
3—Ученые записки № 1
33
1. Тетерин М. П. Исследование течения газа и теплопередачи в области падения скачка уплотнения на цилиндр, обтекаемый потоком большой сверхзвуковой скорости. „Изв. АН СССР, МЖГ*, № 3.
2. Эдни В. И. Теплообмен на затупленном теле, сталкивающемся со скачком уплотнения. .Ракетная техника и космонавтика", № 1, 1968.
3. X ё й н с Ф. Д., К из Дж. В. Теплообмен в областях взаимодействия со скачками уплотнения в гиперзвуковых течениях. „Ракетная техника и космонавтика", № 11, 1972.
4. Шлихт инг Г. Теория пограничного слоя. „Наука*, М.-, 1969.
5. G i п о и х J. I. Streamwlse vortices in reattaching high-speed flows: a suggested approach. „А1АА. J.“, vol. 9, N 4, 1971.
6. Бражко В. H. Экспериментальное исследование геометрии отрывного течения и теплопередачи за осесимметричным уступом. В сб. «Аэродинамическое нагревание при сверхзвуковых скоростях потока". Труды ЦАГИ, вып. 1493, 1975.
7. Глотов Г. Ф., Мороз Э. К. Продольные вихри в сверхзвуковых течениях с отрывными зонами. „Ученые записки ЦАГИ", т. 8, № 4, 1977.
8. Иванов А. К. Особенности перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на остром конусе под углом атаки з сверхзвуковом потоке газа. „Ученые записки ЦАГИ", т. 8, № 4, 1977.
Рукопись поступила 20/1V 1978
