close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Экспериментальное исследование коэффициента давления в изобарной области срывной зоны на осесимметричных моделях с расширяющимися хвостовыми конусами в гиперзвуковом потоке.

код для вставкиСкачать
УЧЕНЫЕ
т о ом
УДК
ЗАПИСКИ
ЦАГИ
М2
1974
V
533.6.011.3j55:629.7.024.76
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ КОЭФФИЦИЕНТА
ДАВЛЕНИЯ В ИЗОБАРНОЙ ОБЛАСТИ СРЫВНОЙ ЗОНЫ НА
ОСЕСИМl\\ЕТРИЧНЫХ МОДЕЛЯХ С РАСШИРЯЮЩИМИСЯ
ХВОСТОВЫМИ КОНУСАМИ В ГИПЕРЗВУКОВОМ ПОТОКЕ
В. п. Подобuн,
Приведены полученные на основе эксперимента значения коэф­
фициентов давления в изобарной области срывной зоны в зависимо­
сти
от
газодинамических
параметров
потока
и
геометрических
раз­
меров моделей, представлющих собой комбинацию: головная часть­
цилиндр -расширяющаяся хвостовая часть. Числа М были равны 6 и 8,
числа
Re,
рассчитанные по параметрам набегающего
метру миделя модели, менялись от
испытаны
Отрыв
при
нулевом
пограничного
угле
слоя
0,35· 106
до
1,3.106.
потока
и
Модели
диа­
были
атаки.
на
поверхности
летательного
аппарата,
выз­
ванный отклоненными щиткам или расширяющимися хвостовыми конусами, пред­
ставляет собой сложное аэродинамическое явление. Теоретическое решение
Этой задачи практически еще не получено и поэтому для изучения явления
отрыва обычно применяются экспериментальные методы исследования [1-5].
Фиг.
в настоящей работе приведены результаты исследования коэффициента давле­
ния в изобарной области срывной зоны на 36 осесимметричных моделях с рас­
ширяющимися хвостовыми конусами. Числа М были равны 6 и 8, числа Re
менялись от 0,35·106 до 1,3·106.
Измерения распределения давления были проведены на составной модели
(фиг. 1), которая состояла из корпуса J, сменных головных 2 и хвостовых 3 час­
тей. В передней части корпуса имелись резьбовой штифт и посадочное место
для установки головных частей. В хвостовой части корпуса были сделаны по­
садочное
место для установки
хвостовых частей и резьбовой
участок,
на
который навинчивалась державка 4. Вдоль образующей
цилиндрической по­
верхности корпуса было сделано пять дренажных отверстий. Диаметр дре-
139
нажных
отверстий
на
поверхности
модели
был
равен
0,5
мм,
а
внутренний
диаметр дренажных трубок 5-2 мм. Сменные хвостовые части были также дре­
нированы. Расстояние между осями дренажных отверстий выдерживалось равным
примерно
(),Оl
6
мм и измерялось на оптическом компараторе ИЗА-2 с точностью до
мм. для ликвидации протекания воздуха в месте стыковки корпуса
с хвостовой частью использовался герметик.
Сменные головные части были выполнены в виде острых
модели
,,=
гладких
конусов
с полууглом раствора 61 = 15, 24, 35 и 500, затупленных конусов с 61=150 и
= 0,8; 0,6; 0,4 (л - отношение длины затупленного конуса к длине острого конуса)
и полусферы. Хвостовые части представ­
ляли собой конические обечайки с полу­
углами раствора 62 = 15, 35 и 500. В ка­
честве головных частей были использо­
ваны также острые конуса с турбулиза­
торами, которые были выполнены в виде
трех поясков шириною и высотою 0,2 мм
и
нанесены на
основания
ми
с
мм.
1,5
поверхность
расстоянием
Величины
конуса около
между
пояска­
отношения
диа­
метра цилиндрической части к диаметру
миделя модели djD и отношения дли­
ны цилиндрической части модели к диа­
метру цилиндрической части l;d были
равны соответственно 0,568 и 1,5. диа­
метр миделя модели был равен 40 мм.
В результате комбинирования различных
Фиг. 2
головных
и
лучено
типов
36
хвостовых частей
Испытания
перзвуковой
было по-
моделей.
