CC BY
76
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том VI 1975
№ 1
УДК 629.7.015.3.3.036:533.697.2
ТЕЧЕНИЕ НА ВХОДЕ И В ГОРЛЕ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОТОКА И ЧИСЛАХ М, МЕНЬШИХ РАСЧЕТНОГО
В. Г. Гурилев, А. К. Иванюшкин, Е. В. Пиотрович
В диапазоне чисел М = 2,5-ь-4,0 и 1?е = (5-!-10)- 10» на режимах М<Мр исследуется структура течения на входе и в горле плоских воздухозаборников при сверхзвуковых скоростях потока. Показано, что в результате дросселирования воздухозаборника при больших сверхзвуковых скоростях в горле образуются протяженные зоны отрыва, начало которых располагается далеко впереди основной части замыкающей системы скачков уплотнения. Противодавление от дросселя передается по пограничному слою к этим зонам, вызывая существенное изменение их формы и всей структуры течения на входе и в горле. Зоны отрыва оказывают решающее влияние на эффективную работу воздухозаборника. Исследуются нестационарные режимы течения в горле, возникающие при дросселировании воздухозаборника (скачкообразные перемещения зон отрыва и помпаж воздухозаборника).
Течение на входе и в горле воздухозаборников при сверхзвуковых скоростях исследовалось в работах [1—6]. Для чисел М. полета, больших 2,5, наиболее характерным является режим течения со сверхзвуковой скоростью потока на входе. При этом торможение сверхзвукового потока в горле до чисел М<1 осуществляется в косых скачках и замыкающей системе скачков уплотнения. Для воздухозаборников с головной волной на входе ранее было показано [1], что течение в горле имеет отрывный характер. В работах [3, 4] для воздухозаборников со сверхзвуковым течением на входе (без головной волны) показано, что основной особенностью торможения сверхзвукового потока в горле при больших числах М является образование протяженных зон отрыва на центральном теле или обечайке далеко впереди основной части замыкающей системы скачков уплотнения. Наличие зон отрыва приводит к большой неравномерности и нестационарности течения в горле. Картина течения существенно зависит от степени дросселирования воз-
духозаборника. Исследования [4] были выполнены на моделях воздухозаборников внешнего сжатия при числах М, больших расчетного (М>МР).
Целью данной работы являлось изучение структуры течения на входе и в горле в процессе дросселирования воздухозаборника при числах М<МР. Течение при М<Мр имеет свои особенности и мало изучено при больших числах М. В работе представлены результаты экспериментальных исследований стационарных и нестационарных режимов течения в горле. Испытания проводились на
. Модель №1
И * (1 $ Л,=30 V7 V S'VVS
ШШЩ
. 700 . ’ ' Г Ш
Модель JT°2
Фиг. I
неохлаждаемых моделях воздухозаборников внешнего сжатия в диапазоне чисел М = 2,5 ч- 4,0 при турбулентном пограничном слое на поверхностях торможения.
1. Модели для исследования течения в горле были выполнены так, чтобы моделировался поток на входе в воздухозаборник внешнего сжатия при больших числах М полета. С этой целью испытывались плоские воздухозаборники с клином, имеющим небольшой угол наклона образующей, что позволяло при числах М набегающего потока 2,5 —4,0 иметь большие числа Mt потока на входе в сечении 1 — 1 (М! = 2,0~ 3,5) (фиг. 1). Относительная толщина вытеснения пограничного слоя на входе в опытах составляла §*//г, ä 0,02 н- 0,05. Число Re, отнесенное к длине клина и параметрам потока над пограничным слоем, было равно (5 10)- 10е.
