Механика жидкости и газа. Избранное. Под общей ред. А.Н. Крайко. (1014100), страница 92
Текст из файла (страница 92)
5. !тдоотас .К И'.т Ктайасает Л.А. Ргорп!втоп паяя!е к!1Ь сошьшед 11тгпят геттегвог апс1 яоипс1 впрргеяеог шесЬвшшп (Патент США 3612209., класс 181 †, 1971). Александр Иванович Зубков А.И. Зубков родился 29 августа 1930г. В 1954 г. окончил МВТУ им. Н.Э. Баумана. Кандидат технических наук (1961 г.), старший научный сотрудник (1965 г.) . В настоящее время заведующий лабораторией гиперзвуковой аэродинамики Института механики МГУ им. М.В. Ломоносова. Основные научные направления: сверхзвуковая экспериментальная аэродинамика, трехмерный отрыв пространственного пограничного слоя, взаимодействие газовых поперечных струй со сверхзвуковым потоком, использование реагирующих струй продуктов сгорания.
Награжден премиями им. профессора Н.Е. Жуковского (1959 и 1972гг.), Государственными премиями СССР (1978 и 1991гг.)., премией Совета Министров СССР (1985г.), премией Высшей школы СССР (1982г.), премиями им. С.И. Мосина (1990 г.) и им. А.Н. Ганичева (2000 г.) и медальк> "За заслуги перед отечеством" (2000 г.). Автор открытия "Явление возникновения незамкнутых пространственных отрывных течений при сверхзвуковом обтекании газовым потоком тел сложной формы". Член Российского национального комитета по теоретической и прикладной механике, действительный член и член Президиума Российской академии естественных наук (РАЕН), почетный академик Академии космонавтики им. К.Э. Циолковского.
О СУЩЕСТВОВАНИИ СВЕРХЗВ5"КОВЫХ ЗОН В ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ОТРЫВНЫХ ТЕк1ЕНИЯХ*) Я. и. Войтпенко, А. И'. Зубков, ХО. А. Панов В настоящее время недостаточно изучены области пространственных отрывных течений, возникающих при обтекании трехмерных препятствий сверхзвуковым потоком. В работе 11]проведено исследование обтекания цилиндра, установлонного на пластине, сверхзвуковым потоком с числом Маха М = 2.5. В области возвратного дозвукового течения перед цилиндром была обнаружена локальная зона со сверхзвуковыми скоростями. Наличие ее объясняется пространственным характером течения.
В случае обтекания сверхзвуковым потоком плоских и осесимметричных уступов аналогичные местные сверхзвуковые зоны не наблюдаются. В данной работе приводятся результаты экспериментальных исследований,целью которых было уточнение схемы течения перед цилиндром на пластино и исследование местных сверхзвукОвых Зон. Эксперименты проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе при числе Маха набегающего потока М1 = 3.11.
тренированный вдоль образующих цилиндр с диаметром 4 = 24 мл крепился перпендикулярно плоской заостренной пластине. Расстояние от передней кромки пластины до оси цилиндра 1 = 140 лм. Пластина дренирована по оси симметрии потока. Число Рейнольдса Ке~ = иг1/щ = 1.87 10, где и1 и ~.з скорость г и кинематическая вязкость набегающего потока. Измерялись давления при помощи насадка Пито с внутренним и внешним диаметрами соответственно равными 0.15 и 0.9 мм. Насадок перемещался в плоскости симметрии потока на расстоянии 1.6 мм от поверхности пластины и на расстоянии 1.1 мм вдоль передней образующей дилиндра. Течение на поверхности пластины и цилиндра изучалось при помощи визуапизирующего состава, обтекание модели фотографировалось через прибор Теллера. Типичные картины распределения визуализирующего состава и кривые распределения давления по поверхности пластины, а также фотографии обтекания модели приведены в работе ~Ц.
*) Изв. АН СССР. МЖГ. 1967..% 1. С. 20- 24. 494 Я.М. Войн~енно, А.Л. Зубное, Ю. А. Поноо [Гл. 0.8 Рис. 2 Введем цилиндрическую систему координат (г'уя') и декартову систему (х'р'г') с началом координат в центре основания цилиндра. Ось з' = х/1 направлена по оси цилиндра вверх, ось х' = т/1 по потоку, ось у' = у/1 - перпендикулярно к нему и луч г' = г/1 по радиусу цилиндра. Угол ео отсчитывается от передней критической точки против часовой стрелки. Исследования показали, что распределение давления по цилиндру, так же как и по поверхности пластины, носит сложный характер.
На рис. 1 кривая 1 показывает распрер~ ) деление давления вдоль передней об- разующей цилиндра. На расстоянии 1.6 я' = 0.16 имеется максимум давления р' = р/рз — — 18.8, затем с уменьшением х' давление резко падает, достиl~ гая при я' 0.04 минимума р' 5.2, где рз — — давление в набегающем потоке. Затем следует небольшое увеличение давления до р' = 6.8. При л' > 0.2 давление постоянно и равно 13.2. Характер распределения давления объясняется системой скачков перед цилиндром, имеющей в силу трехмерности те- Г 0.4 чения сложнук) конфигурацию, кото- рая хорошо видна на теневых фотограРнс. 1 фиях обтекания модели.
