close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Течение на входе и в горле воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока и числах м меньших расчетного..pdf

код для вставкиСкачать
УЧЕНЫЕ
То,м
УДК
ЗАПИСКИ
V/
ЦАГИ
оМ1
1975
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. Гурылев, А. К. Иваllюш/(иll, Е. В. Пиотрович
=
в диапазоне чисел М = 2,5 -+ 4,0 и Re
(5 -+ 10). 106 на режимах
М
М р исследуется структура течения на входе и в горле шюских
воздухозаборников при сверхзвуковых скоростях потока. Показано,
-<
что в результате дросселирования воздухозаборника при больших
<:верхзвуковых скоростях в горле образуются протяженные зоны от­
рыва, начало которых располагается далеко впереди основной части
замыкающей системы скачков уплотнения. Противодавление от дрос­
селя
передается
по
пограничному
слою
к
этим
зонам, вызывая суще­
ственное изменение их формы и всей структуры течения на входе
и в горле. Зоны отрыва оказывают решающее влияние на эффектив­
ную работу воздухозаборника. Исследуются нестационарные режимы
течения в горле, возникающие при дросселировании воздухозабор­
ника (скачкообразные перемещения зон отрыва и помпаж воздухоза­
борника).
Течение на входе и в горле воздухозаборников при сверхзву­
'Ковых скоростях исследовалось в работах [1-6]. Для чисел М
полета, больших 2,5, наиболее характерным является режим тече­
ния со сверхзвуковой скоростью потока на входе. При этом тор­
можение сверхзвукового потока в горле до чисел М
1 осущест­
вляется в косых скачках и замыкающей системе
<
скачков уплотне­
ния. 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 сис­
темы скачков уплотнения. Наличие зон отрыва приводит к боль­
шой неравномерности и не стационарности течения в горле. Карти­
на
28
течения
существенно
зависит
от
степени дросселирования
воз-
духозаборника. Исследования [4] были выполнены на моделях воз­
духозаборников внешнего сжатия при числах М, больших расчет­
ного (М> М р ).
Целью данной работы
являлось
изучение
структуры
течения
на входе и в горле в процессе дросселирования воздухозаборника
при числах М
и мало
< Мр •
изучено
Течение при М
при
больших
< Мр
числах М.
имеет свои особенности
В работе представлены
результаты экспериментальных исследований стационарных и неста­
ционарных режимов
течения в горле.
Испытания проводились на
м Iltl"л ь К!! 1
МОdеЛl1 К92
Лг",JО ..J.f
м
;00
Фиг.
неохлаждаемых
моделях
воздухозаборников
внешнего
сжатия
в диапазоне чисел М = 2,5-:- 4,0 при турбулентном пограничном
слое
на
поверхностях
торможения.
Модели для исследования течения в горле были выполнены
так. чтобы моделировался поток на входе в воздухозаборник внеш­
него сжатия при больших числах М полета. С этой целью испы­
ты вались плоские воздухозаборники с клином, имеющим неболь­
шой угол наклона образующей, что позволяло при числах М набе­
гающего потока 2,5-4,0 иметь большие числа M 1 потока на входе
в сечении 1-1 (M 1
2,0 --;.- 3,5) (фиг. 1). Относительная толщина
1.
=
вытеснения
пограничного
слоя
на
входе
в
опытах
составляла
0* /h J ~ 0,02 -7- 0,05. Число Re. отнесенное к длине клина и парамет­
рам потока над пограничным слоем, было равно (5 --;.-10)·106.
Модели М 1 и 2 представляли собой плоские воздухозаборники
со входом высотой h 1 =30-7-40 мм, шириной Ь= 175 мм и 100 мм
соответственно и углом 6 = 100 и 130; относительная площадь горла
ii;. = hr / h 1 = 0,72 -7- 0,86. для модели ОМ! 2 расчетное число М, соот-·
ветствущее
кромку
попаданию
обечайки,
было
косого
равно
скачка
Мр =
уплотнения
4,2 -+- 5,0.
.N'!! 2 имели
Для
на
переднюю
визуализации
течения боковые щеIШ модели
оптические стекла.
