9 7 2 V/ J
реклама
УЧЕНЫЕ т о ом ЗАПИСКИ ЦАГИ .м J9 75 V/ 2 удк 629.7.015.3.036:533.697.2/ ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ВИХРЕЙ СО СКАЧКАМИ УПЛОТНЕНИЯ В ВОЗДУХОЗАБОРНИКЕ. РАЗРУШЕНИЕ ВИХРЕЙ В. В. Заmоло"а, А. К. Иван,ЮШ"Ufl, А. В. Нu"олаев Дается описание явления разрушения вихревого шнура при пе­ ресечении им фронта сильного скачка уплотнения. Показано, что в атом случае в свободном потоке образуется застойная зона с ко­ ническим скачком уплотнения. Параметры потока в отрывной зоне близки к тем, которые имеют место при отрыве турбулентного по­ граничного слоя на поверхности. Показано, что инт.ерференция вих­ ревого шнура со скачками уплотнения воздухозаборника может ухудшать его характеристики. . При изучении явления пересечения вихревого шнура с фронтом сильного скачка уплотнения был обнаружен процесс разрушения вихревого шнура с об­ разованием в свободном потоке • застойной зоны", окруженной коническим. скачком На уплотнения. фотоснимках обтекания сверхзвуковым потоком (М = 3) схематической модели носовой части корпуса с оперением, полученных в аародинамической трубе прямо теневым методом при продолжительности вспышки 10-5 с (фиг. 1, а и б) видны вихревой шнур, сбегающий с конца оперения, и .застоЙная" зона с коническим скачком уплотнения перед тупым телом. При атом увеличение циркуляции с а = 100 около (см. фиг. вихревого 1, а) до' шнура 8 = 300 за счет изменения угла (см. фиг. 1, установки б) пр.актически не оперения повлияло на. картину течения: расположение вершины и угол наклона образующей коничес­ кого скачка уплотнения и .застоЙноЙ" зоны для обоих значений угла о оказа-, лись примерно одинаковыми. При отсутствии на корпусе модели оперения и вихревого шнура на фото­ снимках фиксируется обычной формы головная волна Пf'ред тупым телом с двумя ветвями у поверхности корпуса вследствие отрыва волной пограничного слоя (фиг. 1, в). Из сопоставления фотоснимков 1, а и 1, б с 1, в следует, что вершины ко­ нических скачков уплотнения - начало разрушения вихревого шнура - заметно смещены вперед относительно места расположения головной волны при течении. без вихрей. Геометрическая схема течения при разрушении вихревого шнура весьма сходна со схемой течения при взаимодействии скачка уплотН!~ния с пограничным слоем, вызывающим отрыв пограничного слоя, или, что то же самое, при разру­ шении пристенного вихревого слоя (фиг. 2). Аналогия между рассмотренными. двумя течениями, как ато следует из анализа фотографий (см. фиг. 1), имеет место и по некоторым количественным показателям. А именно, вблизи вершин конических скачков уплотнения углы наклона их образующих равны е 25 0 -+25,50, а местное число М потока, вычисленное по величине угла наклона линии. слабых возмущений к вихревому шнуру, составляет 3,1 М 3,3. При этих зна­ чениях М и е давление на границе .застоЙноЙ· зоны по условиям для коничес- = < < 134 ких течений скачка должно уплотнения называемому нения при ношению относиться как Р2!Рl::: критическому отрыве к давлению 2,3 -+- 2,6. значению непосредственно Такие значения отношения давлений турбулентного пограничного слоя р--;'р давления в застойной зоне вблизи перед Р2/Рl фронтом близки для к так скачка уплот- = Р2/Рl, равного от­ точки отрыва к давлению невоз­ мущенного потока [1). Таким образом, явления интерференции сильного скачка уплотнения с вих­ ревым шнуром и на то, тока, что а в с пограничным первом случае во втором-поперек слоем вектор имеют ряд общих завихренности признаков, несмотря направлен по скорости по- , потока. Явления интерференции вихрей и, в частности, вихревого шнура со скач­ ками уплотнения могут иметь место в воздухозаборниках сверхзвуковых лета­ тельных, аппаратов. Например, в воздухозаБОр­ ник, где на ряде режимов существуют сильные скачки уплотнения, могут втекать /(OHuveCKUu CKOvOH вихревые !/плотнения шнуры, сбегающие с расположенных впереди элементов самолета: с державки крылообраз­ ной формы для крепления на фюзеляже тех 3астоuноя .10НО ПОё/?ониvныi ело" на "гле ~ c::===~~~t- Фиг. 1 Фиг. 2 или иных приборов, С дестабилизатора в случае его расположения в носовой части фюзеляжа, с носового отсека самого фюзеляжа на больших углах атаки и т. п. Ниже приводятся результаты экспериментальных исследований в аэродина­ мической трубе влияния на течение в воздухозаборнике и его характеристики интерференции вихрей с возникающими во входном участке воздухозаборника скачками упл?тнения. Исследования выполнялись при числах М 1 1,4 - 1,95 на схематическои модели воздухозаборника по Л (фиг. 3). Поверхность = клина модели 50НО!ОЯ Щt')(О ~ Генератор ~ 1_10~ ~ ~~~~~ __ __ __ ~ !",ХjlЯ 20', 110 ЛерфораЦ"f? /(Оlfт!/р етенло J90 tJля фотограФ,,Фиг. 3 ро/Jан"я 135 136 имела перфорацию для отсасывания пограничного слоя. Расход через перфррацию не превышал 1-2% от расхода воздуха через канал. Перед входом в канал = под углом атаки 8 10· устанавливался генератор вихревого шнура крылообраз­ ной формы. Интенсивность и конфигурация скачка уплотнения в области входа изменялись с помощью дросселя, установленного в конце канала, и отсасыва­ нием воздуха через перфорацию. Течение в области входа могло фотографиро­ ваться через стеклянные окна в боковых стенках модели (фиг. 3). На фl:lГ. 4 приведены фотографии течения для М 1 = 1,7 при наличии вихре­ вого шнура и отсасывании пограничного слоя с поверхности клина. Когда дрос­ 4, а) и перед входом расположена головная волна, близкая к прямому скачку уплотнения, с отношением давлений Р2/РI РкР' вих­ сель несколько прикрыт (фиг. > ревой шнур при пересеllении головной волны разрушается с образованием застойной зоны. При полностью открытом дросселе (фиг. 4, б), когда от обе чайки отходит косой скачок уплотнения с от- ношением давлений Р2/РI <= Ркр вихревой Е шнур пересекает фронт скачка уплотне­ ния без разрушения. Наблюдение тече­ ния в области входа без отсасывания \ о 50 \ t-s", M~ i л;;;;еJоii ~ ~ о 50 ~. ..PtZcqem форму 1\ поmC'QeHUU PKP~ v что. если 15- \ PtZcqem по Рн ,--оля ffOHUqec'7uX meQeHUt!. 30о l!!!.P.. '"""i'."" "- /(oHUQeClfOe mеQелuе Плоское meQeHUe, 1:::=:s: - :1 1 ~ \ (кр""" показало, [2], М 1 = f,.J!f; 1=100 ,\ПЛОСffUХ о .2 разную n02;JlZHUqнbIti Слои IlmСlZсыdlZЛСЯ \~ .l с поверхности, когда головная волна перед входом имеет А-об­ шнj;jl \1\ 3 пограничного слоя ....н:::::р- ...... "- 9,7 '..... .> -::: >« i"\ '\ о Ое.? dUXJ1t'#020 ШН!lРIZ • :::.rr - ..... • ,С l/uxpe#bIM ШН!lJ10М о О. Е) знсперименm 01 0,7 2 . Фиг. 5 Фиг. вихревой шнур проходит через разветвленную часть f 6 скачка уплотнения, он не разрушается (Р2!РI ~ Ркр), а если выше узловой точки-разрушается (P2!PI>PKp)' Результаты измерения углов наклона образующих конического скачка уп­ лотнения при разрушении вихревого шнура в области входа в канал, выполнен­ ные в диапазоне чисел М 1 потока над поверхностью клина модели приведены на фиг. 5. Их значения оказались 1,4<M 1<1,95, также весьма близки к значениям углов Е, вычисленным по величине РкР' соответствующей отрыву турбулентного пограничного слоя при плоском ченная ранее аналогия между и коническом разрушением течениях. вихревого Таким шнура и образом, отме­ отрывом погра­ ничного (вихревого) слоя при воздействии на них сильного скачка уплотнения, подтверждается в относительно широком диапазоне скоростей потока. При разрушении во входной области канала вихревого шнура характерис­ тики модели воздухозаборника заметно ухудшались. Так, например, при M1=1,54 коэффициенты восстановления давления уменьшились на пологого участка в полтора-два раза, вихревом обтекании входа (фиг. воздухозаборника наблюдается пограничного от слоя и поверхности по сравнению 6). при Аналогичное отрыве 4-5%, с их а протяженность значениями ухудшение головным при без­ характеристик скачком уплотнения клина. Таким образом, полученные результаты свидетельствуют о том, что попа­ дание в канал свободных вихревых шнуров существенно влияет на характерис- 137 тики воздухозаборника. Их влияние на течение в воздухозаборнике весьма сходно с влиянием пограничноrо слоя при его отрыве головной волной. В обоих СJlучаях искажается форма головной волны, образуются застойные зоны с отн!?- сительно низким давлением РкР' порождающие тангенциальный разрыв скоростей в поперечном сечении канала (граница с застойной уху дшающие характеристики воздухозаборника. зоной) и, тем самым, ЛИТЕРАТУРА 1. Сообщение о докладе акад. Г. И. Петрова на сессии АН • Изв. АН СССР, ОТН', 1958, N29. 2. Н и к О л а е в А. В. Течение во входном участке ка~ала звукового диффузора при отрыве ной .• Ученые записки ЦАГИ', т. пограничного 1, N2 1, 1970. СССР . сверх­ слои головной вол- . Рукопись поступила 15/V 1974Zz.