Модели № 1 и 2 представляли собой плоские воздухозаборники со входом высотой hx = 30-i-40 мм, шириной ¿7 = 175 мм и 100 мм соответственно и углом 6=10° и 13°; относительная площадь горла hT. = hTjhl ==0,72 0,86. Для модели № 2 расчетное число М, соот-
ветствуйте попаданию косого скачка уплотнения на переднюю кромку обечайки, было равно Мр = 4,2 -н 5,0. Для визуализации течения боковые щеки модели № 2 имели оптические стекла. У модели № 1 боковыми щеками служили оптические стекла рабочей части трубы. Обечайка и сменные клинья моделей дренировались. В конце канала с параллельными стенками (горла, см. фиг. 1) на модели № 1 устанавливалась гребенка приемников полных давлений. Статическое и полное давления измерялись с помощью
стандартных групповых регистрирующих манометров ГРМ с классом точности 0,5. Нестационарные режимы течения исследовались с помощью малоинерционных датчиков давления ДМИ и скоростной киносъемки с частотой 1000 кадр./с. Измерялись расход воздуха через модель с помощью расходомерной шайбы, установленной в конце канала, и коэффициент восстановления полного давления в канале ^ = p0ipna, где р0 — среднее полное давление по показаниям гребенки в канале, ран — полное давление заторможенного набегающего потока. При испытаниях исследовалось изменение структуры потока на входе и в горле в процессе дросселирования воздухозаборника, изучался „механизм“ дросселирования и возникновения помпажа.
2. Структура течения на входе и в горле зависит от геометрии входного канала, относительной площади горла йг, числа М, потока на входе, числа Re и степени дросселирования воздухозаборника. Рассмотрим изменение структуры течения на больших числах Mt при дросселировании воздухозаборника, имеющего относительную
1
площадь горла /гг, большую или равную площади горла запуска, Лг^>Лзап. На основании анализа материалов испытаний моделей при турбулентном пограничном слое можно выделить характерные структуры течения, показанные на фиг, 2. В основе перестроения структур течения при дросселировании лежит передача противодавления от дросселя впереди основной части замыкающей системы скачков уплотнения по пограничному слою и зонам отрыва на стенках канала. Для Ігт^> Азап и открытого дросселя на входе образуется расчетная картина течения с косым скачком уплотнения, идущим от передней кромки обечайки (структура 1, фиг. 2, фото 1). Торможение сверхзвукового потока осуществляется в косых скачках уплотнения, расположенных на входе и в горле воздухозаборника и замыкающей системе Х-образных или Х-образных скачков в конце горла и дозвуковом диффузоре. В месте падения косых скачков на поверхность клина и обечайки образуются локальные зоны отрыва. Соответствующее распределение относительного статического давления р = р/рои 110 Длине горла показано на фиг. 3 и 4. Здесь х = — относительная длина, которая отсчитывается
от начала клина вдоль его образующей. Статическое давление на клине и обечайке в начале горла существенно различаются между собой, что свидетельствует о большой неравномерности потока. Выравнивание статического давления наблюдается только в конце
Дх х — хА ~ ^
горла — =----------->4. Осредненное статическое давление в горле,
кт /гг
рассчитанное с помощью уравнений расхода и количества движения при сверхзвуковой скорости потока в горле (Мг>1, [3]), несколько отличается от давлений на клине и обечайке.
В результате дросселирования воздухозаборника замыкающая система скачков уплотнения перемещается против потока. При числах М,>2 пограничный слой на клине и обечайке впереди этой системы утолщается и в ряде случаев даже немного приподнимается над поверхностью клина. В конце горла и начале дозвукового диффузора образуется протяженная зона отрыва на обечайке (структура 2, фото 2), под которой располагается основной сверхзвуковой поток. При сверхзвуковом течении в горле происходит передача противодавления от дросселя по пограничному слою впереди основной части замыкающей системы скачков. Начало зоны отрыва располагается перед основной частью замыкающей системы скачков на большом расстоянии кх/НГ^Ъ~4. В дальнейшем зона отрыва с обечайки переходит на клин и смещается по клину к началу горла. В ряде случаев наблюдались скачкообразные перемещения этой зоны из конца горла в начало или с обечайки на клин (модель № 2, Мі = 2, Кг = 0,853), которые в результате дальнейшего дросселирования вновь становились постепенными.
