Течение на входе и в области горла плоского сверхзвукового воздухозаборника Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И Т о м VI 19 7 5

№ Т

УДК 629.7.015.3.036:533.697.2

ТЕЧЕНИЕ НА ВХОДЕ И В ОБЛАСТИ ГОРЛА ПЛОСКОГО СВЕРХЗВУКОВОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА

И. С. Симонов, С. А. Стефанов

На плоском воздухозаборнике, состоящем из одноступенчатого клина с углами 10°, 15° и 20° и обечайки с нулевым углом поднутрения, проведены экспериментальные исследования течения на входе и в области горла в диапазоне чисел М от 1,1 до 3, величин поджа-тия площади канала от 0,96 до 0,74 при Иех=(5-*-7)- 10е, 5*/Явх=0,03-^0,06. Получены данные о форме скачков уплотнения, величинах коэффициентов расхода и пологих ветвей дроссельных характеристик, распределении давления на поверхности клина и обечайки. В качестве критерия, определяющего запуск воздухозаборника, предложено использовать величину отношения статических давлений в горле и плоскости входа. Показано, что в диапазоне чисел М<1,7-*-1,8 в предпомпажной точке дроссельной характеристики скорости потока в канале воздухозаборника дозвуковые. При числах М>1,8 даже в предпомпажной точке дроссельной характеристики в канале имеются области со сверхзвуковыми скоростями.

При сверхзвуковых скоростях полета одним из важных режимов работы воздухозаборника воздушно-реактивного двигателя является режим, когда замыкающий скачок уплотнения располагается перед обечайкой. Скачок уплотнения может быть вызван разными причинами: дросселированием течения двигателем, недостаточной величиной площади горла, обтеканием обечайки при углах поворота потока, больших предельного.

На поверхности торможения в результате взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем возникает сложная картина течения с возникновением зон отрыва потока. Для выяснения картины течения на входе и в области горла проведены параметрические экспериментальные исследования на модели плоского' воздухозаборника.

1. Модель воздухозаборника (фиг. 1) состояла из сменного одноступенчатого клина и прямолинейной обечайки. Угол поворота канала от плоскости входа до горла был равен 10°, 15° и 20°. Поджатие канала от плоскости входа до горла изменялось продольным перемещением обечайки. Горло воздухозаборника имеет угол расширения в 1°. Ширина канала воздухозаборника равна 52 мм.

В боковые стенки воздухозаборника установлены оптические стекла. Диапазон исследованных чисел М на входе равен 1,1—3. Числа Ие^, определенные по параметрам потока за скачком уплотнения от клина и длине клина до сечения входа, равны (5-ь7)-106. Пограничный слой на поверхностях воздухозаборника в плоскости входа был турбулентным. Отсасывания пограничного слоя не было. Отношение Ъ*/Нвх составляло 3—6%.

/ V

5° 1 [мм] "г [мм] ^В'А [мм] "г 'об [мм] Вариант

233 34,4 37,8 0,910 123 1

10 223 33 38,1 0,866 133 2

212,7 31,6 38,5 0,821 143,3 3

233 36 37 0,973 123 4

15 223 35,2 38,4 0,916 133 5

212,7 33,9 39,8 0,852 143,3 6

210 28 29,2 0,958 123 7

20 200 26,5 31,5 0,842 133 8

189.7 25 34 0,736 143,3 9

/—сменный клин; 2—подвижная обечайка-, 3—оптическое стекло Фиг. 1

2. Для расчета течения во входном участке канала воздухозаборника в работе [1] предложено использовать схему Х-образного скачка уплотнения, состоящего из двух прямых скачков уплотнения и косого скачка от зоны отрыва потока. При такой схеме скачков уплотнения на линии тока за точкой встречи скачков уплотнения не выполняется условие равенства давлений и направлений для потоков, пришедших через один прямой скачок и через „косой + прямой“ скачок. В работе [2] выполнены расчеты схемы скачков с соблюдением условий равенства давлений и направлений потоков за точкой пересечения скачков („тройной“ точки). Для режимов,, близких к режиму запуска воздухозаборника, схему скачков уплотнения, определяемую решением в тройной точке, предполагалось распространить на все поле течения в плоскости входа. Однако при этом накладывается жесткое требование на угол наклона обечайки, который должен быть для каждого числа М вполне

