Chang_t3_1973ru (1014104), страница 20
Текст из файла (страница 20)
ВЛИЯНИЕ ТЕПЛООБМЕНА НА ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ Имеется большое число работ, посвященных влиянию теплообмена на отрывное течение при больших скоростях (сферы, уступы, вырезы, иглы и т. д.). В данном разделе дается обзор экспериментальных исследований, в следующем разделе будет описан расчет влияния теплообмена на отрывное течение.
Ап. теплопеРедАЧА к ОФеРе пРК сВеРхЗВукОВЫх скОРОстяХ Беквит и Галлагер (51) измерили тепловой поток и равновесную температуру в области отрыва на поверхности сферы. Эксперименты были проведены при М = 2,00 — 4,15 н Ке« вЂ вЂ = — 1,5 .10' — 8,1 10« (число Рейнольдса вычислено по параметрам невозмущенного потока и диаметру сферы). Считалось, что точка отрыва совпадает с точкой пересечения косого скачка в начале области отрыва с поверхностью сферы.
Интервал измеренных температур на поверхности сферы составлял 30 — 50' С. Наибольшая температура была в точке ~р =50', а наименьшая †области отрыва. Как видно из фнг. 31, в области отрыва отношение равновесной температуры Т, к полной температуре Т, было почти постоянным вдоль поверхности модели и немного уменьшалось с ростом числа Рейнольдса. Здесь под «равновесной температурой» подразумевается локально измеренная температура, нри которой дТ(д« = 0 (« — время), в отличие от «температуры восстановления», соответствующей нулевому местному тепловому потоку. у[1, оо о, О,о Ф и г.
31. Отношение равновесной температуры к полной температуре при М = 2,0 и несколы<их числах Рейнольдса [51[. 1,2 00 Ф и г. 32. Зависимость от 10 отношения местного коэффициента теплоотдачи к козффициенту теплоотдачи в критической точке при М =- 2,0 и нескольких числах Рейнольдса [51[. — теория лаиинарного псграиичисгс слоя; — — теория турбулентного пеграиичиеге слоя, штссиая пластала. 1,6 ь!,6 ~ 1,4 О,ОО 1О О 1О 20 ЗО 40 60 60 70 60 ВО ЮО ОО 120 120 ИО У.
ОО 70 ОО 6О 100 ПО 12О иО 140 160 160 17 Ф и г. 33. Схема модели ~52]. г — нонус; з — волны разреженяя; з-замыкаощлй скачоя упзотненкя; 4 — раздааяющая лакай тока; З вЂ” застойная зона; З вЂ” лолусйерачищое дяо. Б 0:,1Б 030 ОДБ 0 -ОО -БО -40 -2О О гО 40 БО ОО а 4с во, 9 ж О, -80 -БО -40 -20 0 20 40 60 ВО б У Ф и г. 34. Распределение теплового потока по дну модели 3 при нулевом угле атаки [52). о — Ве/м 7,9.19', б — Ве~м 4.49', у яо горнзонталк; а — по всртакалв; 3 по вертикали для турбулентного течення.
ТЕПЛОВЫЕ ЯВЛЕВИЯ В ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЯХ 229 При меныпих числах Маха число Рейнольдса влияло на положение точки отрыва и давление в области отрыва; с ростом числа Рейнольдса точка отрыва смещалась назад. Коэффициент теплоотдачи Ь, вычисленный по результатам измерений, представлен дг 6 и Г а д! о — 80 -80 -40 -20 0 20 40 80 80 а У: о и аду .с~ о о б ю го ю ео ю бо уо 80 У Ф и г. 35.
Распределение теплового потока по диу модели 3 при угле атаки а, отличном от нуля, и Ке!м — — 4.$00 ~521. о — угловое расстояние от центра дна; с — раснрелеленве це гсривснтали: — а 1О; — — — а 15', —.— а 20*; б — расцрелелеиие цс вертяналв: — — а = — 20', — а 1О', — — — а 15'1 — — а 20', все давние сеответч~вуна турбулаггвсму течению. на фиг.
32. При небольших углах 1р кривая й круто возрастает вследствие перехода ламинзрного течения в турбулентное и достигает максимума при 1р ж 40'. При М = 4,15 и большем числе Рейнольдса коэффициент Ь подобен полученному для М = 2, за исключением смещения точки перехода назад.
