Тепловые потоки в гиперзвуковых воздухозаборниках с турбулизаторами и затуплением центрального тела Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И То м IX 197 8

М 4

УДК 629.7.015.3.036:533.697.2

ТЕПЛОВЫЕ ПОТОКИ В ГИПЕРЗВУКОВЫХ ВОЗДУХОЗАБОРНИКАХ С ТУРБУЛИЗАТОРАМИ И ЗАТУПЛЕНИЕМ ЦЕНТРАЛЬНОГО ТЕЛА

В. Г. Гурилев, И. N. Шкирин,

Исследовано влияние турбулизаторов и затупления носовой части профилированного конуса на картину обтекания охлаждаемых и неохлаждаемых моделей гиперзвуковых воздухозаборников и тепловой поток в центральное тело при числе М=7 в диапазоне Ие = (0,42,2)-10е. В диапазоне чисел М = = 5 -^10 (*. = 1,4) представлены результаты расчетов суммарных тепловых потоков на поверхностях торможения перед входом и в области горла осесимметричных и плоских воздухозаборников внешнего сжатия. Результаты расчетов сопоставлены с экспериментом.

Исследования характеристик воздухозаборников при гиперзвуковых скоростях проводились в ряде работ [1, 2]. Эти исследования показали существенное влияние числа Ие и температуры поверхности на картину обтекания, дроссельные характеристики и значение площади горла запуска воздухозаборников. При числах М>5 и Йе<106 пограничный слой на значительной части центрального тела является ламинарным. Это приводит к образованию отрыва течения на входе и ухудшению характеристик воздухозаборников. Возникновению зон отрыва способствует также затупление вершины центрального тела [3]. Для устранения отрыва и получения расчетной картины течения на входе в воздухозаборник обычно используются турбулизаторы пограничного слоя. В работе [3] исследовалось влияние затупления и турбулизаторов на обтекание изолированных неохлаждаемых центральных тел воздухозаборников. В работе [2] было показано, что обечайка может существенно повлиять на характер обтекания центрального тела воздухозаборника. В данной работе исследуется влияние турбулизаторов и затупления центрального тела на обтекание и характеристики охлаждаемых и неохлаждаемых моделей воздухозаборников.

При проектировании гиперзвуковых воздухозаборников одной из важнейших проблем является определение тепловых потоков.

По этому вопросу имеется мало сведений в литературе [4, 5], В данной работе представлены результаты экспериментальных и расчетных исследований тепловых потоков в воздухозаборниках. Расчет тепловых потоков проводился по методу [6] для турбулентного пограничного слоя (х=1,4). Рассматривались осесимметричные и плоские воздухозаборники внешнего сжатия со сверхзвуковой (Мг>1) и дозвуковой (Мг<1) скоростью потока в горле. Параметры пограничного слоя при переходе через косые скачки уплотнения или волну разрежения находились из условия равенства толщин потери импульса 5** и энергии 8* до и после скачка (волны разрежения) [7].

1. Схемы испытанных воздухозаборников без охлаждения и с охлаждением поверхности центрального тела водой, а также различного типа турбулизаторы показаны на фиг. 1. Воздухозаборники имели расчетные числа Мр = 7 и 9 и были выполнены с внесением

1~и-зо-гг-б,б

Нриболанеаный.

цчарток

Л. =0.066

1Г=11

г,= 1,1+3 мм

Фиг.

поправок в контур центрального тела на толщину вытеснения турбулентного пограничного слоя, что обеспечило на расчетном числе Мр схождение косого скачка уплотнения и характеристик сжатия, идущих от криволинейного контура, в передней кромке обечайки. Воздухозаборники имели относительную площадь горла Рг = Рт/Р0= = 0,078, 0,066 и 0,11, где И0—площадь входа, угол начального конуса 0-! ==14,7°, угол наклона образующей центрального тела в плоскости входа 6К = 30 и 20°, угол поднутрения обечайки 8 = 12 и 22°. Испытания проводились при числе М —7 в диапазоне чисел Ие = (0,4 2,2)- 10е. Число Ие определялось по параметрам невоз-