I схема сначно 8

ьХ~8$размвй схема смачноИ м = 2 • $ «1$а • н -й §т1

—....--::... ...■

,V 'V,. Л ✓

Шт^азра^т» сж0мататМ дг-1; й’г~^0$г

Ж^м^ма СХ£¥М4$

большая пмещадь гарла м - 1^} ¿~15оч,Нг~0,Ш

Средняя ¿ел.-.уина иищадь /..-* г 5; /= 15а\ яг~ 0.916

__ . и //</' .« .4? . / / / ^

■

■,'1 г;-7. / ч

| / ■ 1 \.'' \ ;

Малаш плащаЗь герма м- 1} 7; / = 20° \нг= в} 736' . Ж схема сна ч над

Малая площадь горла М~1Л3\ £~15а)Нг~И:д52

Фиг. 2

определенным. Только в этом случае будут выполнены граничные условия у поверхности обечайки. Одной из целей данной работы было выяснение применимости рассмотренных схем скачков к течению на входе в воздухозаборник.

Анализ полученных на исследованной модели картин течения показал, что можно выделить три характерные схемы расположения скачков уплотнения на входе и в области горла воздухозаборника, соответствующих режиму открытого дросселя (фиг. 2).

/ схема (см. фиг. 2). Воздухозаборник запущен, и расход воздуха максимальный. Скачок от обечайки соответствует расчету для плоского течения. При взаимодействии скачка с пограничным слоем на поверхности клина образуется зона отрыва пограничного слоя. Отрыв начинается за угловой точкой клина или с угловой точки. От зоны отрыва потока образуется косой скачок уплотнения. Его интенсивность вблизи точки отрыва определяется критическим перепадом давления для турбулентного пограничного слоя. Фронт его может быть и криволинейным, что обусловлено переменностью давления на границе отрыва потока. В точке встречи скачка уплотнения от зоны отрыва потока со скачком от обечайки реализуется течение с четырьмя скачками уплотнения (Х-образная схема скачков уплотнения). Это течение соответствует обычному сверхзвуковому решению в точке встречи двух противоположно направленных скачков уплотнения.

При уменьшении площади горла, а также при уменьшении числа М Х-образная схема скачков уплотнения может преобразоваться в мостообразную схему. Начало возникновения мостообразного скачка уплотнения может быть найдено аналитически из условия отсутствия решения в точке встречи двух противоположно направленных косых скачков уплотнения [2]. Трудность заключается только в том, что из-за искривленности зоны отрыва заранее неизвестна интенсивность скачка уплотнения от зоны отрыва в точке встречи со скачком от обечайки.

II схема (фиг. 2). Скачок уплотнения располагается перед обечайкой. Он криволинеен и может иметь различную форму. При большой площади горла воздухозаборника форма скачка уплотнения определяется обтеканием обечайки и соответствует обтеканию с отсоединенным скачком уплотнения пластины, установленной под угол атаки. Интенсивность скачка уплотнения по направлению к клину уменьшается. На поверхности клина возникает отрыв пограничного слоя, который начинается с угловой точки клина или на небольшом расстоянии перед угловой точкой. Поджатие площади канала и наличие зоны отрыва потока определяют разгон потока до звуковой скорости, а затем скорость потока становится сверхзвуковой.

Уменьшение площади горла приводит к перемещению скачка уплотнения на большее расстояние вперед от обечайки и выпрямлению его фронта. Вектор скорости за скачком уплотнения при изменении формы скачка поворачивает от направления к поверхности клина (угол скачка больше 90°) к направлению от поверхности клина (угол скачка меньше 90°). Зона отрыва уменьшает площадь проходного сечения канала, что обусловливает разгон потока до звуковой скорости, а в области горла поток становится сверхзвуковым.

При большом поджатии канала от плоскости входа до горла перед обечайкой образуется система из двух скачков уплотнения. Первый скачок обусловлен зоной отрыва потока с поверхности клина, которая располагается на значительном расстоянии перед обечайкой. Скачок имеет существенно криволинейную форму.

