Экспериментальное исследование теплообмена в сильно-охлажденном сжимаемом пограничном слое на плоской пластине тема автореферата и диссертации по физике, 01.04.14 ВАК РФ
|
Гуренцов, Евгений Валерьевич
АВТОР
|
||||
|
кандидата технических наук
УЧЕНАЯ СТЕПЕНЬ
|
||||
|
Москва
МЕСТО ЗАЩИТЫ
|
||||
|
1995
ГОД ЗАЩИТЫ
|
|
01.04.14
КОД ВАК РФ
|
||
|
|
||||
>Г6 од
V
РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ НАУК
ИНСТИТУТ ВЫСОКИХ ТЕМПЕРАТУР
На правах рукописи
УДК 536.24
ГУРЕНЦОВ Евгений Валерьевич
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕПЛООБМЕНА В СИЛЬНО ОХЛАЖДЕННОМ СЖИМАЕМОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ НА ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНЕ
Специальность 01.04.14 Теплофизика и молекулярная физика
Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук
Москва - 1995
Работа выполнена в Отделе теплообмена Института высоких температур РАН
Научный руководитель: кандидат технических наук, старший
научный сотрудник Шиков В,К.
Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук,
профессор Стрелец М.Х.
кандидат технических наук, старший научный сотрудник Курганов В.А.
Ведущая организация: Московский государственный технический
университет им. Н. Баумана
Защита диссертации состоится "() " ФгК. 1995- г. в 1Р час. на заседании Диссертационного совета К 002.53.02 в Объединенном Институте высоких температур РАН по адресу:127412, Москва, Ижорская ул., 13/19.
Отзывы на автореферат диссертации в 2-х экземплярах, заверенные печатью учреждения, просим направлять по адресу: 127412, Москва, Ижорская ул., 13/19, Диссертационный совет К 002.53.02.
С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ОИВТ РАН.
Автореферат разослан " V " 1995 г.
Ученый секретарь Диссертационного
совета, кандидат технических наук^ /(/¿^йН.В. Медвецкая
)Объединенный институт высоких температур Российской академии наук,1995г.
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность работы. Изучение теплообмена высокотемпературных газов на поверхностях обтекаемых тел представляет интерес в течение продолжительного времени вследствие большого разнообразия условий, сопровождающих такие течения, и в связи с разработкой или совершенствованием методов расчета.
Особый интерес представляет при этом изучение теплообмена при турбулентном обтекании тел высокотемпературными газами в условиях существенной переменности свойств газов в пограничных слоях на поверхностях, вследствии зависимости таких свойств газов как теплоемкость, теплопроводность, плотность к др. от температуры и больших перепадов температур в пограничных слоях, достигающих нескольких тысяч градусов. Это связано с практической важностью задачи расчета теплообмена в таких условиях в связи с разработкой летательных аппаратов нового типа - высотных самолетов, и с необходимостью иметь надежные методы его расчета и анализа г. Используемые в настоящее время методы расчета основаны главным образом на экспериментальных данных, полученных в условиях слабой неизотермичности при небольших перепадах температур в пограничном слое (тм/те > 0,3) и без совместного влияния факторов, определяющих практически важные условия турбулентного теплообмена.
Как и в целом проблема турбулентного течения, задачи исследования теплообмена в турбулентном сильно охлажденном пограничном слое и исследование перехода от ламинарного к турбулентному течению в этих условиях связаны прежде всего с получением представительных и надежных экспериментальных данных при совокупном проявлении таких определяющих факторов как низкие значения энтальпийного фактора (1 /1 < 0,1, где I - энтальпия на стенке; 1 - равновесная зн-
N ЭЧ М дМ г
тальпия), при существенной переменности свойств, сверхзвуковой
характер течения (м > I), широкий диапазон чисел Рейнольдса (от
т е 7
10 до желательно более 10 ). Это определяет актуальность проведенной работы.
Целью работы является экспериментальное исследование конвективного теплообмена и характеристик перехода от ламинарного течения к турбулентному при обтекании плоской пластины сверхзвуковым потоком воздуха в области сильного охлаждения пограничного слоя (при значениях энтальпийного фактора менее 0,1) и при существенной переменности свойств воздуха, определяемой высокими температурами в
потоке (до нескольких тысяч градусов).
