CC BY
31
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И
Том II
197 1
№ 3
УДК 532.526:533.694.71/72
ВЛИЯНИЕ СИЛЬНОГО ВДУВА ГАЗОВ ЧЕРЕЗ ПРОНИЦАЕМЫЕ УЧАСТКИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТЕЛ В ГИПЕРЗВУКОВОМ ПОТОКЕ
Приведены результаты экспериментального исследования влияния несимметричного вдува газов через проницаемые участки, расположенные вблизи кормовой части конуса, на его аэродинамические характеристики в гиперзвуковом потоке. Результаты измерений распределения давления, весовые испытания на трехкомпонентных аэродинамических весах, а также оптические испытания показали, что распределенный по поверхности вдув можно эффективно использовать для создания управляющих моментов.
В настоящее время в литературе уделяется большое внимание исследованиям сильного вдува. Это объясняется тем, что пористое охлаждение рассматривается как весьма перспективный метод теплозащиты элементов поверхности от воздействия высоких конвективных или радиационных тепловых потоков. При
— плотность и скорость вдуваемого газа; ре, ие — плотность и скорость на внешней границе пограничного слоя, ¿у — коэффициент сопротивления трения) влияние вдува не ограничивается только изменением характеристик пограничного слоя. Вследствие утолщения »эффективного“ тела существенно изменяются параметры невязкого потока на внешней границе слоя смешения вдуваемого газа с невязким потоком.
В работе [1] приведены результаты экспериментального исследования в гелиевой трубе при числе г: 25 влияния вдува гелия через проницаемую поверхность на форму эффективного тела и распределение давления вдоль образующей конуса с полууглом раствора 10° при а = 0. Давление измерялось индуктивными датчиками типа ДМИ. Для опорного давления (примерно 0,05 мм рт. ст.) использовался специальный вакуумный насос. Стандартные датчики типа ДМИ обеспечивают точность +3% от диапазона измерений. Сигнал датчика усиливался аппаратурой типа АНЧ и фиксировался на ленте осциллографа ОТ-24. Соответствующим подбором дополнительных сопротивлений измерительная аппаратура настраивалась таким образом, что отклонение зайчика шлейфа на всю ширину ленты осциллографа (200 мм) соответствовало измеряемому давлению 10 мм рт. ст. Результаты экспериментов показали, что вдув приводит к резкому повышению давления на проницаемой поверхности.
Этот факт может быть использован для изменения аэродинамических характеристик тела. Для проведения экспериментов были изготовлены три модели. Модель 1 — конус с полууглом раствора 10° и основанием диаметром 80 мм. Проницаемый участок (пористый нихром толщиной 1 мм) выполнен в виде пояска шириной 40 мм, расположенного на половине периметра у донного среза. Модели 2 и 3—конусы с полууглом раствора 5° и основанием диаметром 40 мм.
В. И. Харченко
больших относительных расходах вдуваемого газа
В модели 2 проницаемый участок, спеченный из нескольких слоев сетки из нержавеющей стали, выполнен в виде пояска шириной 20 мм, расположенного на половине периметра у дойного среза. В модели 3 в сечении, расположенном на расстоянии 10 мм от донного среза, на половине периметра было просверлено 20 отверстий диаметром 0,3 мм с шагом 3 мм.
На фиг. 1 приведены типичные теплеровские снимки моделей 2 и 3 при
О
М00 = 6, числе Ке=4-106 и вдуве воздуха. Параметр вдува /я1оо =
где
(3 —расход вдуваемого газа, р^,, ию — плотность и скорость невозмущенного потока, / —площадь донного среза. Видно, что при а = 0 вдув приводит к появлению вблизи донного среза „жидкого“ щитка, перед которым происходит отрыв пограничного слоя. При увеличении расхода вдуваемого газа точка отрыва перемещается в сторону носка, т. е. увеличивается длина зоны отрыва. При вдуве через наветренную поверхность также отчетливо виден жидкий щиток, но длина зоны отрыва перед ним существенно уменьшается и при а =15° отрыва почти не видно. Качественного различия в характере течения при вдуве воздуха или гелия не обнаружено. Вдув газа через ряд отверстий (см. фиг. 1, в) также вызывает отрыв при а = 0, но длина зоны отрыва существенно меньше, чем на модели 2. По-видимому, отверстия необходимо располагать чаще, приближаясь к условиям вдува через поперечную щель. На снимках видна глубина проникновения струи в поток и траекторий струи.
Фиг. 1
На фиг. 2 приведено распределение давления вдоль образующей, проходящей через середину проницаемого участка. Испытания проведены на модели 1 в гелиевой трубе с коническим соплом при числе М^ 25. Методика измерения давления такая же, как и в работе [1]. Видно, что вдув гелия приводит к существенному увеличению давления не только на проницаемом участке, но и перед ним вследствие отрыва пограничного слоя. На графике нанесены также расчетные данные при отсутствии вдува для невязкого обтекания конуса однородным потоком гелия при а = 0 [2]. Эти же данные использовались для расчета давления на конусе под углом атаки (для конуса с полууглом раствора {$ = рк + а). При вычислении коэффициента давления ср измеренное давление относилось к параметрам потока в сечении, находящемся на расстоянии 2 Хі вниз по потоку от вершины конуса (Х1 ~ расстояние от вершины конуса до точки, в которой измеряется давление). Имеющееся расхождение данных расчета и эксперимента можно объяснить тем, что условия эксперимента несколько отличались от тех, для которых проведен
6—Ученые записки № 3
81
0,2
0,1
II S "1
Ґ
* / / ! ! .. і
•
I
o.s
T/l
02
ÛJ
'S I II I a г— О*
/ /
■ 4
і ! I
05
T/l
і? Il
и
' т тГ
05
--------расчет \2\
-•-»— іл,^я
—°------J7?,^ l'âS°/o
T/l
* модель 2 âàt/â ôojâffxti
о n 2 » гелия
• я 3 * дозді/ха
л л З * гелая
Фиг. 3
Moâe/tb 2 ; 6, Ле^= 4 JO
92)
Sasâÿx
расчет: во-первых, в эксперименте значение числа Мю увеличивалось по длине конуса; во-вторых, вследствие вязкости на поверхности конуса во время эксперимента имелся пограничный слой; в-третьих, расчет для а = 0 используется для сравнения с экспериментом при афО. Кроме того, на подветренной поверхности из-за малости измеряемых давлений (I — 1,5 мм рт. ст.) существенно падает точность измерений.
Измерения аэродинамических характеристик моделей 2 и 3 в однородном потоке воздуха при числах Мм = 4 и 6 производились на трехкомпонентных тензометрических весах. Подвод газа осуществлялся через резиновую трубку, установленную внутри весов. Далее газ подавался в модель через отверстие в державке. Тарировка весов производилась с учетом дополнительной жесткости, создаваемой трубкой для подвода газа. Весы обеспечивали измерение осевой силы, нормальной силы и момента с точностью + 0,5%.
Сильный вдув газа вблизи донного среза приводит к увеличению донного давления; образование жидкого щитка на боковой поверхности вызывает увеличение волнового сопротивления и появление дополнительной нормальной силык
Наличие дополнительной нормальной силы вследствие вдува приводит к Перемещению центра давления ближе к донному срезу и появлению момента относительно центра тяжести. На фиг. 3 приведены зависимости коэффициента продольного момента тг относительно точки, расположенной на расстоянии 0,6 /к от носка модели, от расхода вдуваемого газа при а = 0 и числах М00 = 4 и 6. Видно, что вдув через пористую поверхность дает большее значение тг, чем вдув через ряд отверстий. Зависимость тг = /(а) для модели 2 при числе = 6 и вдуве воздуха приведена на фиг. 4. Видно, что вдув приводит к появлению дополнительного момента при всех углах атаки, на которых велись эксперименты. Величина его больше при вдуве через наветренную поверхность. Там же приведена зависимость балансировочного угла атаки аб=/(/и1оо) (ае — угол, при котором /иг = 0) при вдуве воздуха на модели 2; балансировочный угол атаки увеличивается с ростом расхода вдуваемого газа.
Таким образом, получены новые экспериментальные данные о влиянии местного вдува на аэродинамические характеристики тела. Показано, что сравнительно небольшие расходы вдуваемого газа могут привести к появлению моментов, которые могут быть использованы для управления полетом.
Автор благодарит А. А. Дородницына, по инициативе которого проведена настоящая работа.
ЛИТЕРАТУРА
1. Харченко В. Н. Влияние интенсивного поперечного потока массы на сопротивление конуса в гиперзвуковом потоке. МЖГ, 1969, № 6.
2. Б у к о в ш и н В. Г., Шустов В. И. Таблицы параметров течения газа около круглых конусов для чисел М от 2 до 100 и для значений х от 1,1 до 1,67. Труды ЦАГИ, вып. 1274, 1970.
Рукопись поступила 17/VI 1970 г.