у модели .N'!! 1 боковыми щеками служили оптические стекла рабо­
чей части трубы. Обечайка и сменные клинья моделей дренирова­
лись. В конце канала с параллельными стенками (горла, см. фиг. l}
на модели .N'!! 1 устанавливалась гребенка приемников полных дав­
лений. Статическое и полное давления измерялись с помощью
29
стандартных групповых
сом точности
0,5.
регистрирующих манометров ГРМ с клас­
Нестационарные режимы
течения исследовались
с помощью малоинерционных датчиков давления ДМИ и скорост­
НОй 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 '1 = Ро/Ро н, г де РО - среднее полное давленне по показа­
ниям гребенки в канале, Ро н - полное давление заторможенного
набегающего потока. При испытаниях исследовалось изменение
структуры
потока на
входе
и
в
горле
в процессе
дроссеJIирования
воздухозаборника, изучался ~механизм" дросселирования и возник­
новения
2.
помпажа.
Структура течения на входе и в горле зависит от геометрии
входного канала, относительной площади горла
hr •
числа М 1 потока
на входе, числа Re и степени дросселирования воздухозаборника.
Рассмотрим изменение структуры течения на больших числах М 1
пори дросселировании воздухозаборника, имеющего относительную
1
~
Jt::J
о
•
I/CHOI..HIZR '!Ост . JdMbIHIZющеu сuстемы CIfIZ'IlftJ'
30
Фиг.
2
площадь горла hr , большую или равную площади горла запуска,
На основании анализа материал()в испытаний моделей при
lir >- hззп ·
турбу лентном пограничном слое можно
структуры течения, показанные на фиг. 2.
структур
течения
при
дросселировании
выделить характерные
В основе перестроения
лежит
передача
противо­
давления от дросселя впереди основной части замыкающей системы
скачков
уплотнения
стенках канала. Для
зуется
расчетная
по
по граничному
hr > hззп
картина
слою
и
зонам
отрыва
на
И открытого дросселя на входе обра­
течения
с
косым
скачком
идущим от передней кромки обечайки (структура
1,
уплотнения,
фиг.
фото
2,
1).
Торможение сверхзвуко~ого потока осуществляется в косых скач­
ках уплотнения, расположенных на входе и в горле воздухозабор­
ника и замыкающей системе Х-образных или л-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 ста-
тического давления р = Р!Ро н по длине горла показано на фиг. 3
и 4. Здесь х = x/h t - относительная длина, которая от считывается
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
горла
АХ
hr
=
Х-ХА
hr
рассчитанное
ния
при
Осредненное статическое давление в горле,
>4.
с помощью
сверхзвуковой
уравнений расхода
скорости
потока
несколько отличается от давлений на
В результате дросселирования
и
в
количества движе­
горле
(М Г > 1,
[3]),
клине и обечайке.
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
приподнима­
ется над поверхностью клина. В конце горла и начале дозвукового
диффузора
образуется
протяженная
зона
отрыва
на
обечайке
(структура 2, фото 2), под которой располагается основной сверх­
звуковой 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 Ax/hr~3-+4.
В дальнейшем зона
отрыва с обечаЙк.и переходит на клин и смещается по клину к на­
чалу горла. В ряде случаев наблюдались скачкообразные переме­
щения этОй зоны из конца горла в начало или с обе чайки на клин
(модель N!? 2, М 1
шего
= 2, iir = 0,853), которые в результате дальней­
дросселирования
вновь
становились
постепенными.
При дальнейшем дросселировании зона отрыва фиксировалась
в месте излома контура клина А и увеличивалась в своих габари­
тах (структура 3, фото 3), пока под действием противодавления не
смещал ась на наклонный участок клина. Площадь сечения основ­
ного потока h э над ЗОНОй отрыва в конце горла сначала уменьша­
лась (структура 2), а затем возрастала (структура 3) по мере увели­
чения давления, что согласуется с расчетами
[3].
Образование про­
тяженных зон отрыва впереди основной части замыкающей сиСтемы
31
/!(}ЮtJ
2
M,=J,2
11/5
i\
I
\
IIA
I
I
J
О,10
I
-iI<-
I!L
11,05
.н-
...
Рl
\
iI
Т\
)
I
1'.. /
11
t
v
iv-
1
~*-
..,!'"
I
l/
~ 1":-:-
v
7
IJ
,I7
if,~
НI
.-
--
If}O{'I{UUKI f(Лtlк У/Уmа
- ....... -
Mj"'
-~-
I
-
1
iд
!z
f
--.--
СШРUlfШ/ffi
2
-n-
11738
(/.8118
/1858
-.,,-
(Ы75
5fl
---<r-
r......-
3
I
I
с-
Jf
у.
11,
f(лtlн
I
--..,
О
I
г7
р при
!о
9,5
J/ ~/Т
Фиг.
32
/
Т
I
111
g
"!
h
I
I
1,
OO{''ItZUHtZ
I
I
11
I
'Г7у.-
/~ W
J!:: ~~y
--
;"
~
"-t
I
,
1\
I
I 2!' V
_л 1-"
l/"
'!,.
1.1
~
I
ji =О,З*2 при Мг<!
II
1/ i \
I
О
Т
0= 1110; "г=11,75
jf
1
4д
0= 730; Ьг= 1l,8.f.J
М=3 ; Mi=2,35
p=fJ.1J!f8 nриМг ! 1//
Jl г- II,J г- -
<~
/
11,2
.....
6-
~
Р,
~ ~f.-
1~ c.r Ilf""
~;(
11
~
i.J: ..... М /
1./ / f II
D<#' 1/ У
:>-..;:
1::" /" 'th. ~ г'\
.~....
'/1
J.~ 'l
~
1
.~
I
-
I
...
1
О
.-J.
Ji
0,5
О
I
---
•
,....:;;.
~1
>!. r;
r,
~
)'
~Ц
'-(
IЦ
IJ,If.
OJ
У,
1l,5
J(лuн
V!ON/lUKIl
р при М!'!
r-~
V
/
1
1
1
1
-.-~
-q....
1- :---.
"'- fef
~""'"
1
~
~
1,0
/.
/
/1
\
1
Il,/
/<
rJ' /
1/
/
v/
----
/{лuн v/vmож Cmp;Kmf/1tZ
~
--n-
(JO.9о
I
d.9Jtl
/I..91f.7
/I..9!!
l-J
J
J -1ff1
/
I
1
1..8
1,4
11
ФИГ.4
g
7
скачков является характерным свойством течения в горле при его
< Мр •
При уменьшении числа М 1 потока в сечении 1-1 (М 1 < 2) раз­
меры зон отрыва уменьшались. При М 1 < 2 по мере закрытия дрос­
ДРОСсt:лировании на больших числах М
селя замыкающая система скачков постепенно перемещалась в горле.
Противодавление от дросселя передавалось по стенкам канала
впереди основной части замыкающей системы л-образных скачков
на небольшое расстояние, Ax/h г
< 0,5 -+- 1.
При перемещении начала отрыва за излом контура клина на­
блюдались структуры 4, а и 4, б (фиг. 2) в зависимости от вида пере­
сечений косых скачков уплотнения, идущих от обечайки и зоны
отрыва. При больших числах М 1 потока происходит обычное пере­
сечение косых скачков (структура 4, а, фото 4, а). С уменьшением
числа М 1
2,5 и увеличением угла 6 в месте пересечения скачков
возникает участок скачка, близкого к прямому, так называемый
маховский тип пересечения (структура 4, 6, фото 4,6). 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 дав­
ления на клине. От структур 4, а и 4, 6 наблюдался скачкообраз­
ный переход к структурам 5, а или 5, б. При небольших числах
М ) б;2,5 и больших углах 6~ 130 на входе образуется л-образный
скачок уплотнения (структура 5, б, фото 5, 6). При больших числах
М 1 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 5,6 рассматривались в раБОТilХ [1, 5]. За скачками
на
входе,
ниже
по
течению,
в
горле
располагалась
основная часть
замыкающей системы скачков уплотнения. Выравнивание статиче­
ского давления на клине и обе чайке происходило при Ах/ h г
4 -;- 6
>-
з- Ученые записки ЦАГИ ,N',
1
33
(фиг.
3
чается
и
Среднее
4).
меньше
статическое давление
давления,
рассчитанного
в
на
конце
горла полу­
основании уравнений
сохранения расхода и количества движения для дозвукового потока,
'\'\г<
1.
В результате
уменьшение
расхода
дальнейшего
воздуха,
дросселирования
если
раньше
не
происходило
возникал
помпа ж
воздухозаборника (см. ниже).
Структуры
а и
5,
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 ~a и ~ б.
косой скачок уплотнения
отрыва,
отражался
от
от обечайки,
нее
в
виде
веера
попадая
волн
В структуре
на
границу
разрежения,
5,
а
зоны
в
кото­
ром происходило увеличение скорости потока. В результате дрос­
селирования основная часть замыкающей системы скачков уплот­
нения,
располагавшаяся в горле
ближе ко входу. Происходила
граничному
слою впереди
за
зоной
передача
этой
отрыва,
передвигалась
противодавления
системы к зоне
отрыва
по
по­
на клине.
Изменялись условия в месте присоединения отрыва, что вызывало
увеличение зоны отрыва и смещение начала отрыва и косого скачка
уплотнения
входе
против
возникал
в работах
[1, 5].
контактного
потока.
При
л-образный
образовании
скачок
структуры
уплотнения,
5,
б на
исследованный
Дозвуковой поток между обечайкой и поверхностью
разрыва
разгонялся
дО
СКОРОСТИ
звука,
а затем
стано­
вился сверхзвуковым за критическим сечением h* (см. фиг. 2).
Ниже по течению располагалась основная часть замыкающей систе­
мы ,,-образных скачков уплотнения. За сечением h* поток в горле
сверхзвуковой и передача
дила
перед
системой
противодавления
скачков
по
от дросселя
пограничному
слою
происхо­
на
стенках
канала. В результате дросселирования возрастала зона отрыва и
начало отрыва на клине смещалось против потока. Это вызывало
уменьшение сечения h*, 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'l~0,03.
При скачкообразных перемещениях отрыва в горле величина д'! С::::;
:::::; 0,01. Время таких неремещений отрыва М ~ 0,05 с. Поле относи­
тельных полных давлений 'J i = Ро t/Po Н' измеренное в конце горла
моделей N!! 1 и N!! 2 (фиг. 3 и 4), изменялось по мере дросселиро­
вания
от
неравномерного
с
пониженными
значениями
"/
у
поверх­
ности 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 кри­
волинейными образующими.
Структуры
8-5
обычно наблюдались
при
относительной пло­
щади горла hг > hзап • Для относительной площади горла, близкой
к площади горЛа запуска, hг ;::::::; hззп на больших числах M1
2,5
>
34
отмечал ось возникновение помпажа воздухозаборника после струк­
тур 1, 2. Сверхзвуковой поток в горле (канале с параллельными
стенками) почти не дроссели'ровался, и помпаж возникал при поло­
жении замыкающей системы
скачков
уплотнения
в начале дозву­
кового диффузора. Переход сверхзвукового течения в дозвуковое
в расширяющемся канале приводил к большим дополнительным
потерям полного давления и снижению максимального коэффици­
ента восстановления полного давления воздухозаборника '1. Данное
явление свойственно большим числам М потока и малым площадям
горла, 7ir <: hзап . Дроссельные характеристики воздухозаборников
при больших числах M1 >- 2,5 и hг-:::::::,hзап не имели пологого участка*.
Это можно объяснить тем, что противодавление от дросселя, пере­
даваясь по пограничному слою впереди замыкающей системы скач­
ков, приводило к быстрому росту зоны отрыва на клине. В резуль­
тате такой неравномерной передачи
горла зона отрыва теряла
ника
начинался
раньше,
противодавления
устойчивость,
чем
возникал
и помпаж
перепуск
по сечению
воздухозабор­
воздуха
между
головной волной и передней кромкой обечайки.
На меньших числах М 1 <2,2 -+- 2,4 и h;"'.:;>hзап замыкающая систе­
ма скачков устойчиво располагалась в области горла. В результате
дальнейшего дросселирования на входе
6
(фиг.
образовывалась структура
Структура б подробно исследована в работе
2).
[6].
Отли­
чительной особенностью структуры б является дозвуковая скорость
потока по всему сечению горла за ),-образным скачком уплотнения
и отсутствие замыкающей системы
скачков, что
способствует бы­
строму выравниванию параметров потока по длине горла. Возмож­
ность образования дозвуковой скорости за л-образным скачком
<
ниже поверхности контактного разрыва при числах М 1
2,4 под­
тверждается расчетами [5]. В структуре б противодавление от
дросселя
передается
по
всему
сечению
горла
и
непосредственно
воздействует как на зону отрыва, так и на головную волну, вызы­
вая ее смещение. Смещение головной волны приводит К перепуску
воздуха между волной и передней кромкой обечайки. В результате
образуется пологий участок дроссельной характеристики воздухо­
заборника.
Как показали экспериментальные исследования, при
М ! < 2,4 и
сельные
hr > h зап
лобовые воздухозаборники обычно имеют дрос­
характеристики
с
пологими
участками.
Проведенный анализ характерных структур течения позволил
объяснить ряд особенностей работы воздухозаборников при боль­
ших числах М и приблизиться К пониманию причин возникновения
помпажа.
3. Помпаж воздухозаборников при небольших сверхзвуковых
скоростях потока подробно исследовался в ряде работ (см., напри­
мер, [7]). Известны различные точки зрения на причины вОзникно­
вения помпажа и "механизм" его протекания [4, 7]. Ниже приво­
дятся
некоторые
результаты
исследований
помпажа
плоских воз­
духозаборников при больших сверхзвуковых скоростях на режимах
M<:M v·
Помпаж воздухозаборников при больших числах М 1
исследовался на моделях
*
,N'Q
1
и
2,
Рассматриваются воздухозаборники на режиме
пограничного
= 2,5 -;- 3,5
которые имели объем канала от
М
< Мр
без
отсасывания
слоя.
35
входа до дросселя ,......,0,006 м 3 , расстояние от входа до дросселя
~1000 мм. Помпаж возникал в результате дросселирования и харак­
теризовался периодическим изменением структуры течения на входе
и в горле, которое происходило с низкой частотой (10-50 Гц) при
фиксированном положении дросселя. Как показала скоростная кино­
съемка, в процессе помпажа на больших числах М) (h г >hзап ) наблю­
далась последовательность смены структур: 1-2-3-4, а-б, а-4, а
--3-2-1. При числах М) 2,5 вместо б,а возникала структура
5, б. В процессе ПОмпажа структура б, б в ряде случаев переходила
<
н структуру, у
вал
всю
которой косой
плоскость
скачок
от начала
отрыва перекры­
входа.
Рассмотрим более подробно помпаж при числах М !
модели
N2 1.
выделить
Как
четыре
показала
скоростная
характерные
стадии
киносъемка,
развития
=
3 -+- 3,5
здесь
помпажа
в
на
можно
зависи­
мости от степени дросселирования канала (фиг. 5). Первая стадия
(кривая j на фиг. 5) соответствует предпомпажным колебаниям
потока в горле без изменения расхода воздуха (А(
О). При этом
происходит последовательная смена структур 3-4. а-3. Частота
=
колебаний оо~50 Гц, размах
r = l/h t =0,5-:- 3, время
цикла t ц ;::::;' 0,02 с.
На эти колебания накладываются колебания с большей частотой и
меньшим размахом
пени
(00
~ 200 Гц,
дросселирования
1=
наступает
0,2 -+- 0,5). При увеличении сте­
вторая
стадия,
соответствующая
началу помпажа (кривая 2 на фиг. 5). В конце цикла на этой ста­
дии предпомпажные колебания завершаются выходом косого скачка
уплотнения
от
зоны
отрыва
на
клине
перед
плоскостью
входа,
и
расход воздуха через модель изменяется
(I:!f> О). На этой стадии
происходит смена структур течения 1-2-3- 4, а-б, а-4, а-32-1. Частота и размах колебаний соответственно равны 00 = 8-+12 Гц, [-= 3 --;- 4. При дальнейшем увеличении степени дроссели­
рования наступает третья стадия-развитый помпаж (кривая 3 на
фиг. 5). Для цикла помпажа на
1
6 = 100; b,.==11,72j МI=~2+з,1(..