Сечение системы скачков уплотнения плоскостью симметрии схематично представлено на рис. 2, где б толщина пограничного слоя перед точкой отрыва, ц; — вектор скорости потока, у, — угол поворота потока в скачке уплотнения, 6; -- угол наклона скачка уплотнения, индекс г -- обозначет номер скачка и область течения за ним, штриховая линия -" границу области обратного отрывного течения. В системе имеются 9.Ц Сверхзвуковые зоны в пространственных отрывнвех н~ененинх 495 две тройные точки А и В пересечения скачков уплотнения и линии тангенциальных разрывов АС и ВР.
Полное давление р', в струйках тока, прошедших разные участки системы скачков уплотнения, различно. Наибольшее восстановление давления в струе газа, прошедшей систему скачков 2-4 -б. Зная угол оз и предполагая течение плоскопараллельным, указанную систему можно легко рассчитать [21. На рис. 1 штрихпунктирной линией нанесено значение рвв — — 19.75, рассчитанное для струйки тока, прошедшей систему скачков 2.5. Оно согласуется с экспериментальными данными. Значение давления р' в струе, прошедшей систему косых скачков 2 — 4 — 6, равно 30.
Это намного выше максимального значения р' на цилиндре. Это обстоятельство объясняется тем, что ширина отмеченной струи очень мала и она размывается, не дойдя до поверхности цилиндра (ширина струи, полученная по измерению расстояния АВ на теневой фотографии для цилиндра с с1 = 24 мм, равна 1 — 1.5мм). Этому содействует также колебание всей системы скачков уплотнения относительно среднего положения, практически всегда имеющееся во время эксперимента как вследствие отрыва потока, так и вследствие чисто механических колебаний модели в аэродинамической трубе. При больших размерах модели и больших числах Маха повышение давления на цилиндре будет более значительным.
В частности, как показывают расчеты, при болыпих числах Маха скорость потока за скачком 5 остается сверхзвуковой. В этом случае перед цилиндром будет наблюдаться местный прямой скачок 7. Рассмотрим картину течения на цилиндре в целом. На рис. 3 представлена фотография распределения визуализирующего состава по 0.2 -30 0 бо 120 р'— 496 Я. аз. Войтенко, А. Л. Зубное, Ю.
А. Панов (Гл. поверхности цилиндра, смонтированная из отдельных фотографий. В силу симметрии явления, приведена фотография половины поверхности цилиндра. На этом рисунке Я точка растекания, Я, линии стекания, т.е. линии встречи двух противоположно направленных потоков. Угол ео на рис. 3 дан в градусах. Стрелками показано направление течения. На пилиндре имеются две линии стекания Яз (примерно вертикальные) и линия стекания Яз (у основания цилиндра). Темные пятна в правой части снимка между линиями стекания Яз (на рис. 3 видна только одна линия Яз) представляют скопление визуализирующсго состава в застойной зоне за цилиндром. По линиям Яз происходит встреча потока, обтекающего цилиндр, и потока, циркулирующего в застойной зоне за ним.
Максимальная величина давления на цилиндре (рис. 1) имеет место в точке Я (з' = 0.16). Из области повышенного давления газ растекается в боковом направлении, а также вверх и вниз вдоль образующей. Вектор скорости и вблизи поверхности цилиндра лежит в плоскости, касательной к нему. Обозначим его вертикальную и горизонтальную составляющие соответственно через ие и и, . При з' < 0.16 составляющая и, < 0 (т.е. направлена к пластине), при з' > 0.16 имеем и: > О.
По мере уменьшения з' от з' = 0.16 абсолютная величина и, возрастает, а давление р' уменьшается (поток ускоряется). Вдоль линии Яз происходит отрыв потока от поверхности цилиндра. У основания цилиндра имеется зона встречного течения. Вверх от точки Я с увеличением з' составляющая и, стремится к нулю. При больших з' распределения давления и визуализирующего состава такие же, как при обтекании бесконечного цилиндра плоскопараллельным потоком идеального газа.
Отметим в связи с этим интересный результат. На рис. 4 показано распределение давления р'(у) = р(ф/р(0) по поверхности цилиндра в плоскостях, параллельных основанию. Там же штрихами нанесено распределение давления на цилиндре, рассчитанное в работах [3, 4). Можно утверждать, что в первом приближении всюду,. за исключением области минимальных давлений ( з' < 0.025), .экспериментальные данные довольно хорошо согласуются с расчетными. Следовательно, зная распределение давления вдоль передней образующей цилиндра, установленного на пластинке, можно приближенно, используя результаты (3, 4) рассчитать распределение давления по поверхности цилиндра от аз = 0' до ~р 90'.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