Поток за скачком уплотнения остается сверхзвуковым и перед обечайкой образуется еще один скачок уплотнения.

III схема (фиг. 2) реализуется при числах М<1,5 и малой площади горла, т. е. когда площадь горла определяет расход воздуха через воздухозаборник. Скачок уплотнения располагается перед обечайкой. Угол его наклона меньше 90°, это указывает на то, что поток за скачком направлен от поверхности клина. В этом диапазоне чисел М не существует теоретического решения в точке пересечения трех скачков уплотнения, когда один из скачков

£

100

с

75

о

50

£

100

1 С5 II '

Вариант IV),

і Ч і II

-

3А

м

15

50

д = 20°

ЧГ! И к

, к. к

ц* м 1 ¡У» 4 И р-'

-

9'

1

2

Фиг. 3

м

Л

ко

1 а ґ М 1 |/та-х

ЛК |*э 1ПГ

т т

#--10°

Рг Р

1 Уг

0,9

определяется критическим перепадом давления для турбулентного пограничного слоя. Анализ результатов эксперимента показал, что в этом случае не существует тройной точки пересечения скачков в обычном понимании. От начала зоны отрыва происходит непрерывное изменение угла наклона скачка уплотнения. Схема течения может быть представлена в виде некоторого криволинейного скачка уплотнения.

Для схем II и III на фиг. 3 приведены результаты измерения среднего значения угла наклона скачка уплотнения для зоны потока выше тройной точки или точки прихода последней волны сжатия. Светлые точки соответствуют режимам, когда скачок уплотнения определяется только площадью горла или обтеканием обечайки. Зачерненные точки соответствуют дроссельному режиму, когда скачок уплотнения начинает выходить вперед за обечайку, а коэффициент расхода близок к максимальному значению или максимальный. Анализ результатов показывает, что средний угол наклона скачка уплотнения существенным образом зависит от площади горла воздухозаборника. Для дроссельных режимов предположения работы [1] достаточно хорошо подтверждаются. Результаты расчетов работы [2] могут быть применены только при некоторых значениях площади горла.

3. Измеренные величины максимальных коэффициентов расхода приведены на фиг. 4. Коэффициент расхода равен отношению

площади струйки тока, проходящей через воздухозаборник, к площади канала по сечению входа. В запущенном воздухозаборнике величины коэффициентов расхода равны 0,96—0,98. Значения коэффициентов расхода, меньшие единицы, для этих режимов обусловлены наличием пограничного слоя в сечении входа. Из анализа фотографий течения следует, что при открытом дросселе модели во всем диапазоне чисел М вплоть до 1,1 в области горла воздухозаборника скорости сверхзвуковые. По измеренным значениям /шах на режимах незапуска воздухозаборника были определены

X ¿=10°

3

2

1

Фиг. 5

м

н 200

-ф.

-ч ¿у,

м

значения коэффициентов цг, равных отношению расхода, проходящего через сечение горла, к максимально возможному расходу. Максимально возможный расход определялся из условия, что потери полного давления от сечения входа до горда равны потерям в прямом скачке уплотнения, а скорость потока в горле равна скорости звука. Анализ результатов расчетов (фиг. 4) показывает, что [аг изменяется от 0,85 до 0,98 и определяется величинами как угла поворота потока, так и площади горла. Чем больше угол поворота канала от плоскости входа до горла, тем меньше значения рг. Это указывает на то, что неравномерность потока, создаваемая поворотом канала, существенна. Уменьшение площади горла при фиксированном значении угла поворота приводит к увеличению (V

4. Для режима /тах были проведены измерения положения скачка уплотнения относительно плоскости входа у обечайки и положения начала_ зоны отрыва потока от поверхности клина (фиг. 5). Величины Аск и Хн. о равны отношению Хск и Хя. 0 к высоте входа. Анализ полученных данных показывает, что при уменьшении числа М скачок все дальше отходит от обечайки. Перемещение его происходит монотонно. Положение начала зоны отрыва потока от поверхности клина может изменяться как скачкообразно, так и монотонно.