лt
этой стадии
характерно
вательное появление и
последо­
исчезнове­
ние отрывной зоны на клине перед
=0
1
1
O~----~--~~~~~k--
2
2
1
плоскостью входа с перепуском ча­
сти воздуха перед входной кром­
кой обечайки (Af> О). Частота ко­
лебаний w ~ 20 Гц, размах коле-
баний У ~ 4.
кого
O~----~--------~~~
2
1
на
клине в
начале
горла составляют АР/Р1 ~ 3,2, в
конце горла Ар/р! ~ 1,2. Последую­
щее
О~-тг---~~----~--~­
Колебания статичес­
давления
дросселирование
воздухоза­
борника приводит к увеличению
размаха колебаний инекоторому
росту частоты до 00 = 30 -'- 35 Гц.
Начиная с некоторой степени дрос­
селирования
(четвертая
стадия,
J
2
кривая
1
на
4
обратного
исчезает
о
только
фиг.
хода
перед
после
в
5),
отрыв
процессе
на
плоскостью
второго
или
клине
входа
треть­
его цикла. При дальнейшем дрос­
Фиг.
36
5
селировании
отрыв
не
исчезает
перед входом.
Происходят
колебания
зоны
отрыва на клине (см.
структуру 5, а). Интересно отметить, что при образовании струк­
тур 4, а и 5, а (фиг. 2) течение на входе и в горле сохраняется
сверхзвуковым. Поэтому представления о взапирании" канала на
входе при помпаже [7] здесь не подтверждаются. Возникновение
помпажа при больших числах М
М р можно объяснить потерей
устойчивости течения в зоне отрыва, образующейся на клине в об­
-<
ласти
входа
в
результате
дросселирования
воздухозаборника.
Вследствие передачи противодавления по пограничному слою перед
замыкающей системой скачков возрастает давление в месте при­
соединения отрыва. Это приводит к увеличению массы погранич­
ного
слоя,
ление
в
которая
месте
не
может
присоединения
преодолеть
отрыва
и
возросшее
течет
противодав­
против
основного
потока в зону отрыва. Зона отрыва увеличивается по своим габа­
ритам. При некотором максимальном противодавлении течение
в зоне отрыва теряет свою устойчивость, и она быстро возрастает,
достигая максимального размера за ~O,02 с. Начало отрыва сме­
щается по клину против потока со скоростью ~7 м/с. Происходит
как бы срыв течения на входе. В последующий момент увеличи­
вается скорость
сверхзвукового потока
за
зоной отрыва вследст­
вие его расширения от h* до h г (см. фиг. 2, 5, а), уменьшается дав­
ление 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
срыве течения на входе воздухозаборника.
запуском
и
при
ЛИТЕРАТУРА
1. Н и к о л а е в А. В. Течение во входном участке канала
сверхзвукового диффузора при отрыве пограничного слоя головной
волной .• Ученые записки UАГИ", т. 1, N2 1, 1970.
2. D е 1 е r у J., М а s u r е В. АсНоп dItne variantion brusque de
pression sur une couche limite turbulente е! application aux Prisis dciir
hypersoniques. JCAS Рарег N 68-42.
3. Г У рыл е в В. Г., Е л и с е е в С. Н. К теории псевдоскачка
на входном участке канала. .Ученые записки UАГИ·, т. 111, М 3,
1972.
4. Г о н чар у к П. д., г у рыл е в В. Г. Исследование течения
в горле воздухозаборников на больших сверхзвуковых скоростях
потока при числах М, б6льших расчетного .• Ученые записки UАГИ·,
т. IV, N~ 6, 1973.
5. Г У рыл е в В. Г. Течение с л-образными скачками уплотне­
ния на входе в плоский сверхзвуковой воздухозаборник . • Ученые
записки UАГИ", т. 111, N~ 5, 1972.
6. С и м о н о в И. С., С т е Ф а н о в С. А. Течение на входе и в
области горла плоского воздухозаборника .• Ученые записки UАГИ·,
т. VI, N2 1, 1975.
7. Carles Lee Dailey. Supersonic Diffuser Instability. JAS, vol.
November, 1955.
2~,
Рукопись поступила
N 11,
ll/ V 1974
г.
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
5
Размер файла
585 Кб
Теги
горло, сверхзвуковое, вход, больших, меньших, расчетному, pdf, воздухозаборника, поток, числа, течение, скоростям
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа