CC BY
55
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И То м VI 1975
№ 2
УДК 629.7.015.3.036:533.697.2
ВЛИЯНИЕ ОХЛАЖДЕНИЯ ЦЕНТРАЛЬНОГО ТЕЛА НА ЗАПУСК, СРЫВ ТЕЧЕНИЯ НА ВХОДЕ И ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
В. Г. Гурилев, Ю. А. Маметьев
Исследовано влияние охлаждения поверхности центрального тела на запуск и срыв течения на входе воздухозаборников в диапазоне значений чисел М = 2,5-5-9,7; Неі=10вч-107 при турбулентных и ламинарных пограничных слоях. Определено влияние охлаждения на картину течения перед входом и дроссельные характеристики воздухозаборников. Показано, что при турбулентном пограничном слое на входе (М = 2,5 5,5) влияние охлаждения на запуск, срыв
течения и дроссельные характеристики воздухозаборников является слабым, а при ламинарном слое (М = 5-н9,7) охлаждение центрального тела позволяет обеспечить безотрывное течение перед входом и существенно улучшает дроссельные характеристики воздухозаборников.
При больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета температура омываемых поверхностей воздухозаборников резко возрастает, достигая при числах М = 5-г-8 значений 1000 ч- 2300° С. В связи с этим возникает проблема охлаждения этих поверхностей и необходимость изучения влияния охлаждения на аэродинамические характеристики воздухозаборников. Охлаждение омываемых поверхностей гиперзвуковых воздухозаборников целесообразно как для их теплозащиты, так и для улучшения аэродинамических характеристик. Влияние охлаждения на картину обтекания поверхностей сжатия воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях исследовалось в работах [1—3]. Так, в работе [3] было показано, что охлаждение поверхностей сжатия и управление пограничным слоем (отсос, вдув) позволяют предотвратить отрыв или сущест-1 венно сократить протяженность отрывных зон. В работе [4] было теоретически показано, что охлаждение приводит к уменьшению ламинарных зон отрыва. В работах [5, 6] исследовался запуск и срыв течения на входе сверхзвуковых воздухозаборников без охлаждения. Целью данной работы являлось изучение влияния охлаждения поверхности центрального тела на запуск воздухозаборников, главным образом, при турбулентном пограничном слое. Исследовалось влияние охлаждения на срыв течения на входе и дроссельные характеристики воздухозаборников при турбулентном и ламинарном пограничном слое. Эти вопросы почти не освещены в литературе.
1. Испытывались модели воздухозаборников с плавным контуром центрального тела и с конусом (фиг. 1). Плавный контур (вариант № 1) профилировался из условия схождения косого скачка уплотнения и характеристик сжатия, идущих от плавного контура, в одной точке в меридианной плоскости на расчетном
74/7
„= 15в
Вариант Же 2
^ Нан тур окна
Зариант Яез ^ Лариант Л г Ч- й
1^115
’
>
"
Термопары (дариантЛеЬ')
Фиг. 1
числе Мр = 5 и 8. При этом обеспечивались расчетные величины коэффициента р
расхода / = —2 = 0,92 и 1 соответственно (,РН — площадь сечения струи воздуха
~йп
в невозмущенном потоке, захватываемой воздухозаборником, ^0=—|----------------пло-
щадь входа). При Мр = 5 и / = 0,92 точка схождения скачка и характеристик находилась над входной кромкой обечайки воздухозаборника. Воздухозаборник
- /V
с Мр=5 имел относительную площадь горла Рг=-^г-=0,125, угол начального конуса 02=10°, угол наклона образующей центрального тела в плоскости входа 9Й=30",
10° на длине 0,15й0. Воздухозаборник с
мр = :
угол поднутрения обечайки имел /> = 0,1, 01=15°, 6К = 23,8°, 8 = 0. Относительная площадь горла данных воздухозаборников была выбрана при числе М=Мр по эмпирической формуле [5]:
-р- = (1,05-ь 1.1)-? ^ , где <7 — приведенный расход, соответствующий
приведенной скорости 1 /Хх. Длина цилиндрического участка канала в области горла / = (12 14) Лг. Модели воздухозаборников с конусом (варианты № 2 — 4)
имели /> = 0,3 и 0,25, 01=13° и 1*5°, В = 0, / = (3-*-5)Лг.
Одна из обечаек имела сквозные боковые окна для визуальных наблюдений течения в горле. Модели позволяли изменять отношение площади горла РТ к площади сечения канала на входе за счет изменения выноса конуса /к. Охлаждаемые оболочки конусов толщиной 2 мм были выполнены из нержавеющей стали.
Испытания проводились в диапазоне чисел М = 2-т-9,7 и 1?ед = Ю’н-Юв, где число Рейнольдса определялось по параметрам потока на входе и длине 1К. Относительная толщина вытеснения турбулентного пограничного слоя на входе, рассчитанная для условий эксперимента при Мг5 и значении температурного
ности модели, То — температура заторможенного потока^. Охлаждение поверхности центрального тела осуществлялось перед входом и в области горла воздухозаборника путем подачи воды (і г 10°С) или жидкого азота (іккп = —195°С) в охлаждаемую полость моделей (см. фиг. 1). Охлаждение водой позволяло обеспечить Тш =: 0,7 -5- 0,3 в диапазоне чисел М = 4,9 ч-9,7 (Ие^ = 106 ч-107), что приблизительно соответствует ожидаемым натурным значениям температурного фактора. Охлаждение поверхности жидким азотом позволяло уменьшить значения при М = 4,9 и 5,5 от 7'и) = 0,7 до 7"ш = 0,25. При испытаниях температура торможения потока Т0 была значительно ниже возможных натурных значений.
В процессе испытаний измерялась температура поверхности центрального тела в шести точках и в сечении д — д (см. фиг. 1). Определялся коэффициент восстановления полного давления ^=РоцІРо (гДе Род и р0 — полные давления в сечении д—д и в невозмущенном потоке) и коэффициент расхода воздуха /. Коэффициент / находился с помощью мерной шайбы по стандартной методике с учетом отличия температуры торможения в мерной шайбе Тош от температуры торможения невозмущенного потока Т0. Для исследованных моделей вследствие
Т
теплопередачи в стенки величина -^ = 0,94-0,7 в диапазоне М = 6 ч-9,7 (Ие£ = = 106--5-108). °
На моделях с охлаждением центрального тела водой определялось количество отводимого тепла 0 по данным измерения расхода воды и повышения температуры в охлаждаемой полости.
Измерения температуры проводились с помощью стандартных хромель-копелевых и хромель-алюмелевых термопар с максимальной возможной ошибкой в 3—5°. Коэффициент V определялся с возможной ошибкой в 1—2%, а коэффициент /—в 3—5%. Меньшая точность измерений соответствует испытаниям при максимальных числах М. Запуск трубы проводился при полностью открытом дросселе модели воздухозаборника. После запуска воздухозаборника осуществлялось его дросселирование. Картина обтекания модели фотографировллась с помощью прибора Теплера. При испытаниях с охлаждением модель предварительно охлаждалась в течение ~ 5 мин. Расход воды составлял 0,6 кг/с, а расход жидкого азота—0,05 кг/с. Трубопроводы для подачи жидкого азота в модель имели вакуумную теплоизоляцию.
В процессе испытаний при охлаждении поверхности жидким азотом (М=4,9 и 5,5) не удалось обеспечить постоянного значения температурного фактора по
— х
длине центрального тела х——т~ (фиг. 2). Испытывались различные схемы подачи
. &()
жидкого азота в охлаждаемую полость (см. фиг. 1): в носовую часть центрального тела (вари&нты № 1, 2), перед входом воздухозаборника і(вариант № 3) и по схеме с противотоком (вариант № 4). Значения 7'щ, перед входом для различных вариантов изменялись в пределах Тт — 0,26 -н 0,8, причем в ряде случаев отмечалось существенное увеличение Тш в области входа и горла при увеличении числа Ие (см. кривые Не^ = 3-106 и 4,2-Ю6 на Аиг. 2, а). Это увеличение температурного фактора происходило вследствие возрастания давления и, следовательно, теплового потока на поверхности центрального тела при увеличении давления рф в форкамере трубы. Из испытанных вариантов наилучшее охлаждение в области входа и горла было получено на варианте № 3. Охлаждение центрального тела водой позволило получить при числах М=8,7 и 9,7 значения Г„ = 0,32 ч-0,4 (вариант № 1, фиг. 2,6). При отсутствии охлаждения температура поверхности изменялась в процессе пуска. Из фиг. 2, б видно, что установившийся режим достигался по истечении х г: 350 с с начала пуска.