При дальнейшем дросселировании зона отрыва фиксировалась в месте излома контура клина А и увеличивалась в своих габаритах (структура 3, фото 3), пока под действием противодавления не смещалась на наклонный участок клина. Площадь сечения основного потока над зоной отрыва в конце горла сначала уменьшалась (структура 2), а затем возрастала (структура 3) по мере увеличения давления, что согласуется с расчетами [3]. Образование протяженных зон отрыва впереди основной части замыкающей системы
Фиг. З
в = 13° \ /?= 0,853 М = 3 ) 2,3 5 р =0^45 при М^1 1 ^ ]
У
А \
/ / ' у К'
! г /
/
/ а' >/ I
г ■ к .А ы V / Г I I
\ У1 / а / I
чту я У V I
1Л < у р при М>1
№ у/ ч\ I Г~ —1
V У
& & г I
£ 1 1 I
| I
\1 1^ \£
05ечаи ка
(¡¡ечайка Клин Структура
— 0,696 1
—^— 0.910 2*3
0,945 3
—л— оле 3 ~ Ьл
Фиг. 4
скачков является характерным свойством течения в горле при его дросселировании на больших числах М<МР.
При уменьшении числа Жх потока в сечении 1 — 1 ^<2) размеры зон отрыва уменьшались. При /^<2 по мере закрытия дросселя замыкающая система скачков постепенно перемещалась в горле. Противодавление от дросселя передавалось по стенкам канала впереди основной части замыкающей системы Х-образных скачков на небольшое расстояние, Дл//гг<0,5-ь 1.
При перемещении начала отрыва за излом контура клина наблюдались структуры 4, а и 4, б (фиг. 2) в зависимости от вида пересечений косых скачков уплотнения, идущих от обечайки и зоны отрыва. При больших числах Мг потока происходит обычное пересечение косых скачков (структура 4, а, фото 4, а). С уменьшением числа М4<;2,5 и увеличением угла 8 в месте пересечения скачков возникает участок скачка, близкого к прямому, так называемый маховский тип пересечения (структура 4, б, фото 4, б). Образование маховского пересечения скачков рассматривалось в работе [5]. Распределение давления, соответствующее структуре 4, а, показано на фиг. 3 и 4. Давление на наклонном участке поверхности клина повышается, и далее за изломом контура А оно плавно возрастает. Давление на обечайке в начале горла изменяется в соответствии со структурой образующихся скачков и заметно отличается от давления на клине. От структур 4, а и 4, б наблюдался скачкообразный переход к структурам 5, а или 5, б. При небольших числах М,^2,5 и больших углах 6^13° на входе образуется Х-образный скачок уплотнения (структура 5, б, фото 5, б). При больших числах
образуются мощная зона отрыва и косой скачок уплотнения (структура 5, а). В некоторых случаях происходит скачкообразный переход от структуры 3 к 5, а (фото 5, а). Области существования течений вида 5, а и 5, б рассматривались в работах [1, 5]. За скачками на входе, ниже по течению, в горле располагалась основная часть замыкающей системы скачков уплотнения. Выравнивание статического давления на клине и обечайке происходило при Ах/Ьт 4 б
3— Ученые записки ЦАГИ № 1
33
(фиг. 3 и 4). Среднее статическое давление в конце горла получается меньше давления, рассчитанного на основании уравнений сохранения расхода и количества движения для дозвукового потока, Мг<4. В результате дальнейшего дросселирования происходило уменьшение расхода воздуха, если раньше не возникал помпаж воздухозаборника (см. ниже).
Структуры 5, а и 5, б характеризуются мощной зоной отрыва на клине и уменьшением расхода воздуха через воздухозаборник по сравнению с расчетным. Давление в средней части зоны отрыва на клине близко к критическому рт для турбулентного слоя (фиг. 3 и 4). Перед кромкой обечайки возникал перепуск части воздуха во внешний поток за головной волной (структура 5, б) или за косым скачком уплотнения (структура 5, а). В последнем случае косой скачок, образующийся на передней кромке обечайки (см. фиг. 2), был присоединенным. Для структур 4, а и 5, а течение на входе оставалось сверхзвуковым.
Рассмотрим подробнее структуры 5, а и 5, б. В структуре 5, а косой скачок уплотнения от обечайки, попадая на границу зоны отрыва, отражался от нее в виде веера волн разрежения, в котором происходило увеличение скорости потока. В результате дросселирования основная часть замыкающей системы скачков уплотнения, располагавшаяся в горле за зоной отрыва, передвигалась ближе ко входу. Происходила передача противодавления по пограничному слою впереди этой системы к зоне отрыва на клине. Изменялись условия в месте присоединения отрыва, что вызывало увеличение зоны отрыва и смещение начала отрыва и косого скачка уплотнения против потока. При образовании структуры 5, б на входе возникал Х-образный скачок уплотнения, исследованный в работах [1, 5]. Дозвуковой поток между обечайкой и поверхностью контактного разрыва разгонялся до скорости звука, а затем становился сверхзвуковым за критическим сечением Л* (см. фиг. 2). Ниже по течению располагалась основная часть замыкающей системы Х-образных скачков уплотнения. За сечением /г* поток в горле сверхзвуковой и передача противодавления от дросселя происходила перед системой скачков по пограничному слою на стенках канала. В результате дросселирования возрастала зона отрыва и начало отрыва на клине смещалось против потока. Это вызывало уменьшение сечения /г*, уменьшение расхода воздуха и отодвиже-ние головной волны от передней кромки обечайки. Переход от структуры к структуре сопровождался увеличением суммарного коэффициента восстановления давления воздухозаборника, Д'^ О,03. При скачкообразных перемещениях отрыва в горле величина Дv ^ ^=0,01. Время таких перемещений отрыва Д^%0,05 с. Поле относительных полных давлений vг = р0 ¿//70н, измеренное в конце горла моделей № 1 и № 2 (фиг. 3 и 4), изменялось по мере дросселирования от неравномерного с пониженными значениями у поверхности клина и обечайки при наличии зоны отрыва (структуры 1, 2) до более равномерного (структуры 4, б, фиг. 3, и 5, а, фиг. 4). Рассмотренные структуры течения на входе и в горле наблюдались при дросселировании каналов как с прямолинейными, так и с криволинейными образующими.
Структуры 3—5 обычно наблюдались при относительной площади горла Лг>/гзап. Для относительной площади горла, близкой к площади горла запуска, /гг ^/гзап на больших числах Мх > 2,5
отмечалось возникновение помпажа воздухозаборника после структур 1, 2. Сверхзвуковой поток в горле (канале с параллельными стенками) почти не дросселировался, и помпаж возникал при положении замыкающей системы скачков уплотнения в начале дозвукового диффузора. Переход сверхзвукового течения в дозвуковое в расширяющемся канале приводил к большим дополнительным потерям полного давления и снижению максимального коэффициента восстановления полного давления воздухозаборника V. Данное явление свойственно большим числам М потока и малым площадям горла, /гг-<Лзап. Дроссельные характеристики воздухозаборников при больших числах 2,5 и /гг~/гзап не имели пологого участка*. Это можно объяснить тем, что противодавление от дросселя, передаваясь по пограничному слою впереди замыкающей системы скачков, приводило к быстрому росту зоны отрыва на клине. В результате такой неравномерной передачи противодавления по сечению горла зона отрыва теряла устойчивость, и помпаж воздухозаборника начинался раньше, чем возникал перепуск воздуха между головной волной и передней кромкой обечайки.