Для угла поворота потока в 10° перемещение зоны отрыва потока от поверхности клина происходит скачкообразно. В запущенном воздухозаборнике зона отрыва потока располагается за

угловой точкой клина. По мере уменьшения числа М зона отрыва смещается к угловой точке клина, а затем перед обечайкой появляется отсоединенный скачок уплотнения, и зона отрыва скачком перемещается на поверхность клина до. плоскости входа.

При углах поворота потока 15° и 20° зона отрыва с уменьшением числа М монотонно перемещается по поверхности клина. Скачкообразное перемещение зоны отрыва наблюдалось только при большом поджатии канала от сечения входа до горла (8 = 20°, Нт = 0,736). Разный характер перемещения зоны отрыва потока по поверхности клина, вероятно, связан с величиной изменения числа М за скачком уплотнения от обечайки при переходе от режима запуска к режиму незапуска воздухозаборника. При угле 8=10° числа М за скачком уплотнения от обечайки на режимах запуск и незапуск изменяются существенно больше, чем при 8=15° и 20°. В том случае, когда при 8=20° происходит резкое изменение числа М за скачком уплотнения от обечайки на режиме запуска и незапуска (М = 2,6), также наблюдается скачкообразное перемещение зоны отрыва потока по поверхности клина.

5. Характерной особенностью в запущенном воздухозаборнике является отсутствие зон отрыва потока на поверхности клина до угловой точки. Течение в области горла на этом режиме сверхзвуковое и для заданного числа М определяется величинами площади горла и угла поворота канала. При широком горле зона отрыва потока располагается за угловой точкой клина. Уменьшение площади горла приводит к перемещению начала отрыва потока к угловой точке клина и перестроению скачков уплотнения вплоть до образования мостообразного скачка. Дальнейшее уменьшение площади горла приводит к незапуску воздухозаборника.

Предположим, что основным фактором, определяющим запуск воздухозаборника, является величина повышения статического давления от плоскости входа до некоторого сечения горла, в котором параметры потока после взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем можно считать равномерными по сечению. Для течения, когда отрыв пограничного слоя начинается за угловой точкой клина или с угловой точки, величина осредненного статического давления в горле может быть определена аналитически на основании уравнения количества движения и расхода:

Рт ^ВХ_________Т (Хг)_1

^вх Т (Хвх) Аг /уг

2(Хг) = г(Хвх)соз8-і1^[со58-77г], Т = 1--------1^>Л * = Х +

*вх 7 + 1 Х

где X — приведенная скорость.

По этим формулам были проведены расчеты статического давления в горле для исследованных вариантов воздухозаборников. При определении величины рт1рвх величина Хг принималась больше единицы, т. е. рассматривалось сверхзвуковое течение в горле. Результаты расчета приведены на фиг. 6. Там же нанесены экспериментальные значения статических давлений в горле, соответствующих режиму с открытым дросселем. Измерения статических давлений проводились на поверхностях клина и обечайки в среднем сечении. Брались значения давлений на таком расстоянии от начала

горла, когда статические давления на поверхностях клина и обечайки выравнивались. Отсутствие экспериментальных данных на больших числах М указывает, что при данных длинах горл не происходит выравнивания потока. Расчетные и экспериментальные значения статического давления в горле согласуются только до определенного числа М. При малых числах М статическое давление в горле начинает уменьшаться, в то время как по расчету оно должно расти.

Сравнение экспериментальных значений статических давлений в горле для всех исследованных вариантов воздухозаборников показало, что перемещение зоны отрыва потока вперед за угловую точку клина соответствует для каждого числа М определенному значению отношения рт к рвх. Полученная единая зависимость Рг/Рвх от числа М может быть представлена в виде:

Я = -^ = 0,8 М.

" вх

Эта зависимость может быть использована в качестве условия, определяющего запуск воздухозаборника. После запуска воздухозаборника зона отрыва потока с поверхности клина располагается на угловой точке клина, т. е. происходит полный запуск воздухозаборника [3].

Экспериментальное подтверждение данной зависимости проведено в диапазоне чисел М от 1,6 до 2,6, углов о=10°-н20° и относительных величин площадей горла Их = 0,96-т-0,74 при турбулентном пограничном слое на поверхности клина.