2. Картина обтекания воздухозаборника при запуске и незапуске в случае турбулентного пограничного слоя на конусе показана на фото 1 и 2 (фиг. 3), см. также [5]. При запуске воздухозаборника с охлаждением конуса (фото 1) перед входом и на участке между входом и горлом реализуется сверхзвуковое течение, близкое к расчетному, со слабыми возмущениями, вызванными образованием весьма тонкого налета инея на охлаждаемой поверхности конуса. Возможен частичный запуск, показанный на фото 1, когда начало отрыва на конусе располагается не за изломом его контура, а немного перед ним. При незапуске (фото 2) перед входом воздухозаборника образуется интенсивный отрыв турбулентного пограничного слоя. На фиг. 4 в зависимости от среднего числа М) потока на входе представлены величины относительной площади горла /гг/-??х>
г *лиф
'ВИНЗЇҐЖВІГХО Є99 — р itfOtfOa И9ИН
-Э1ГЖВ1ГХО о Jo oss О = 1 — £ :в¥ох8 яхоонооіги — g .‘хэьэес! — /
¥ oz
iSi
Dl,
ВПНЇрЖРІ/ХО
‘ESJM „91= в ‘ ЪЫГч
,£l
1 1 I
£
>1
OOZ^
1j * 3051 ^
*= - Vw =*=
30S£^i Ґ
goi-g‘o = зи ‘l‘9 = w ‘g=dM(g г s‘i o‘i s‘o„
&
0,3
О,а
0,7
о.в
0,5,
яеь яг (5^10) -106
И
N *4< *>■* м чМч*“ ч і
V V
\ Ьп і ♦
1 № “іг -■
А > ►
и
• ■ * ♦ запуск Вез охлаждения запуск с охлаждением срыв без охлаждения^ срыв с охлаждением
о □ д
ЧЧ
и и
Фиг. 4
обеспечивающей запуск. Сплошная кривая и ромбовидные точки соответствуют результатам испытаний [5], пунктирная кри-1 вая соответствует известной зависимости ■Рг/^і = ? ОАО- Круглыми точками отмечены результаты испытаний моделей с, одноступенчатым конусом 0! = 13° (варианты № 2,
3), квадратными — с конусом 0Х = 18°, треугольниками — модели с центральным телом (вариант № 1), Мр=5. Видно, что при турбулентном и переходном пограничном слое (6е£>2,5*10в) охлаждение конуса практически не влияет на величину площади горла запуска. При охлаждении жидким азотом поверхности конуса перед входом воздухозаборника (вариант № 3, см. фиг. 1) запуск воздухозаборника осуществляется с теми же величинами ^г/Т7!, что и без охлаждения (см. ^г//7! = 0,67, М! я 3,7), Для других вариантов приходилось даже немного увеличивать относительную площадь горла. Слабое влияние охлаждения при турбулентном пограничном слое можно объяснить тем, что картина обтекания воздухозаборника перед запуском при охлаждении практически не изменяется. Угол наклона косого скачка уплотнения при отрыве и средний угол отрыва потока (см. фото 2, фиг. 3) сохраняются примерно такими же, как без охлаждения.
При М=4,9 и 5,5 в ряде случаев наблюдался нестационарный запуск воздухозаборника, связанный с запуском трубы. В таких случаях при дросселировании модели перед входом возникал интенсивный отрыв пограничного слоя на конусе, который не исчезал после открытия дросселя. Увеличение числа М также не обеспечивало запуск воздухозаборника. Образование интенсивного отрыва перед входом (незапуск) приводило к резкому ухудшению характеристик воздухозаборника.
Исследования срыва течения на входе при уменьшении числа М показали (фиг. 4), что охлаждение конуса с д1 =. 13° и 18° при турбулентном пограничном слое не приводит к заметному изменению числа М, при котором образуется срыв течения. Экспериментальные точки располагаются около штрих-пунктирной кривой, полученной в работе [6] для неохлаждаемых моделей. Срыв течения происходит при Мх = 2,2-1-2,3 и максимальных относительных площадях горла /у/?, і 0,67 ч- 0,74.
. 3. Существенное влияние на обтекание центрального тела и запуск воздухозаборников оказывает охлаждение при малых величинах числа Це^, когда на входе воздухозаборника образуется ламинарный пограничный слой. Так, для
А
воздухозаборника с охлажденным конусом 01 = 13°, 8=0, -р~=0,67 на режиме М = 4,9 получено безотрывное обтекание (запуск) при числе Ие£ = 1,5- 10е (7’ц;=0,25)(
тогда как у воздухозаборника с теплоизолированным конусом (7'0>« 1) при большем числе НеЛ<2,4-10в образуется отрыв ламинарного пограничного слоя на входе (незапуск). Охлаждение позволяет получить расчетную картину обтекания центральных тел и улучшить запуск воздухозаборников не только с конусом, но и с плавным контуром центрального тела (см. фото 3, 4, фиг. 3). При числе М = 8,7 и Не£ = 2-10в у воздухозаборника с Мр = 8, 01 = 15°, 0К = 23,8°,
/гг = 0,1 без охлаждения образуется интенсивный отрыв ламинарного пограничного слоя на входе (см. фото 3, фиг. 3). Охлаждение поверхности (7’ш, = 0,3) позволяет обеспечить безотрывное течение перед входом воздухозаборника (см. фото 4, фиг. 3).
На фиг. 5 показано влияние охлаждения на число Нё0Тр. при котором образуется отрыв ламинарного пограничного слоя перед входом воздухозаборников с расчетными числами Мр = 5 и 8, Здесь число 1?е рассчитывалось по параметрам невозмущейного потока идиа,метру входа с10. Заштрихованная область 1 на фиг. 5 соответствует границе образования отрыва пограничного слоя на неох-лаждаемом центральном теле воздухозаборников (7'«,з: 1). Пунктир 2 соответствует числам Не0Тр при охлаждении. Ниже пунктирной линии при Не<Ие0Тр на центральном теле возникает отрчв ламинарного слоя. Небольшое охлаждение
1 ~ Кеотр ПРИ Тп> ~’1; 2 ~ Кеотр "Ри Ти) ~ 0,7 ^ 0,3; 3~ без обечайки- Г^йЛ-Ми.
Фиг. 5
а) Мр=5\М=Ь,9 6) Мр-Й) Яе^О,е-Юе
1 — расчет; 2 - Ие = 1,1-10°; 3 — Ие = (1,1 -н 1,7). 10е.
Фиг. 6
(7'да = 0,7, М = 5,5) не позволяет существенно уменьшить число Не0Тр. однако в случае более сильного охлаждения (7'та> = 0,3, М = 8,7; 9,7) число Кеотр уменьшается до ~ 0,6- 10е.
Сравнение результатов испытаний центральных тел с обечайкой и без обечайки показало, что при числах Не<106 существенное влияние на картину обтекания тела оказывает обечайка. Так, у воздухозаборника с Мр = 8, 0; = 15°,
0К = 23,8°, 5 = 0 в диапазоне М = 7 9,7, Ие = 106ч- 0,6- 10е, 7^=1 на входе
образуется интенсивный отрыв ламинарного пограничного слоя (см. фото 3, фиг. 3). На изолированном центральном теле сохраняется безотрывное течение при числе Ие и 0,3^ 106 (см. фото _5, фиг. 3). В работе [7] для изолированных центральных тел с Мр = 6 и 8 (7’те, ~ 1) получены немного ббльшие значения Неотр>0,5.10б п0 сравнению с нашими результатами для изолированного центрального тела, что обусловлено увеличением угла поворота потока (0К— 0! = 25° вместо 8,8°). Возникновение отрыва пограничного слоя на центральном теле воздухозаборника с обечайкой при ббльших числах 1?е по сравнению с изоли-
рованным телом объясняется взаимодействием отраженного косого скачка, исходящего от входной кромки обечайки, с ламинарным пограничным слоем на центральном теле. Применение обечайки с углом поднутрения 6>0 или увеличение площади горла позволяет уменьшить перепад давлений в отраженном скачке или противодавление и обеспечить таким образом уменьшение зоны отрыва и запуск воздухозаборника.
4. Исследовалось влияние охлаждения центрального тела на дроссельные характеристики воздухозаборников при гиперзвуковых скоростях потока (фиг. 6). При М = Мр = 5 и турбулентном пограничном слое на входе охлаждение центрального тела ( Тт 5= 0,25 ч- 0,7) позволяет увеличить максимальные коэффициенты расхода и восстановления полного давления на ~7%. Улучшение дроссельных характеристик (фиг. 6, а) происходит, в основном, вследствие уменьшения толщины пограничного слоя на входе. Течение на поверхности центрального тела с охлаждением и без охлаждения является безотрывным. Экспериментальные величины коэффициентов расхода и восстановления полного давления для 1
согласуются с расчетными.
Наиболее существенное влияние оказывает охлаждение на дроссельные характеристики воздухозаборников при числах М>5, Ие^ЛО8 при ламинарном пограничном слое на входе (фиг. 6, б). В результате охлаждения устраняется отрыв пограничного слоя на центральном теле (см. фото 4, фиг. 3) и максимальные коэффициенты V и / увеличиваются в два-три раза. Дроссельные характеристики приобретают свой обычный вид.