были проведены в
аэродинамической
ги-
трубе
непрерывного действия. В фор камере давление воздуха могло меняться до
147 ·105 Па при температуре ~7700 С. Числа М потока были равны 6 и 8, числа
рассчитанные по параметрам набегающего потока и диаметру миделя модели,
менялись от 0,35.106 до 1,3 ·106. Распределение давления на модели измерялось
групповым регистрирующим манометром ГРМ системы Ю. Ю. Колочинекого
С относительной ошибкой, не превышающей 6%. для исключения влияния инер­
ционных процессов в измерительных трассах показания ГРМ регистрировались
через 10 минут после начала обтекания модели потоком на заданном режиме.
Природа пограничного слоя определял ась по теневым фотографиям обтекания
моделей, полученным в параллельных лучах света.
На всех режимах обтекания моделей наблюдался ламинарный погранич­
Re,
ный слой как на поверхности
модели,
так
слоя. Исключение составляли только случаи
=
и
в
области
отрыва
обтекания моделей
пограничного
с
62 = 35
и
500
при М
6 и Re = 1,3·106 с головными конусами, имеющими турбулизаторы.
В этом случае переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный ваблю­
дался на оторвавшемся пограничном слое в пределах срывной зоны. В качестве
примера на фиг. 2 приведены фотографии обтекания модели с головным кону­
=
сом, на котором нанесены турбулизаторы, с 61
15° и с 62=350 при числах
М = 6 и 8. Черной стрелкой указано место перехода ламинарного пограничного
слоя в турбулентный. При обтекании моделей потоком с числом М = 8 и числах
Re, меняющихся от 0,36.106 до 0,86·106, турбулизаторы не оказывали влияния
на
состояние
пограничного
слоя.
На фиг. 3 показаны типичные эпюры распределения давления па моделях
с 61 = 150 и 62 = 15, 35 и 500. Давление в изобарной области определялось как
среднее арифметическое экспериментальных значений на горизонтальном участке
эпюры давления в пределах срывной зоны.
Нулевая точка на оси абсцисс эпюр распределения давления соответствует
месту соединения цилиндрической части модели с хвостовым конусом, знак
минус на оси абсцисс обозначает направление вдоль оси модели от места сое­
динения в сторону головной части. Коэффициент давления в изобарной области
определялся в виде разности между давлением в изобарной области Р и стати­
ческим давлением в набегающем потоке Р ОО ' отнесенной к скоростному напору
на бесконечности
где %
140
= 1,4 -
отношение удельных теплоемкостей воздуха.
На фиг.
в
приведены значения коэффициента давления для моделей с
4
зависимости
от
величины
"/..1'
которая
равна
произведению
параметра
62=15"
вязкого
1/2
взаимодействия на коэффициент сопротивления головной части МЗ·Rе- 'С хо .
Для сравнения на этой же фигуре приведены данные из работы [5], полу ченные
на
моделях
с
головными
частями
о Jle-=1J.3,f·1О°
,
•
Il,d·J1Jo
о
1.J.IOО
в
виде острого
конуса
М-=о
1--1--
.
с
Jl
Ро<>
полууглом
раствора
C-fL- 1--
rJf-- 1--
•
[
о
q.
с-- 1--
If..Гc
~
Q
I~ Ii
~
§
D
2о,мм
n
"
~ ~~
• •
20
Q
с--
,i ~ ~
"
о
:
f---2- 1-li
о
Фиг.
20,мм
-2(/
20,мм
(/
3
7
0,05
о
1
() 2
8"/
[rI.
--
0,02
t>
~oo!
0,8
1,3
f.
О,3б
~
.7
.7
.7
2,2
3,3
О,б
'J
0,8
1,.7
'f
()
б
•
.А.
до.
б
1)8
81
v
10 о
100
'3
v 15
1.>.9
5
~35
v
.., JIf
(У
1.>.
б
8
8
8
7
.7
6
о q.
115
.5
~ 7
118
Re'10
о
I!I
р
.3
~"
М
Re'10
о
..., ....~
0,01
м
•
~
••
~
v~
f.1O
77
., 12
~
и]
"
[5]
Фиг.
7
7
7
6
91
100
100
!, lf
3,2
[51
[51
[51
[5]
~8
и
[Sl
[51
2,8
[51
4
\00 И полусферы и с полууглом раствора XBocToBoro конуса 62 = 150. Отно­
шение djD было равно 0,25. Номера точек на фиг. 4 соответствуют результа там
испытаний. Экспериментальные результаты, приведенные на фиг. 4, группиру­
ются около эмпирической кривой
61 =
С р =0,С69 (МЗ.Rе- I / 2 'Схо )0,39
со средним квадратичным отклонением, не превышающим
4-20%
по всей кривой_
1Н
Численные
коэффициенты
найдены
методом
Приведенные данные показывают, что коэффициент давления на
заметно зависит от числа М, Re и формы головной части в
моделях
исследо­
наименьших
с
эмпирической
зависимости
были
квадратов.
62 = 15°
ванном
диапазоне
газоди~амических
параметров.
На фиг. 5 приведенЬ/ средние значения коэффициента давления для моде­
лей с различными головными частями и с 62 = 35" и 50° в зависимости от вели­
чины
Х2'
которая
параметра
0,;0
/
00
!J.Oti
~
~v
.... l?'
v
M3·Re- J /2 'Сх (1 -d2JD2),
где С Х -
(J
о
рого
1
~
~З5; 0,8;
~Jб; О,б,·
1,3
0,8
о
0,35; 0,8;
1,З
rJ
~З6; О,б; 0,8
о
Фиг.
с
полууглу
полууглом
раствора
раствора,
хвостового
ко­
Среднее значение коэффициента дав­
лeHия
4-
принималось
равным
среднему
арифметическому коэффициенту давле­
ния на моделях с различными формами
головных
частей
при
фиксированном
угле
М
раствора хвостового
конуса.
При
этом максимальное среднее квадратичное
350
б
отклонение не превышало
35"
8
ментальные
500
500
рав­
нуса.
D
(J
коэффициент сопротивления ост­
конуса
ным
,. 2
о 3
!J 2
на
потоке:
".".
Ле ·106
произведению
взаимодействия
коэффициент сопротивления хвостового
конуса
в невозмущенном набегающем
~
с
равна
вязкого
фиг.
б
5,
можно
рическим
8
данные,
5%.
Экспери­
приведенные
на
аппроксимировать эмпи­
выражением
Ср = 0,06 + 0,081 M3·Re- 1/2 сх (1 - d 21D2).
Значения коэффициентов сопротив-
5
ления были взяты из работы
[6].
Среднее квадратическое отклонение экспериментальных данных от эмпи­
рической прямой не превышает - 18%. Номера точек на фиг. 5 соответствуют
результатам испытаний.
Приведенные давные показывают, что при обтекании моделей
:50° коэффициент давления в изобарной области практически не
формы головной части модели, а зависит только от чисел М и Re.
с
62 = 35° и
зависит от
ЛИТЕРАТУРА
1. W а s h i п g t оп W. D. and Н u т р h r е у 1. А. Pressure measurements оп four cone-cylinder-flare configurations а! supersonic speeds. U. S. Arту Missi1e Commal1d Advanced Systems Lab. Rep . .N2 RD-TM-69-11, 1969.
2. Е а s t т а n D. W. al1d R а d t k е L. Р. Effect of nose bIuntness оп the flow'around а typical bal\istic shape AIAA J., .N2 10, 1963.
3. К u е h n О. М. Turbulent boundary-Iayer separation induced Ьу
f\ares оп cy1inders а! zero angle of attack. NACA Тесhп. Rep. N! R-117,
1961.
4. N е е d h а т D. and S t о 11 е r у 1. Boundary-layer separation
jl1 hypersonic flow. AIAA l-'aper М 66-455, 1966.
5. С r о у. D а n 1. Iпvеstigаtiоп ot the еНес! of flare and татр
апglе оп the upstream iпfluепсе of lатiпаr and transitiol1a! reattachil1g
flows from. Mach 3 to 7, AEDC-TR-66-190, 1967.
6. К р а с и л ь Щ И К О В А. П., П о Д о б и н В. П., Н о с о в В. В.
Систематические экспериментальные данные по
рых
и
затупленных
АН СССР, МЖГ",
конусов
1969 .N2 3.
при
сопротивлению ост­
гиперзвуковых
скоростях . • Изв.
Рукопись поступила 14/П
1973
г.
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа