9 7 2 V/ J

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.