На меньших числах <2,2 -г- 2,4 и Лг>/гзап замыкающая система скачков устойчиво располагалась в области горла. В результате дальнейшего дросселирования на входе образовывалась структура 6 (фиг. 2). Структура 6 подробно исследована в работе [6]. Отличительной особенностью структуры 6 является дозвуковая скорость потока по всему сечению горла за >.-образным скачком уплотнения и отсутствие замыкающей системы скачков, что способствует быстрому выравниванию параметров потока по длине горла. Возможность образования дозвуковой скорости за Х-образным скачком ниже поверхности контактного разрыва при числах М1<2,4 подтверждается расчетами |5]. В структуре 6 противодавление от дросселя передается по всему сечению горла и непосредственно воздействует как на зону отрыва, так и на головную волну, вызывая ее смещение. Смещение головной волны приводит к перепуску воздуха между волной и передней кромкой обечайки. В результате образуется пологий участок дроссельной характеристики воздухозаборника. Как показали экспериментальные исследования, при М,<2,4 и /гг^^зап лобовые воздухозаборники обычно имеют дроссельные характеристики с пологими участками.
Проведенный анализ характерных структур течения позволил объяснить ряд особенностей работы воздухозаборников при больших числах М и приблизиться к пониманию причин возникновения помпажа.
3. Помпаж воздухозаборников при небольших сверхзвуковых скоростях потока подробно исследовался в ряде работ (см., например, [7]). Известны различные точки зрения на причины возникновения помпажа и „механизм“ его протекания [4, 7]. Ниже приводятся некоторые результаты исследований помпажа плоских воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях на режимах М<Мр.
Помпаж воздухозаборников при больших числах М,=2,5-ьЗ,5 исследовался на моделях № 1 и 2, которые имели объем канала от
* Рассматриваются воздухозаборники на режиме М < Мр без отсасывания пограничного слоя.
входа до дросселя —0,006 м3, расстояние от входа до дросселя -ЛОООмм. Помпаж возникал в результате дросселирования и характеризовался периодическим изменением структуры течения на входе и в горле, которое происходило с низкой частотой (10—50 Гц) при фиксированном положении дросселя. Как показала скоростная киносъемка, в процессе помпажа на больших числах Mj (hr^h3an) наблюдалась последовательность смены структур: 1—2—3—4, а—5, а—4, а —3—2—1. При числах Mt<2,5 вместо 5,а возникала структура 5, б. В процессе помпажа структура 5,6 в ряде случаев переходила в структуру, у которой косой скачок от начала отрыва перекрывал всю плоскость входа.
Рассмотрим более подробно помпаж при числах M, = 3-f-3,5 на модели № 1. Как показала скоростная киносъемка, здесь можно выделить четыре характерные стадии развития помпажа в зависимости от степени дросселирования канала (фиг. 5). Первая стадия (кривая 1 на фиг. 5) соответствует предпомпажным колебаниям потока в горле без изменения расхода воздуха (Д/"=0). При этом происходит последовательная смена структур 3—4,а — 3. Частота колебаний шс^50Гц, размах 1 — Цкх—0,5-4-3, время цикла ¿цдь0,02с. На эти колебания накладываются колебания с большей частотой и меньшим размахом (ш^200 Гц, 7 = 0,2 -s- 0,5). При увеличении степени дросселирования наступает вторая стадия, соответствующая началу помпажа (кривая 2 на фиг. 5). В конце цикла на этой стадии предпомпажные колебания завершаются выходом косого скачка уплотнения от зоны отрыва на клине перед плоскостью входа, и расход воздуха через модель изменяется (А/>0). На этой стадии происходит смена структур течения 1—2—3—4,а—5,а—4,а — 3— 2—1. Частота и размах колебаний соответственно равны ш = 8-г 12 Гц, /-=3-^-4. При дальнейшем увеличении степени дросселирования наступает третья стадия — развитый помпаж (кривая 3 на
фиг. 5). Для цикла помпажа на этой стадии характерно последовательное появление и исчезновение отрывной зоны на клине перед плоскостью входа с перепуском части воздуха перед входной кромкой обечайки (Д/>0). Частота колебаний ю=к20Гц, размах колебаний /=^4. Колебания статического давления на клине в начале горла составляют Дpjpx =5= 3,2, в конце горла Д/7/'/?! 1,2. Последую-
щее дросселирование воздухозаборника приводит к увеличению размаха колебаний и некоторому росту частоты до со = 30 — 35 Гц. Начиная с некоторой степени дросселирования (четвертая стадия, кривая 4 на фиг. 5), в процессе обратного хода отрыв на клине „ , исчезает перед плоскостью входа
1U 't/'t
4JU i'ci( ТОЛЬКО после второго или третьего цикла. При дальнейшем дрос-Фиг. 5 селировании отрыв не исчезает
в = 10°-, Ьг~ 0,72•) М =3,2+3,4-Af =0
перед входом. Происходят колебания зоны отрыва на клине (см. структуру 5, а). Интересно отметить, что при образовании структур 4, а и 5, а (фиг. 2) течение на входе и в горле сохраняется сверхзвуковым. Поэтому представления о „запирании“ канала на входе при помпаже [7] здесь не подтверждаются. Возникновение помпажа при больших числах М-<Мр можно объяснить потерей устойчивости течения в зоне отрыва, образующейся на клине в области входа в результате дросселирования воздухозаборника. Вследствие передачи противодавления по пограничному слою перед замыкающей системой скачков возрастает давление в месте присоединения отрыва. Это приводит к увеличению массы пограничного слоя, которая не может преодолеть возросшее противодавление в месте присоединения отрыва и течет против основного потока в зону отрыва. Зона отрыва увеличивается по своим габаритам. При некотором максимальном противодавлении течение в зоне отрыва теряет свою устойчивость, и она быстро возрастает, достигая максимального размера за —0,02 с. Начало отрыва смещается по клину против потока со скоростью —7 м/с. Происходит как бы срыв течения на входе. В последующий момент увеличивается скорость сверхзвукового потока за зоной отрыва вследствие его расширения от Л* до /гг (см. фиг. 2, 5, а), уменьшается давление в канале и в области присоединения. Зона отрыва начинает двигаться по потоку, уменьшаясь в своих габаритах, — происходит запуск воздухозаборника. Структуры течения в процессе помпажа соответствуют структурам, наблюдаемым перед запуском и при срыве течения на входе воздухозаборника.
ЛИТЕРАТУРА
1. Николаев А. В. Течение во входном участке канала сверхзвукового диффузора при отрыве пограничного слоя головной волной. „Ученые записки ЦАГИ“, т. I, № 1, 1970.
2. D é 1 е г у J., Masure В. Action dúne variantion brusque de pression sur une couche limite turbulente et application aux Prisis dàir hypersoniques. JCAS Paper N 68—42.
3. Гурылев В. Г., E л и с e e в С. Н. К теории псевдоскачка на входном участке канала. „Ученые записки ЦАГИ*, т. Ill, № 3, 1972.
4. Г о н ч а р у к П. Д., Гурылев В. Г. Исследование течения в горле воздухозаборников на больших сверхзвуковых скоростях потока при числах М, больших расчетного. „Ученые записки ЦАГИ", т. IV, № 6, 1973.
5. Г у р ы л е в В. Г. Течение с ^.-образными скачками уплотнения на входе в плоский сверхзвуковой воздухозаборник. „Ученые записки ЦАГИ“, т. III, № 5, 1972.
6. С и м о н о в И. С., Стефанов С. А. Течение на входе и в области горла плоского воздухозаборника. „Ученые записки ЦАГИ", т. VI, № I, 1975.
7. Carles Lee Dailey. Supersonic Diffuser Instability. JAS, vol. 22, N 11, November, 1955.
Рукопись поступила II¡V 1974 г.