мущенного течения и диаметру входа модели. Охлаждение поверхности центрального тела осуществлялось перед входом и в области горла воздухозаборника водой (*« 10°С). Охлаждение водой позволяло обеспечить значения температурного фактора 7да = 0,3-^ ОД (Тт = Тш/Т0, Тт — температура поверхности модели, Т0 — температура заторможенного течения), что приблизительно соответствует ожидаемым натурным значениям. В процессе испытаний измерялась температура поверхности центрального тела в трех точках и в сечении дросселя (см. фиг. 1). Определялся коэффициент восстановления полного давления V = /70к//?0, где р0к и р0 — полные давления в канале и в невозмущенном течении и коэффициент расхода/=/7н/Т^, где Рн — площадь сечения струи воздуха в невозмущенном течении, захватываемой воздухозаборником. Количество тепла, отводимое от центрального тела, определялось по расходу воды и разности ее температуры на входе и выходе из охлаждаемой полости. Подача и слив воды осуществлялись по трубкам, укрепленным на державке модели. Отвод тепла в державку модели был незначителен, так как разъемы и специальные прокладки имели большое термическое сопротивление. Измерения температуры проводились с помощью стандартных хромель-копелевых термопар с максимальной возможной ошибкой в 3—5%. Коэффициент V определялся с возможной ошибкой 1—2%, а коэффициент расхода /—3-ь5%. Точность измерения относительного количества тепла (3 составляла —10% ((3 = <3//0/. <2 — суммарное количество тепла, прошедшее через поверхность центрального тела, /0 — полная энтальпия входящего в воздухозаборник при /= 1 газа). Картина обтекания модели фотографировалась с помощью теневого прибора.

2. Применение турбулизаторов на центральных телах воздухозаборников при гиперзвуковых скоростях позволяет предотвратить отрыв течения перед входом при числах Яе < 106 благодаря искусственной турбулизации пограничного слоя. При этом характеристики воздухозаборников существенно улучшаются. Исследовались турбулизаторы в виде иглы длиной 25 мм, расположенной перед затуплением носовой части центрального тела (г3= 2г3/й0 = 0,15), насечки на поверхности начального конуса, штырьков и колец (см. фиг. 1).

На фиг. 2 приведены значения >шах и /гаах исследованных воздухозаборников, отнесенные к значениям коэффициентов v0 и /0 воздухозаборника без турбулизаторов и охлаждения (Мр = 7, 0К = = 30°, 8 = 22°, =» 0,066) при числе Не=1,8-10®. На фиг. 2, а воз-

духозаборнику без охлаждения соответствуют темные кружочки. Светлые значки на фиг. 2 относятся к воздухозаборникам с различными турбулизаторами и охлаждением поверхности.

Испытания показали, что насечка, выступающая над поверхностью центрального тела на высоту Л = 0,5 мм, штырьки высотой 0,5 мм и кольцо сильно возмущают поле течения около центрального тела воздухозаборника с Мр = 7, в результате чего перед плоскостью входа воздухозаборника образуются головная волна и развитый отрыв пограничного слоя. Это приводит к низким значениям коэффициентов восстановления полного давления и расхода воздуха как для охлаждаемого, так и неохлаждаемого центрального тела. При охлаждении поверхности высота турбулизатора(А=0,5мм) составляла 0,9 для Не = 0,5-106 и 1,3 для Яе= 1,82-106 от высоты пограничного слоя на конусе. Наиболее эффективными турбулиза-торами на низких числах Ие при числе М = МР = 7 (фиг. 2, а) оказались игла и насечка, выступающая над поверхностью централь-

ного тела на высоту /і = 0,2 мм. Для более толстого пограничного слоя, образующегося при М=7 на центральном теле воздухозаборника с Мр = 9, 0К = 2О°, 8=12°, /7Г = 0,11, эффективной была насечка с к =0,5 мм (Н/8 = 0,8 при Не=;0,5-106) (фиг.'2, б).

