CC BY
39
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXIV 1993 № 3
УДК 629.735.33.015.3.025.1:532.526 629.735.33.015.3:533.6.011.6
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕПЛООБМЕНА И ЛАМИНАРНО-ТУРБУЛЕНТНОГО ПЕРЕХОДА НА МОДЕЛЯХ ТРЕУГОЛЬНОГО ПОЛУКРЫЛА С ЗАТУПЛЕННОЙ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКОЙ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ
Н. А. Ковалева, Н. П. Колина, А. Я. Юшин
В ударной трубе исследуется теплообмен и ламинарно-турбулентный переход при обтекании моделей треугольного полукрыла с ушами стреловидности передней кромки £ = 50 и 70°■ Радиус затупления кромки Л-0; 2 и
4 мм. Углы атаки изменялись в диапазоне от 0 до 15°. Показано, что на нижней поверхности полукрыла по мере увеличения Я область перехода перемешается ближе к передней кромке, начиная от того места, гае она возникает в случае острой кромки.
Проблема перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на треугольных крыльях при гиперзвуковых скоростях в широком диапазоне углов атаки представляет большой практический интерес. В [1 — 4] приведены данные о влиянии угла атаки на положение области перехода на нижней поверхности треугольных крыльев с острыми передними кромками. Однако, для того чтобы иметь возможность отвести большие количества тепла от передних кромок крыльев, у летательного аппарата, движущегося с гиперзвуковой скоростью, кромки должны быть затуплены. Мало сделано пока что в изучении влияния радиуса затупления кромки на ламинарно-турбулентный переход и теплообмен при обтекании треугольного крыла под углом атаки. В настоящей работе такое изучение влияния радиуса кромки на переход и теплообмен проведено на моделях треугольного полукрыла для условий ударной трубы.
Ударная труба работала по импульсной схеме с продолжительностью стационарного режима около 0,02 с. Числа Маха в невозмущенном потоке составляли 6,1 и 8. При Мю =6,1 температура торможения Т0 = 560К; полное давление 3,3 * 106 и8,1-10б Па, а единичное число Рейнольдса
Ив], вычисленное по параметрам невозмущенного потока и характер-
7 7
ному размеру 1 м, равнялось соответственно 2,2-10 и 5,3-10. В случае Мда = 8 температура торможения 735К, полное давление 8,5-106Па, Ив] = 1,9 • 107. Значение температурного фактора (отношение температуры поверхности Гш к температуре торможения) составило 0,40 и 0,52 для Т0 = 735К и 560К соответственно. Испытания проводились при значениях угла атаки а = 0; 5; 10 и 15°.
Испытаны пять моделей треугольного полукрыла. У трех моделей радиус затупления передней кромки Л = 0; 2 и 4 мм, угол стреловидности х = 50°, а у остальных двух Л=0 и 2 мм, 7 = 70°. Испытано
также прямоугольное крыло (% = 0) с острой передней кромкой. На плоской нижней поверхности каждой модели было установлено около 40 калориметрических датчиков. Для монтажа датчиков и крепления державки служила выпуклая верхняя сторона полукрыла, его передняя кромка в нормальном к ней сечении имела форму острого и (или)
затупленного клина с углом раствора у = 24°. Калориметрические датчики располагались на модели в сечении z — 0,238 Ь и 0,458 Ь соответственно для х - 50 и 70° (Ь — размах полукрыла, х, у, г — декартова система координат с началом в вершине полукрыла). Хорда полукрыла Ь в этом сечении равнялась 152,3 и 162,6 мм для ^=50 и '70°. В рассматриваемом сечении отсутствовало влияние на переход и теплообмен особенности течения в плоскости ху, совмещенной с боковой гранью* полукрыла, поэтому полученные результаты можно считать применимыми к сечениям стреловидного крыла большого удлинения.
Калориметрический датчик представляет собой медный диск диаметром 2 мм. С внутренней стороны к диску точечной сваркой приварена микротермопара. Оба ее термоэлекгрода (хромель и копель) вблизи места сварки раскатаны до толщины 0,03 мм и ширины 0,3 мм. Диск закрепляется в отверстии стенки модели эпоксидной смолой, она же теплоизолирует датчик от металлической стенки модели. Толщина дисков около 0,15 мм. После зачистки модели местные уступы на ее поверхности у датчиков не превышают 5 мкм. Поверхность с такими неровностями можно рассматривать как аэродинамически гладкую.