Френсис и Дэви !521 провели экспериментальное исследование теплопередачи к полусферической донной части тонкого 0 — 0828 ГЛАВА Хг конуса при М ж 9, Ке„/м = 7,940в — 4.10е и углах атаки и скольжения от 0 до 20'. Схематически модель показана на фиг. ЗЗ. Носовая часть одной модели (3) была острой с полууглом 9; второй модели (2) — затупленной с отношением радиуса затупления к радиусу дна 0,3. Прн обтекании этих моделей поток разгоняется от местного числа М, до окончательного Му поворотом о,г И ее ОД 3 о -80 -80 -40 -З~ 0 УО 40 бо 80 а 3ь' е о 0 УО 20 ЗО 40 80 80 70 80 б гя' Ф и г. 36.
Распределение теплового потока но дну модели 3 нри угле скольжения р, отличном от нуля, и Ве!м = 4 10е )52). е — угловое раеетоннне от центра дна; о — распределение по горнаонталн; б — распре. деление по вертикали; все данные соответствуют турбулентному течению. на угол у, определяемый числом М, и коэффициентом донного давления. Заторможенный воздух из пограничного слоя при отрыве попадает в область следа, образуя вихри и течение сложной структуры. На фиг.
34, а представлены результаты измерений распределения теплового потока по дну модели 3 для ламинарного течения при малом числе Рейнольдса. В отличие от приблизительно постоянного теплового потока по вертикали горизонтальное распределение имеет пик теплового потока, подобный наблюдаемому в случае турбулентного течения (фнг. 34, б). Средняя величина теплового потока на основе данных, представленных на фиг. 34, составляет около 7% теплового потока для присоединенного течения при малом числе Рейнольдса и около половины этой величины для боль- !зт ТЕПЛОВЫЕ ЯВЛЕНИЯ В ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЯХ шаго числа Рейнольдса в случае тонкого пограничного слоя и отношения толщины пограничного слоя в точке отрыва к радиусу дна, меньшего единицы.
На фиг. 35 и 36 показано влияние углов атаки и скольжения на теплопередачу. Хотя распределение теплового потока нерегулярно при малом числе Рейнольдса, пик распределения по горизонтали, наблюдаемый при нулевом угле атаки, исчезает; однако в центре полусферического дна появляется отчетливое «горячее пятно> (фиг. 35).
Величина теплового потока к донной части в исследованном интервале углов атаки изменяется мало, однако она несколько больше, чем при нулевом угле атаки, и около угловой точки возможен большой тепловой поток. Изменение теплового потока к модели 2 с затупленным носком аналогично наблюдаемому для остроносой модели 3, но величина среднего теплового потока приблизительно вдвое больше, чем для остроносой модели. С увеличением углов атаки или скольжения влияние затупления, по-видимому, исчезает.
4.2. ВЛИЯНИЕ ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ НА ОТРЫВНЫЕ ТЕЧЕНИЯ, ВЫЗВАННЫЕ УСТУПАМИ, ВЫРЕЗАМИ И ЦИЛИНДРИЧЕСКИМИ ВЫСТУПАМИ НА ПОВЕРХНОСТИ ТЕЛА ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ Результаты исследований теплопередачи в отрывных течениях, вызванных уступами, вырезами, расширениями и цилиндрическими выступами на поверхности при сверхзвуковых скоростях, приложимы к поверхностям щитков сверхзвуковых крыльев, пилонам, а также обтекателям различных форм, часто выступающим над поверхностями самолета. В этих случаях толщина вязкого слоя того же порядка, что и высота уступа, выреза нли цилиндра.
В табл. 6 приведена сводка различных экспериментальных исследований, связанных с этими проблемами. Исследования отрыва, вызываемого уступами при М == 2,44 )41, уже упоминались в гл. ), Иозтому в настоящей главе они рассматрвваться не будут. 4,2.7. Влияние теп«ояередачи на отрывное течение, вызываемое уступами и коническими раслиирениями Томан !53! и Кавен !54! провели измерения теплового потока, температуры восстановления, напряжения трения и давления в турбулентном отрывном течении, вызванном разными формами поверхности тела при М = 1,8. Для сравнения Томан !53! Чв Тлблицн б СВОДКА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ТЕПЛОПЕРЕДА«4Й В ОТРЫВИ5) СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТПХ Пограничный слой Матермал, размеры модели Пазучевнме величины Схема модели КоэфФициент тепл отдачи, ноэффишщ воестайовлеини, ет тичеонэе давленн напряжение тренк чиело Маха Плоеная станка аородинамичееной трубм.
Высота уступа 8-25,4 мм Турбу- лентный 1,8 Турбу- лентный 1,8 Турбу- лентный Бальза и меЛь, понрьпая тонной бумагой. Высота 12 мм Ламинарный и турах лентный 0,3- 4,0 Двумерные модели из меди 1оплошмые) Тепчовой пото нозффициент тепл отдачи, чиело Ре нольдса перехода Ламина рный и турбу- лентный коэффвцяент тепл отда~и, коаффицищ воестанозлгннд, тн лозой потов Турбу- лентный 2,0 Ъ а М' ° зад«а е аазрааааазь аарон 8,6 (манс.) Турбу- лентный Пнлмнлр яз янко- неля 0,8 ми, ноль- цгеой выступ высо- той 12 мм м Одраамаааб нзинрз«у ааааау !мера а Ю«мнд)нищал «нвуас яда«в Дерево, датчик омонтирован на пле ноя главе. Диана вмре- «а 60 мч, глубина 5, 1О, 20 мм.
Высота уотупа, обращенного наветречу потону, !2,2! мм: высота уступа, расположенного по потону, 20 ми; высоте выетупа 20 мм Дерево, обшитое нержав ющей сталью, вгрхнян Еторона из ма«ееиала с «лехой тгплопроводнотыо. Высо са25,4 мм, угол клина !52 Теплоизолированнан модель из нержавеющей стали. Тепч онзоляция: во«душныд анзор 0.5 мч н евюда толщиной 0,!21 м . Глубина вйреэоэ 6,35— !2.1 мм, дл на 51- 280 мм Конрфициелг тепд отдача, новффнцин восстановления, ст тичееное данчева напряжение трепи характеристики и граничного слоя Тепловой пото ноаффициент тепл о гда 1н, нозффицин восстановления, те оература лобовой п вгрхнастн уступ статическое давлеш Тепловой пото ноэффн«!нане тепл отдачи, т«мператур щатнчасноа давя ние, профиль скор ехи, толщина цогр пичного слоя Число Рещюльдез число Маха, етатн чгское давление, таз шина паграничиогг слои, числа Ст«нтощ но«ффицнант тепло отцачн, Кн/Ке твявниЯх, вызывдвмых РКСШИРВНИИМИ.
вЫРВВДМИ и РСТРПЗМИ прм Интервал температур Число Рейнольдса Примечание Источник Измереняя на стенке аэродинамической труби Гщд, Коуп, Эг)лгдж [4) Не=107 Наблюдения с помощью теневого прибора и пнтерйерометра, испытания в аэродинамической трубе топая [бЗ) т = 10-30'с ю Не = 107 т 9,3— 32,4'С Кавен [Ы) Т =224— 293 К Ве 0 (107) Измерения теплового потока, особенко в области присоединения. Йспьгтанвя в азродинамической трубе Нейсмит [57) Т = ЗОО- ы 367 К Ве = 103-4.10з Испытания в азродинамичееной тру бе ЛаРсон [91) Не 1,5 1Оз для зкввзалгйт еой плоской пластины Харват, Лыс», Рус, хитц [55) Визуалязация потока, искровая теневая съгмна. Испытания в азродвнамнчгской тр)бе Термопары для истерзала темпе- )'згур 220 — 890 К Не/м = 5,9 ° 1Ое (макс.) Испытания в свободном полете в течение 25 с на высоте 14 км Макковясл [59[ т =Об.с ю 7 =40'С т 18'с г т = 10 — 310'с т т =87 ч ю го (-73 )' С Для уступа, обращенного навстречу потону, Не0=3580- 7500; для уступа, Располоягенного по потоку, НеО = =0100-12 890 Статическое давление измерялось вблизи лобовой псвгрщюстя уступа и на самой поверхности, все остальные намерения-голько на лобовой поверхности уступа.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