Установка иглы перед затуплением носовой части центрального ‘ тела приводит к образованию на игле отрыва, который ускоряет переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Это позволяет предотвратить отрыв пограничного слоя на центральном

теле в области больших положительных градиентов давления, поскольку переходный и турбулентный пограничный слой могут выдерживать более высокие градиенты по сравнению с ламинарным слоем. Использование такого турбулизатора на центральном теле без охлаждения (0! = 14,7е, 0К = ЗО°, Рг= 0,078) позволило уменьшить число Ие, при котором возникает отрыв пограничного слоя перед входом, до Не=0,74-106, а для центрального тела с охлаждением—до Не = 0,5<106. Использование турбулизатора в виде насечки (к = =0,2 мм) без охлаждения центрального тела позволило уменьшить число Ке отрыва до 0,5• 10®, а при охлаждении удалось ликвидировать отрыв во всем исследованном диапазоне чисел Ие = (0,4 н- 2,2)-106. При охлаждении поверхности центрального тела коэффициенты Лпах и /тах возрастают по сравнению с режимом без охлаждения, см. фиг. 2, а [2].

Исследования'показали, что при числах Ие<406 турбулизаторы увеличивают значения vmax и /тах, а при Ие>106 уменьшают их по сравнению с гладким острым центральным телом (см. фиг. 2). При более высоких числах Ие турбулизаторы в виде насечки, которые эффективны на низких числах Ие, вносят сильные возмущения в течение, что приводит к появлению головной волны перед ВХОДОМ и к незапуску воздухозаборника. Таким образом, эффективно работающие турбулизаторы удается подобрать только для узкого диапазона чисел Ие. С помощью турбулизаторов обеспечивается безотрывное течение перед плоскостью входа воздухозаборника, однако относительная толщина пограничного слоя на входе и структура самого слоя могут существенно отличаться от натурных значений, соответствующих большим числам Ие = Ю7-5-108.

_ На фиг. 3, а для воздухозаборника Мр=7, 0К = 30°, 8 = 22°, ^ = 0,066 показано влияние турбулизаторов на относительное количество тепла, поступающее в центральное тело <3. При малых числах Ие оно немного уменьшается, а при более высоких числах Ие — увеличивается по сравнению с гладким центральным телом. Значительное увеличение количества тепла, поступающего в центральное тело, наблюдается на режиме дросселирования воздухозаборника (V = ушах, Мг<1), когда оно возрастает в 1,5—2 раза по сравнению с режимом V — утШ, Мг>1 (см. фиг. 3, а). Это объясняется тем, что на режиме v=:vшax система замыкающих скачков уплотнения располагается в горле воздухозаборника, увеличиваются давление и плотность газа в горле и возрастает тепловой поток в центральное тело. Суммарный тепловой поток в области горла составляет примерно 80—90% от всего количества тепла, поступающего в центральное тело (см. ниже).

С увеличением числа Яе (давления в форкамере трубы роф) абсолютное количество тепла через поверхность центрального тела <2 растет, а относительное <3— падает (см. фиг. 3, а).

3. Испытания моделей воздухозаборников с небольшим затуплением центрального тела (г3 = 0,04) показали, что при числах Ие<;1,5-10в, М = МР = 7 на поверхности центрального тела перед входом образуется интенсивный отрыв ламинарного пограничного ■слоя. Охлаждение центрального тела улучшает картину обтекания и позволяет уменьшить число Ие отрыва до Не=1,Ы06. Увеличение относительного радиуса затупления до г3 = 0,1 приводит к образованию отрыва ламинарного пограничного слоя перед входом

во всем исследованном диапазоне чисел Ие = (0,4 -і- 2,2) -10е даже при охлаждении центрального тела. Увеличение относительного затупления центрального тела от г3 = 0 до г3 = 0,1 'вызывает возрастание относительного количества тепла, поступающего в центральное тело, на 30—40% при Мг>1 и на 14% при Мг<1 в диапазоне чисел Ие = (0,5-ч- 1,82)-106 (фиг. 3, б). Это объясняется образованием отрывных зон на центральном теле, а при безотрывном течении перед входом на режиме Мг>1 (г3 = 0,04, Ие >^1,1 - Ю6) — также уменьшением среднего числа М сверхзвукового потока в горле, в результате чего увеличиваются давление и плотность газа.

-----Mr<1(v=vmax)

-----мг>1(м=чт1л)

Местные зоны отрыва на поверхности тела могут приводить к уменьшению коэффициента расхода воздухозаборника, однако это не оказывает заметного влияния на суммарный тепловой поток, если не нарушается режим запуска воздухозаборника.