Каждый датчик после установки на модель прокалиброван на импульсной тепловой калибровочной установке [5]. Для регистрации и обработки сигналов датчиков использована быстродействующая магнитографическая система сбора данных [6].
Местоположение точек начала и конца области перехода определялось по характеру распределения теплового потока вдоль рассматри-
* На этой стенке полукрыла устанавливалась боковая шайба для устранения перетекания газа с наветренной стороны модели на подветренную.
ваемого сечения модели. При этом за начало перехода х[ принималась точка, начиная с которой изменение коэффициента Сн заметно отклоняется от степенной зависимости СЛ ~ Яе^0,5, соответствующей ламинарному режиму обтекания:
г _________?________ и ~ _
». *
где д — местный тепловой поток; р«>,ср,у„ — соответственно плот-
ность, удельная теплоемкость, кинематическая вязкость и скорость невозмущенного потока; х' — расстояние вдоль сечения, отсчитываемое от передней кромки модели. За конец перехода х'г принималась точка, в которой наблюдается максимальное значение СЛ вниз по течению от точки начала перехода. Значения х? / х\ получены в диапазоне от 1,5 до 2,7 для х - 0; 50 и 70°.
Результаты измерений Сн в рассматриваемом сечении модели приведены на рис. 1—3. Точки и сплошные линии на рисунках означают результат эксперимента, а штриховой линией на рис. 1 показано расчетное распределение Ск на плоской пластине для условий испытаний в ударной трубе. Стрелками на рисунках помечены начало и конец области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный.
В расчете использовалась программа [7] для численного интегрирования уравнений двумерного пограничного слоя. Предполагалось, что
1.0
¥
V» *
л______________________1_
о
*ел
Рис. 1. Влияние угла стреловидности кромки на теплообмен и переход:
Я = О, М* = 6,1, Ие1 = 2,2 • 107, а = 0. Цифры 1, 2 и 3 соответствуют х = 0; 50 и 70е
ск-я*
♦
______________І______________І______________І______________І_____________І______________І___________І . І____________________________І .. І
в в} Тії Тб Р
Рис. 2. Влияние угла атаки на теплообмен и переход: Я ш 4 мм, МК - 6,1, Ив! = 2,2 ■ Ю7, X = 50». Цифры 1- 4 соответствуют а = 0; 5; 10 и 15°
С*Ю3
_______I_______I_____________1- I-------------1_I_____________I_I________1
о р М Ш X» хЩ.
Рис. 3. Влияние числа МЛ и радиуса затупления кромки на теплообмен и переход:
*=30°, а = 10°- Цифры 1 и 2соответствуют Л = 0 и 2мм для Мда = 6,1, Ке1 = 2,2 107; 3 - Л = 0 для = 8, Яе1 = 1,9-Ю7
газ совершенный. Ламинарное число Прандтля принималось равным 0,7. Зависимость динамического коэффициента вязкости от температуры выражалась формулой Сазерленда. В переходной области коэффициент перемежаемости определялся на основе теории распространения турбулентных пятен Эммонса [8]. Экспериментальные значения Сн на прямоугольном крыле обнаруживают хорошее соответствие проведенному расчету (см. рис. 1).
Изменение угла стреловидности оказывает существенное влияние на положение места перехода. Передние кромки исследуемых моделей
являются сверхзвуковыми при Мда ;>6,1 и а ^ 15°. Легко убедиться, что,
чем больше х, тем большей длины участок передней кромки оказывается расположенным внутри конуса влияния, представляющего собой обратный конус возмущения для данной точки рассматриваемого сечения полукрыла. С увеличением протяженности передней кромки внутри конуса влияния на ней возрастает число источников возмущения, влияющих на течение в данной точке. Следовательно, с увеличением угла х воздействие возмущений, исходящих от передней кромки, на течение в данной точке усиливается, что приводит к ускорению перехода в рассматриваемом сечении (см. рис. 1).
Рис. 2 иллюстрирует увеличение коэффициента Сн и ускорение ламинарно-турбулентного перехода с ростом угла атаки.
Результаты измерений Х1 целесообразно представить в виде зависимостей числа Рейнольдса начала перехода Яе, = от опреде-
ляющих параметров Мм, Лв], а. Влияние на Ие, числа Мда и единичного
числа Рейнольдса Ке] исследовано только на угле атаки а = 10°. Число Ие, тем больше, чем меньше Ив] и больше Мв. Так, например, для случая х = 50°, Ив! = 2 • 107, Я = 0 имеем Ие( = 1,3 • 106 и 2,1 • 106 Для Мж =6,1 и 8, этим значениям Ие, соответствуют х' / Ь = 0,40 и 0,74 (см. рис. 3). При таком характере зависимости числа Яе, от Мте и Ив] можно предположить, что число Ие, является функцией известного параметра М*, / . Результаты измерений, приведенные на рис. 4,
подтверждают это предположение. Видно, что число Ые, относительно быстро возрастает с увеличением параметра Мте / д/Лв].
Общая тенденция в поведении точек перехода на исследуемых моделях полукрыла при различных углах атаки состоит в ускорении перехода при увеличении угла а вплоть до значения а = 15° (рис. 5). Такой характер поведения точек перехода объясняется, по-видимому, совместным влиянием на переход нескольких параметров, таких, как число Маха Ме на внешней границе пограничного слоя, скорость и градиент скорости поперечного растекания, а также градиент давления вдоль линии тока. В исследуемом диапазоне значений угла а влияние
Рис. 4. Число Рейнольдса перехода на треугольном полукрыле как функция параметра Ми / ^Яе1. Цифры 1 и 2 соответствуют й = 0 и 4 мм для х = 50°; 3 и 4 — К = 0 и 2 мм для X - 70°
Яег«Гв
Рис. 5. Зависимость числа Рейнольдса перехода от угла атаки:
М*. =б,1,Ке1 = 2,2 • 107. 1 — Л = о,х=0;2,
3 и 4 — соответственно К = 0; 2 и 4 мм, х = 50°;
5 и 6— /1 = 0 и 2 мм, х = 70°
ЛегЮ~6
Рис. 6. Зависимость числа Рейнольдса перехода от радиуса затупления кромки:
М*, = 6,1, Яе1 = 2,2 • 107. Цифры / — 4 соответствуют а = 0; 5; 10 и 15°
на Ие, поперечного растекания невелико, так как оно становится заметным лишь при значениях отношения а к углу (^~ х), больших 0,7 [3].
Определяющим при а <15° является влияние на Ие, числа Ме. При этом, чем больше а, тем меньше Ме, а при Ме > 3 переход на крыле с падением Ме ускоряется [4].
Сравнение кривых і и 2 на рис. 3 убедительно демонстрирует ускорение перехода при затуплении передней кромки полукрыла. Влияние радиуса затупления на число Ие( иллюстрирует рис. 6, где приводятся
результаты измерений для случая х = 50° (эти же экспериментальные
точки можно видеть и на рис. 5). При а 2 15° на нижней поверхности
полукрыла по мере увеличения К число Ле, уменьшается, т. е. область перехода перемещается ближе к передней кромке, начиная от того места, где она возникает в случае острой кромки.
ЛИТЕРАТУРА
1.Whitehead А. Н., Keyes J. W. F}ow phenomena and separation over delta wings with trailing-edge flaps at Mach 6//AIAA J. — 1968. V. 6, N 12.
2.Keyes J. W. Pressure and heat transfer on a 75‘ swept delta wing with trailing-edge flaps at Mach 6 and angles of attack to 90'//NASA. — 1969. — TN D-5418.
3.Давыдова H. А., Юшин А. Я. Экспериментальное исследование влияния угла атаки на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный около нижней поверхности треугольных пластик с острыми кромками//Уче-ные записки ЦАГИ. — 1975. Т. 6, № 1.
4.Ковалева Н. А., Колина Н. П., Юшин А. Я. Влияние угла атаки на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный на нижней поверхности треугольных- пластин в сверхзвуковом потоке газа //Ученые записки ЦАГИ.-1990. Т. 21, №4.
5.Богданов В. В., Колочинский Ю. Ю., Плешакова JI. А. Приборы для измерения плотности тепловых потоков в аэродинамических установках кратковременного действия //Труды ЦАГИ. — 1979. Вып. 1978.
6. Богданов В. В., Казанский Р. А. Об одном принципе создания устройств сбора данных для аэродинамических установок кратковременного действия //Труды ЦАГИ. — 1980. Вып. 2048.
7. Колина Н. П., Солодкин Е. Е. Программа на языке ФОРТРАН для численного интегрирования уравнений пространственного пограничного слоя на линии растекания и на бесконечном скользящем цилиндре //Труды ЦАГИ. — 1980. Вып. 2046.
8. Chen К. К., Thy son N. A. Extension of Emmons spot theory to flows on blunt bodies//AIAA J. — 1971. V. 9, N 5.
Рукопись поступила 9/Х 1991 г.