На больших числах М = 6ч-9,7, Ие = (0,6ч-0,9)-10^ при ламинарном пограничном слое на входе в процессе дросселирования воздухозаборников с охлаждением возникал отрыв пограничного слоя на центральном теле перед плоскостью входа (см. фото 4 и 6, фиг. 3). Интенсивность отрыва увеличивалась по мере дросселирования и уменьшалась при открытии дросселя. Аналогичное явление отмечалось также в процессе дросселирования воздухозаборников без охлаждения. Это явление связано с передачей противодавления от дросселя по ламинарному пограничному слою против потока на значительное расстояние (=: до 20 Лх) перед плоскостью входа воздухозаборника. В результате увеличения зоны отрыва на центральном теле уменьшается коэффициент расхода, и дроссельные характеристики имеют большие пологие участки, особенно для воздухозаборников без охлаждения (фиг. 6, б).
Таким образом, при охлаждении ламинарный пограничный слой на центральном теле становится более устойчив к отрыву и передаче противодавления вверх по потоку, чем без охлаждения. Это приводит к уменьшению и устранению зон отрыва перед входом, к снижению числа Кеотр и значительному улучшению дроссельных характеристик воздухозаборника. Так как турбулентный слой без охлаждения более устойчив к отрыву и передаче противодавления, чем ламинарный слой, то влияние охлаждения на аэродинамические характеристики воздухозаборников проявляется здесь в меньшей степени, чем при ламинарном слое. Для исследованных воздухозаборников это влияние на запуск и срыв течения незначительно. Влияние на коэффициенты /шах и чта1 можно учесть, вводя поправку на относительную толщину вытеснения пограничного слоя Ь*1кг в зависимости от Тт в виде /шах//о= ^тахЛ'о= 1 — ь*1^п> где /о. ^ — соответствующие коэффициенты без учета слоя. .
В результате измерений теплового потока в центральное тело модели № 1
(Мр = 8) установлено, что в случае безотрывного обтекания величина (? =
составдяет около 8% при М = 7, 1}е = 1,35-108, Тт я; 0,5 и приблизительно 6% при М г 8,7, Не=0,6-106, 7’а) 0,3. Здесь г0 — полная энтальпия невозмущенного
потока; б —расход воздуха через воздухозаборник. Наибольший тепловой поток возникает в области горла. При сверхзвуковом течении в горле он в десятки раз превышает поток в тело до входа.
В заключение отметим, что влияние охлаждения или изменения числа Ие на характеристики воздухозаборников наиболее сильно проявляется только при наличии развитой зоны отрыва перед входом.
Авторы выражают благодарность Ситникову В. П. и Даньковой В. И. за большую помощь при проведении данной работы.
ЛИТЕРАТУРА
1. Г р и н ь В. Т., 3 а х а р о в Н. Н. Экспериментальное исследование тангенциального вдува и охлаждения стенки на течение с отрывом потока. „Изв. АН СССР, МЖГ“, № 6, 1971.
10
“•Ученые записки ЦАГИ № 2
145
2. Ryder М. О. Turbulent boundary layer, skin friction heat transfer and pressure measurements on hypersonic Inlet. Compression surfaces. AFFDL-TR-68-102, 19681
3. Васильев И. Ю., Гринь В. Т., Захаров Н. Н. Управление пограничным слоем в гиперзвуковых воздухозаборниках. Труды III Всесоюзной научно-технической конференции по прикладной аэродинамике, Киев, 1973.
4. Нейланд В. Я. Особенность отрыва пограничного слоя на охлаждаемом центральном теле и его взаимодействие с гиперзвуко-вым потоком. „Изв, АН СССР, МЖГ*, № 6, 1973.
5. Г у р ы л е в В. Г., И в а н ю ш к и н А. К., П и о т р о в и ч Е. В.
Экспериментальное исследование влияния числа Re на запуск воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока. «Ученые записки ЦАГИ“, т. IV, № 1, 1973. < ■
6. Гурылев В. Г., Пиотрович Е. В. Срыв течения на входе < сверхзвуковых воздухозаборников. „Ученые записки ЦАГИ", т. V,
№ з, 1974.
7. Таганов Г. И., Ш у с т о в В. И., Амарантова И. И. Экспериментальное исследование изэнтропических гиперзвуковых течений сжатия около тел вращения. Труды ЦАГИ, вып. 1437, 1973.
Рукопись поступила 26)IV 1974