4. В диапазоне чисел М = МР = 5-^10 при х=1,4 были проведены расчетные оценки суммарного теплового потока на поверхностях торможения до плоскости входа и в области горла осесимметричных и плоских воздухозаборников внешнего сжатия. В расчетах не учитывались вязкое взаимодействие основного потока с пограничным слоем и зоны .отрыва, образующиеся у основания косых скачков уплотнения при углах поворота потока б >15°. Расчет турбулентного пограничного слоя в горле проводится по методу [6] для осредненного потока, параметры которого находились с помощью уравнений сохранения расхода и количества движения.

Площадь горла воздухозаборников в большинстве случаев выбиралась так, чтобы отраженный от обечайки косой скачок уплотнения попадал на излом контура центрального тела. При этом площадь горла получалась минимальной, а суммарный тепловой поток — максимальным. В этом случае осредненные параметры течения совпадают с действительными точными значениями. При расчете параметров осредненного потока с учетом сил трения и отвода тепла суммарный тепловой поток незначительно уменьшается (на 3—4%). Все расчеты выполнялись по программе, составленной для БЭСМ-6.

Расчеты показали, что суммарное количество тепла существенно возрастает с увеличением числа М полета на постоянной высоте и уменьшается с увеличением высоты полета Н. Доля теплового потока в области горла от всего суммарного теплового потока в воздухозаборник составляет в диапазоне чисел Мр = 5-М0 и температуры стенки Т", — 1000-*- 1500 К для осесимметричных воздухозаборников 90—95% на режиме Мг<1 и 70—80% на режиме Мг>1, для плоских воздухозаборников соответственно 70—80% при Мг<1 и 50— 60% при Мг^> 1. _

Кроме относительного теплового потока <3, определялся комплекс (3=_2_^Ке0, где Ие0 = — коэффициент вязкости,

1о Рог ЯП

рассчитанный для заторможенного потока, параметр р и комплекс

Р^Р^Кео- Введение комплексов (3 и р позволяет в общем виде учесть влияние числа Ие (высоты полета Н). Параметр р представляет собой отношение количества газообразного водорода, необходимого для охлаждения внутренних поверхностей воздухозаборника до заданной температуры стенки ГИ1=1000К, ко всей массе водорода, необходимой для полного сгорания в воздухе, захватываемом воздухозаборником, при стехиометрическом соотношении.

На фиг. 4, а представлены относительные количества тепла, поступающие к различным частям плоского воздухозаборника, к поверхности сжатия — <3п. с, к боковым щекам — <3Щ, к обечайке — ф0б, в области горла (?г и суммарный тепловой поток СЪ■ Рассмотренные воздухозаборники имели 01 = 5°, 6К = 15°, /Г = /Г/АГ= 10, Ь — = Ь/у0б = 1, = 1000 К и минимальную площадь горла (/7Гт1п=0,16

для Мр=5, г шт ==: 0,046 для Мр = 10). Относительная длина_7г взята условно и включает длину камеры сгорания при Мг>1 (^ = 0,1). Для пересчета значений на меньшие длины (1Т= 2) следует использовать фиг. 5, б. На фиг. 4, а линиями с крестиками показаны также значения <2е при 7,И1=1500К.

Наибольшая часть суммарного теплового потока приходится на область горла, а наименьшая — в щеки до горла. Доля теплового потока в поверхность сжатия (до плоскости входа) от суммарного теплового потока в воздухозаборник составляет небольшую величину: для осесимметричных воздухозаборников 5—10% на режиме Мг<1 и 20 — 30% при Мг> 1, для плоских соответственно 15—20% при М<1 и 25—35% для Мг>1. Это позволяет не учитывать в расчетах теплового потока образование ламинарного участка пограничного слоя в начале центрального тела. Тепловой поток в боковые щеки составляет 8% при Мг<1 и 15% для Мг>1. Он оценивался с учетом специфики течения пограничного слоя на

боковых щеках [6]. Тепловой поток в обечайку составляет 25—30% от суммарного теплового потока. Суммарный тепловой поток на режиме Мг<1 в 1,5—2 раза превышает тепловой поток на режиме Мг>1.

Сравнение значений параметра (3 для осесимметричных и плоских воздухозаборников, имеющих Ь= 1, /,'г=/’гтш, при одинаковых числах М и Яе, расходах воздуха и значениях Гт, 1Г, 0К (фиг. 4, б) показывает, что значения р для осесимметричных воздухозаборников на 30—40% больше, чем для плоских воздухозаборников. Это объясняется увеличением площади поверхности кольцевого канала в области горла осесимметричных воздухозаборников по сравнению с плоскими. Отношение рпл/Рос слабо уменьшается с увеличением числа М = МР и практически не зависит от значений параметров 0К, 1Т, Тто, Яе. Значения <3 и р для плоских воздухозаборников зависят от относительной ширины воздухозаборника Ь и имеют пологий минимум в диапазоне Ь= 1 -ь 1,5 (фиг. 5, а). Расчет проводился для воздухозаборников при М — Мр = 8, Н_ = 20 (Ие== = 1,28-107) и 35 км (Ие = 1,2-106), Г, = 1000 К, 01 = 5°, Рг = 0Л, /г = = 4^об, Мг>1. Число Ие определено по _уоб = 0,886 м. При Ь 0 и Ь -+ оо значения (3, р стремятся к бесконечности. При Ь= 1, бк = = 20° значение р равно 0,44 для //=20 км и 0,83 для //=35 км.

Полученные высокие значения (2 и р относятся к условной достаточно большой длине /г = 4.)/об. Для пересчета

30 ю 20 10

а) °

9

40-10

30

20

10

р :60Ю К-1 -4М- -1 Н-20к и

в-) & 5° 20° л

г :ЦОЮ уо. 2 1=35> <м

’"V- 201_ \_~1,9°

/

'70$=

Рп л/Ро! 0,7 Г—

0,6

А5

7

В)

6 д

N ^20°

20 " ' 415°

0,08 0,12 0,16 Тг

-------У

-------?

Фиг. 4

Фиг. 5

этих значений на реальные длины 1Т, которые значительно меньше, необходимо использовать фиг. 5, б.

На фиг. 5 показано также влияние на <3 и р относительной длины горла 7Г при /7Г = 0,1 и относительной площади горла при постоянной длине 1т = 4уоб для М = МР = 8, 7^=1000 К, 0Х == 5°, Мг>1. Суммарный тепловой поток и параметр р значительно возрастают с увеличением длины горла (см. фиг. 5, б). Увеличение /г в четыре раза приводит к возрастанию ^ для плоских и осесимметричных воздухозаборников в 1,5—2 раза на режиме Мг>1 и в 2—2,5 раза на режиме Мг<1. Увеличение ф и р при удлинении канала /г связано с возрастанием поверхности, омываемой газом в области горла. Увеличение относительной площади горла вызывает снижение величин ф и р (см. фиг. 5, в). Снижение (2 и р при расширении горла объясняется увеличением средней скорости сверхзвукового потока в горле и соответствующим уменьшением давления и плотности таза.

На фиг. 6 представлено распределение местных относительных

_ 5^5- *

тепловых потоков —<?то> е° - и относительной толщины вы-

СрРоУ_*То1Я

теснения пограничного слоя 8* = Ь*/уоб по поверхности течения и в области горла воздухозаборника, имеющего Мр = 8, 01 = 5°, 0К = = 15°, ^ = 0,1, Т,та = 1000К (здесь ср — теплоемкость газа при постоянном давлении, /? — газовая постоянная при М = 8). Резкое увеличение наблюдается в месте падения на центральное тело отраженного от обечайки косого скачка уплотнения (фиг. 6, а, кривая 1). На обечайке наибольшее значение qw имеет место у передней кромки (фиг. 6, а, кривая 2). Максимальные местные тепловые потоки находились без учета зон отрыва, образующихся при взаимодействии скачков уплотнения с пограничным слоем. Поэтому полученные значения в дальнейшем необходимо уточнить на основании экспериментальных исследований. Для приближенной оценки максимальных значений (^№)шах можно использовать эмпирическую зависимость рабОТЫ [8] (Отах/?ш = (/?тах//?)0’85, ГДв /?тах — МЭКСИМаЛЬ-ное статическое давление на стенке в области взаимодействия скачка уплотнения со слоем, р и — статическое давление и тепловой поток перед скачком. Значение за скачком уп-

лотнения, полученное по этой формуле, показано на фиг. 6, а крестиком.