6. Дросселирование канала моделей воздухозаборников проводилось при каждом числе М вплоть до возникновения помпажа воздухозаборника. На фиг. 7 приведены величины пологих вет-

/—запуск; //—незапуск; ///-присоединение скачка Фиг 7

к обечайке '

Фиг. 6

По числам М можно выделить три характерные области. Первая область: диапазон чисел М< 1,5-*-1,6. Для этих чисел М на вертикальной ветви дроссельной характеристики при всех исследованных площадях горла существует отсоединенный скачок уплотнения от обечайки. В области горла течение сверхзвуковое

и, судя по значениям ^г, мало отличается от варианта к варианту, так что значения /Шах изменяются примерно пропорционально величине площади горла. Величины Д/Шах в данном диапазоне чисел М практически не зависят от размеров площади горла.

В области чисел 1,5 ч- 1,6 <М< 1,8 -г- 2,4 размер площади горла влияет на величину пологой ветви. Минимальные значения Д/Шах получаются при узком горле. При широком горле воздухозаборник на режиме /тах запущен, а при узком нет. В области чисел М>1,8-н2,4 величина пологой ветви мала и слабо зависит от площади горла. Угол поворота канала влияет на величину пологой ветви дроссельной характеристики. Значения Д/шах больше при большем угле поворота.

На основании фотографий течения и распределения давления по поверхности обечайки картину течения в предпомпажной точке дроссельной характеристики можно представить в следующем виде. Перед обечайкой воздухозаборника существует Х-образный скачок уплотнения с дозвуковыми скоростями потока за ним (тройная точка может располагаться и выше обечайки). Отрыв потока с поверхности клина из-под основания Х-образного скачка уплотнения приводит к поджатию проходного сечения канала. Минимальное проходное сечение потока на любом режиме дросселирования располагается за кромкой обечайки. За минимальным сечением происходит расширение потока, и зона отрыва поджимается к поверхности клина. Скорость потока в минимальном проходном сечении может достигнуть скорости звука, а затем стать или сверхзвуковой или дозвуковой.

Представляет интерес определение максимальных чисел М, до которых поток разгоняется. Было проанализировано распределение статического давления на поверхности обечайки в предпомпажной точке дроссельной характеристики. Распределение давления по обечайке имеет следующий вид. У кромки обечайки давление большое, а затем давление уменьшается до минимального значения, после которого происходит или монотонное увеличение давления или волнообразное. Волнообразное увеличение давления на обечайке соответствует режимам, когда в канале образуется серия мостообразных скачков уплотнения. Первый минимум давления всегда меньше, чем последующие минимумы. По минимальным значениям давления были определены числа Мгтах в предположении, что потери полного давления равны потерям в прямом скачке уплотнения, соответствующем числу М на клине воздухозаборника. Для режимов, когда существует Х-образный скачок, это предположение достаточно справедливо для области потока, прилежащей к обечайке. Результаты расчетов МГтах приведены на фиг. 7.

Анализ полученных данных показал, что в диапазоне чисел М<1,7-^-1,8 течение в канале воздухозаборника в предпомпажной точке дроссельной характеристики дозвуковое. Поток за скачком уплотнения разгоняется до скорости меньшей, чем скорость звука, и в дальнейшем тормозится как дозвуковой поток. При числах М> 1,7-ь- 1,8 поток за Х-образным скачком разгоняется до скорости

звука, и даже в предпомпажной точке имеют место сверхзвуковые скорости в канале воздухозаборника. Числа М в области горла в предпомпажной точке могут достигать значений 1,5—1,6.

ЛИТЕРАТУРА

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

2. Г у р ы л е в В. Г. Течения с А-образными скачками уплотнения на входе в плоский сверхзвуковой воздухозаборник. .Ученые записки ЦАГИ“, т. 111, № 5, 1972.

3. Гурылев В. Г., ИванюшкинА. К., Пиотрович Е. В. Экспериментальное исследование влияния числа Ие^ на запуск воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока. »Ученые записки ЦАГИ“, т. IV, № 1, 1973.

Рукопись поступила 8/1 1974 г.