Влияние вдува газа на обтекание биконического тела потоком с большой сверхзвуковой скоростью Текст научной статьи по специальности «Физика»

Том XX

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 1989

№ 2

УДК 532.526 : 533.694.71/.72

ВЛИЯНИЕ ВДУВА ГАЗА НА ОБТЕКАНИЕ БИКОНИЧЕСКОГО ТЕЛА ПОТОКОМ С БОЛЬШОЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ СКОРОСТЬЮ

С. К■ Мариниченко, А. С. Скуратов

Приведены результаты экспериментального исследования обтекания би-конического тела потоком с большой сверхзвуковой скоростью при вдуве воздуха через пористую поверхность переднего конуса. Результаты измерений распределения давления и оптические испытания показали, что вдув приводит к перестройке течения. Рассмотрено влияние вдува на коэффициент волнового сопротивления биконического тела.

Исследование обтекания тел различной конфигурации с массообменом на поверхности в течение последних лет привлекает значительное внимание тем, что вдув охладителей через проницаемые поверхности приводит к уменьшению теплового потока и снижению напряжения трения [1]. Эффект вдува необходимо учитывать также при использовании в качестве теплозащиты абляционных покрытий.

Кроме того, вдув приводит к изменениям характеристик пограничного слоя. При больших

относительных расходах вдуваемого газа, когда —----------->• с/ (р„, — плотность и скорость

РеМе

вдуваемого газа; ре, ие — плотность и скорость на внешней границе пограничного слоя) вследствие утолщения «эффективного тела» изменяются параметры невязкого потока на внешней границе слоя смешения вдуваемого газа с невязким потоком. В работах [2, 3] показано, что в результате вдува изменяются аэродинамические характеристики тел. Вдув влияет также на положение области перехода пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное [1, 4].

Вместе с тем, ряд важных проблем остается недостаточно освещенным. В частности, это касается течений со вдувом при наличии областей отрыва пограничного слоя.

Цель данной работы заключается в выявлении воздействия вдува на отрывное течение и волновое сопротивление биконического тела.

1. Исследуемая модель представляла собой биконическое тело длиной /.= 122 мм с полу-

углами раствора переднего конуса 10° и заднего 25°. Длина переднего конуса составляла 91 мм. Эксперименты проводились в аэродинамической трубе при числе М00 = 6 в диапазоне числа Рейнольдса Ие^^ = (0,28 4,3) • 106 (Иед, /. = р°°и°°^ ; Роо, ц^, —плотность, скорость и ди-

Цоо

намическая вязкость набегающего потока) и нулевом угле атаки. Основная часть переднего конуса за исключением носка длиной 31 мм была изготовлена из волокнистого нихрома пористостью 20%. Толщина стенки составляла 3 мм. Для измерения давления на поверхности модель была дренирована 13-ю отверстиями диаметром 0,5 мм. Отверстия располагались на одной из образующих: 8 — на пористом участке переднего конуса, 5— на заднем конусе.

В качестве вдуваемого газа использовался воздух, подача которого в модель производилась с помощью специального стенда.

2. На рис. 1 приведены теневые фотографии картины обтекания, полученные при числе

Ие^ ^ = 1,9- 106 и различных интенсивностях вдува / — Р“|Ц“' . в отсутствие вдува перед

РеЧе

задним конусом возникает область отрыва, четкая граница которой свидетельствует о ламинарном характере течения. В точках отрыва и присоединения образуются скачки уплотнения. Результаты исследования отрывного течения без вдува представлены в работе [5].

В зоне переднего конуса вдув оказывает сильное влияние на форму эффективного тела. В частности, ударная волна искривляется и с увеличением параметра вдува возрастает её

отход от поверхности. Это связано с увеличением толщины слоя газа между моделью и скачком уплотнения. На рис. 2 приведена зависимость разности углов наклона головной ударной волны при вдуве и в отсутствие вдува ДО = — О0 в поперечном сечении, проходящем через линию

стыка конусов,‘от числа Рейнольдса при /'=1,6- 10_3. При Не<ю ^ = 0,26 • 106 эта разность составляет 2,5° и с увеличением числа Рейнольдса падает.

В том случае, когда параметр вдува /-у/Не*, ^ близок к единице, картина течения качественно подобна той, которая наблюдается без вдува (рис. 1). Обращает на себя внимание лишь уменьшение угла наклона разделяющей линии тока. При / л/Ке<х>х > 1 разделяющая линия тока искривляется и прижимается к поверхности переднего конуса, рис. 3. Ее начало смещается вверх по потоку и, судя по обмерам теневых фотографий, находится примерно в месте стыка пористого конуса и непроницаемого носка, т. е. в месте начала вдува. Исчезают скачки уплотнения, вызванные отрывом.

На основе анализа асимптотического поведения решения уравнений Навье—Стокса было показано, что в случае вдува с достаточно большой интенсивностью течение имеет двухслойную структуру [6]. Пограничный слой отсоединяется от поверхности, вдуваемый газ формирует пристеночную область невязкого течения с малыми продольными скоростями. На теневых фотографиях видна четкая граница между вдуваемым газом и слоем смешения. Изменяется характер распределения давления, рис. 4. Если без вдува имеется характерная для отрывного течения область плато повышенного давления рр, то при /' > 2 она исчезает. Это можно трактовать

как перестройку течения. Отрыв с зоной рециркуляционного течения исчезает и реализуется течение с оттеснением пограничного слоя от поверхности. Обращает на себя внимание появление отрицательного градиента давления вдоль поверхности переднего конуса, который индуцируется, по-видимому, при обтекании слоя вдуваемого газа внешним сверхзвуковым потоком. Под влиянием этого градиента давления возникает продольный импульс в пристеночной области.

До тех пор, пока течение остается ламинарным, на теневых фотографиях видна граница, отделяющая вдуваемый газ от основного потока. При /' УКвоо.г. > 6—7 граница становится размытой, что. свидетельствует о переходе пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное.

Изменение характера распределения давления на поверхности из-за вдува наглядно иллюстрируется рис. 5, на котором представлено отношение давления при вдуве р, к соответствующей величине без вдува р0 при Неоо £ = 0,9 • 106. Уровень давления в носовой части с увеличением интенсивности вдува растет из-за увеличения толщины слоя вдуваемого газа и утолщения вследствие этого эффективного тела. Вблизи линии стыка конусов А давление, наоборот, падает вследствие исчезновения отрыва с рециркуляционными течением и оттеснения пограничного слоя.

3. Измерение давления на поверхности позволяет определить коэффициент волнового сопротивления биконического тела с,. На рис. 6 приведена зависимость сх./сх() от параметра вдува для разных чисел Рейнольдса. Вдув газа приводит к изменению волнового сопротивления. В диапазоне 0</С2-10—3 происходит некоторый рост коэффициента волнового сопротивления (в пределах 5%). Это связано с повышением уровня давления на поверхности переднего конуса за счет утолщения слоя смешения.

VI

Рис. 2

При />2-10~3 наблюдается снижение коэффициента волнового сопротивления. Оно связано с перестройкой течения: оттеснением пограничного слоя от поверхности переднего конуса, исчезновением плато давления в области отрыва и появлением отрицательного градиента давления. При у > 3 • 10~3 коэффициент волнового сопротивления практически полностью перестает зависеть от параметра вдува и при числе Йе*, ^ = 0,47 • 106 величина сх снижается почти на 25%. “

Таким образом, вдув газа может быть использован для управления волновым сопротивлением биконического тела, в частности, для его уменьшения.

Авторы выражают благодарность Ю. Н. Ермаку за полезное обсуждение.

ti/к

se^-qs-w1 R

- • ;~o O 5,1-10* • О • 0 О

— •

.-S* I » *> •

О ^ о о О ° О ■ 0

Пористый участок і і |A ,

0,2 Oft

0,8 x/L

Рис. 4

%

RemtL~0,9W>

as

° j-1,79-10'1 • 5,1-W*

x У-If*

о о о

' *55

V

Oft це

Рис. 5

0,8 x/L

V 8^до о Д Л

< D

V - о Яе^-рНО*

Л Q0-101

- о 1Л-10•

х 4М0*

І і і '_______________________________I_________1________I____

0 0,005 Ц010 mj

Рис. 6

x*o

ЛИТЕРАТУРА

1. И н г е р, С у и н. Гиперзвуковое течение с вязким взаимодействием при направленном массообмене на стенке.— РТК, 1976, т. 14, № 5.

2. X а р ч е и к о В. Н. Влияние интенсивного поперечного потока массы на сопротивление конуса в гиперзвуковом потоке.— Изв. АН СССР, МЖГ, 1969, № 6.

3. Харченко В. Н. Влияние сильного вдува газов через проницаемые участки на аэродинамические характеристики тел в гиперзвуковом потоке.— Ученые записки ЦАГИ, 1971, т. 2, № 3.

4. X а р ч е н к о В. Н. Экспериментальные исследования особенностей тепло- и массообмена в сверх- и гиперзвуковых потоках.— Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1900.

I 5. Косых А. П., Мариниченко С. К., Нерсесов Г. Г., С ку р а т о в А. С. Ламинарное отрывное течение на биконическом теле при гиперзвуковой скорости.— Ученые записки ЦАГИ, 1989, т. XX, № 1.

6. Матвеева Н. С., Н е й л а н д В. Я. Сильный вдув на теле конечной длины в сверхзвуковом потоке.— Ученые записки ЦАГИ, 1970, т. 1, № 5.

Рукопись поступила 22/Х 1987