Результаты расчета для сечения х = 5,85 показаны на фиг. 6, а. На фиг. 6, б при Мн = 8, Н= 35 км (Не = 1,2*106) показано распределение 8* на режимах Мг<1 и Мг>1. Кривые 1 относятся к центральному телу, а кривые 2 соответствуют обечайке. Видно, что относительная толщина вытеснения 8* резко уменьшается на центральном теле в месте падения отраженного косого скачка уплотнения. Это уменьшение наиболее сильное за прямым скачком

* Величина ^ связана с числом Стэнтона = дш1ср ра ( Ттг — Тш) следующим соотношением: + 1)/2 р (М)М* (Тж, — Гто| где р(М) =

Р Г

-----, ‘ твг — температура теплоизолированной стенки, X—приведенная скорость.

уплотнения, который на режиме Мг<1 находится в начале горла. На обечайке наибольшее значение 3* отмечается на режиме Мг>1 в конце горла. Полученные значения 8* м qw в области горла являются приближенными и нуждаются в экспериментальной проверке.

Сравнение с экспериментом результатов расчета теплового потока в центральное тело воздухозаборника приведено на фиг. 3,а. Рассматривался воздухозаборник, рассчитанный на число Мр = 7, имеющий = 30°, угол поднутрения обечайки 12°, относительную площадь горла ?у= 0,078 и длину горла 7Г—10 (вариант № 2, см.

а)

%и>

0,15

0,10

0,05

1 ч.. м

'Ч ,. ,л >

с.

У

Г

0,01

В х=х/уоВ

0,005

/ /

/ Л/7

/ //

у/ -Мг<-1 -мг > 1 1 V

I Г-"1?'

X

Фиг. 6

10 20

фиг. 1). Режим течения в горле воздухозаборника соответствовал Мг>1. В расчете использовалось распределение температуры Т9 по поверхности центрального тела, измеренное в эксперименте с помощью термопар. Видно, что отличие расчетных значений суммарного теплового потока от экспериментальных составляет 10— 30% в диапазоне чисел Ие = (0,5 -г- 1,8)-10®. Точность экспериментального определения суммарного теплового потока была равна примерно 10%. Лучшее соответствие расчета с экспериментом наблюдается при более высоких числах Не>106. При малых числах Не<406 на центральном теле появляются местные отрывные зоны, которые не учитывались в расчете и приводят к увеличению теплового потока.

3—Ученые записки № 4

33

1. ГурылевВ. Г., ИванюшкинА. К., Пиотрович Е. В. Экспериментальное исследование влияния числа Re на запуск воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока. .Ученые записки ЦАГИ“, т. 4, № 1, 1973.

2. Гу ры лев В. Г., Маметьев Ю. А. Влияние охлаждения центрального тела на запуск, срыв течения на входе и дроссельные характеристики воздухозаборников при сверхзвуковых и гиперзвуко-вых скоростях. „Ученые записки ЦАГИ“, т. 6, № 2, 1975.

3. Таганов Г. И., Шустов В. И., Амарантова П. П. Экспериментальное исследование изоэнтропических гиперзвуковых течений сжатия около тел вращения. Труды ЦАГИ, вып. 1437, 1973.

4. Н о у d у s h W. J. and Z a k к а у V. Ап experimental investigation of hypersonic turbulent boundary-layers in adverse pressure gradient. „ AIAA Paper”, N 68-44, 1968.

5. Henry I. R., Beach H. L. Hypersonic airbreathing propulsion systems. NASA, S. R. 292, 1971.

6. Авдуевский В. С. Метод расчета пространственного турбулентного пограничного слоя в сжимаемом газе. .Известия АН СССР. Механика и машиностроение", 1962, № 4.

7. Старухин В. П., Тарышкин А. Г. Экспериментальное исследование турбулентного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке на плоских тормозящих поверхностях с изломами образующих. .Ученые записки ЦАГИ“, т. VI, № 4, 1975.

8. Holden М. S. Shock wave-turbulent boundary-layer interaction in hypersonic flow. „А1АА Paper", N 72-74, 1972.

Рукопись поступила 15j VII 1977