Практическая важность работы определяется необходимостью разработки и совершенствования методов и моделей расчетов (теоретических, полуэмпирических, численных) турбулентных течений и теплообмена в сильно охлажденном сверхзвуковом пограничном слое, которая вызвана дальнейшим развитием в разных странах технических программ создания сверхзвуковых летательных аппаратов. То обстоятельство, что свойства материалов, используемгх в новой технике, близки к предельно достижимым, определяет большое значение повышения точности методов расчета и, следовательно, получения надежных и точных экспериментальных данных, причем непосредственно для реализуемых на практике областей параметров. Экспериментальные данные по характеристикам перехода от ламинарному к турбулентному течению в пограничном слое требуются для определения турбулентных зон на поверхностях летательных аппаратов при проектировании тепловой защиты.
Научная новизна. В работе впервые получены комплексные экспериментальные данные по характеристикам перехода от ламинарного к турбулентному течению в пограничном слое в условиях сильного охлаждения и существенной переменности свойств. Важной особенностью работы является то, что благодаря большому тему датчиков на экспериментальной пластине получены полные кривые перехода от ламинарного к развитому турбулентному течению, что позволяет непосредственно использовать полученные экспериментальные данные для разработки или анализа теоретических и численных методов расчета переходных режимов течения.
Впервые проведено систематическое исследование течения и теплообмена в пограничном слое высокотемпературного воздуха при совокупном проявлении сильного охлаждения пограничного слоя, существенной переменности свойств и сверхзвукового характера течения, значительно расширены диапазоны исследуемых параметров для плоской пластины: температура в потоке обтекающего пластину воздуха 1650-6690 К; давление в потоке 0,3-5,0 атм; скорость потока воздуха 1,45-6,45 км/с; числа Маха в потоке воздуха 1,8-3,5; энгальпийный фактор 0,007-0,115; числа Рейнольдса Ю5-Ю7.
На защиту выносятся следующие результаты: - метод исследования (и использование для этого экспериментальной установки на базе ударной трубы) конвективного теплообмена высокотемпературного газа при сильном охлаждении пограничного слоя, включая методики измерения параметров и методику обработки первич-
ных данных по плотности конвективных тепловых потоков;
- экспериментальные данные по критическим числам Рейнольдса начала и конца перехода от ламинарного к турбулентному течению и по протяженности зон перехода в сильно охлажденном пограничном слое воздуха при значениях энтальпийного фактора 0,015-0,045 и числах Маха 2,2-3,1; в диапазоне единичных чисел Рейнольдса I,4"106-4,7"106 (что соответствует интервалу скоростей ударной волны 2,5-5,0 км/с, давлениям в потоке за ударной волной 0,4-3,5 атм, температурам в штоке за ударной волной 3000-5000 К);
- экспериментальные данные по теплообмену в сильно охлажденном развитом турбулентном пограничном слое на плоской пластине при значениях энтальпийного фактора 0,015-0,115, числах Маха 1,8-2,9, и
к 7
в диапазоне чисел Рейнольдса 4"10 -10 (интервал скоростей штока воздуха за ударной волной 1,45 4,45 км/с, диапазон давлений в потоке 0,65-5,0 атм, диапазон температур в потоке 1650-5570 К);
- выводы о применимости ряда методов расчета для описания экспериментальных данных по турбулентному теплообмену в условиях сильного охлаждения пограничного слоя и существенной переменности и немонотонности поведения теплоемкости, теплопроводности и числа Прандтля воздуха; •
- результаты анализа возможных режимов развития пограничного слоя на плоской пластине за ударной волной, движущейся вдоль пластины.
Апробация работы. Результаты работы опубликованы в статьях в журнале Теплофизика высоких температур, докладывались и обсуждались на англо-советском семинаре "Моделирование процессов теплообмена" (Манчестер, Великобритания, апрель 1990 г.), на Межгосударственной конференции "Тепломассообмен и гидродинамика в турбулентных течениях" (Алушта, 1992 г.), на российско-американской рабочей встрече по высокотемпературному теплообмену (Остин, США, октябрь 1993 г.).
Структура и объем работы. Диссертация состоит из Введения, четырех .Глав, Заключения и Приложения; и содержит 84 страницы машинописного текста, 54 рисунка, 7 таблиц; Список литературы включает 68 наименований. В Приложении представлены первичные экспериментальные данные по теплообмену.
СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во Введении обосновываются актуальность и практическое значение работы, сформулированы основные задачи исследования, изложено ее содержание, представлены краткие сведения о диссертации.
Первая глава содержит обзор и анализ литературы, посвященной экспериментальным исследованиям теплообмена в сильно охлажденном сжимаемом пограничном слое высокотемпературного воздуха, известным методам расчета турбулентного теплообмена, а также исследованию состояния пограничного слоя, развивающегося за ударными волнами.
Кратко проанализирован характер изменения свойств с температурой и показано, что при температурах в потоке до 7000 К (где воздух является газовой смесью, состоящей в основном из молекул азота и атомов кислорода) и температуре стенки около 300 К, изменение плотности воздуха поперек пограничного слоя достигает 25 раз; изменение теплоемкости носит немонотонный характер и может достигать 4-5 раз (что связано с процессами диссоциации молекул кислорода и азота в потоке); изменение эффективного коэффициента теплопроводности может достигать 10 раз; изменение значений числа Прандтля находится в пределах 0,58-0,7. Вследствие этого под существенной переменностью свойств подразумеваются значительное изменение параметров поперек пограничного слоя, в первую очередь теплоемкости и коэффициента теплопроводности по сравнению с условиями, когда температуры в потоке воздуха невелики и диссоциации молекул кислорода и азота не происходит.
Сделан вывод, что имеющееся экспериментальные данные по теплообмену в охлаждаемом турбулентном пограничном слое получены в основном для условий слабой переменности свойств в пограничном слое и не могут быть основой для проверки методов расчета турбулентного теплообмена в таких условиях. Показано, что установка на базе ударной трубы является эффективным средством получения сверхзвукового потока высокотемпературного газа (при неизменной температуре стенки) и для исследования конвективного теплообмена при низких значениях энталышйного фактора в широком диапазоне чисел Рейноль-дса. Это же относится и к практически важной проблеме изучения перехода от ламинарного течения к турбулентному при сильном охлаждении пограничного слоя.
На основе анализа современного состояния исследуемой проблемы сформулирована цель работы - экспериментальное исследование турбулентного теплообмена при обтекании плоской пластины сверхзвуковым потоком воздуха в области сильного охлаждения пограничного слоя (при значениях энтальпийного фактора * менее 0,1), существенной переменности свойств газа и исследование характеристик перехода от ламинарного к турбулентному течению в этих условиях [2з.
Во второй главе описаны экспериментальная установка, система измерений и автоматизации эксперимента, методы измерения скорости ударной волны, давления и тепловых потоков к поверхности пластины, а также произведен анализ состояния высокотемпературного воздуха за ударной волной, в условиях экспериментов.
Для проведения экспериментов использовалась однодиафрагменная ударная труба, состоящая из камеры низкого давления длиной 16,5 м, камеры высокого давления длиной 1,5 м и рабочей секции, с размещенной в ней плоской пластиной длиной 800 мм. Внутренний диаметр канала ударной трубы 100 мм. Давление в камере высокого давления, до подкмга кислородо-водородо-гелиевой смеси, 5-50 атм, давление в камере низкого давления 1-40 мм рт. ст..
Для получения экспериментальных данных по скоростям ударной волны, давлению в штоке ударно-нагретого воздуха и плотностям тепловых потоков была создана автоматизированная система измерений на базе ibm рс, с использованием АЦП 10, крейта КАМАК, цифровых осциллографов С9-8, системы сбора данных "rapid systems". Система измерений связана с системой запуска на ударной трубе и предназначена для регистрации быстропротекающих процессов. Частота оцифровки сигналов от датчиков по времени составляла 0,5-1 МГц.
Скорость ударной волны определялась с помощью пьезоэлектрических датчиков давления 60IH фирмы "tastier", по временам прихода ударной волны на два соседних датчика. Погрешность определения скорости ударной волны составляла не более 2-/..
Давление на стенке ударной трубы и на пластине измерялось теми же датчиками, причем на пластине датчики давления устанавливались в тех же сечениях, что и датчики теплового потока на расстояниях 10, 15, 20, 25, 30, 40, 50 и 60 см от передней кромки пластины. Погрешность измерения составляла 4%. На рис. I представлены результаты измерения давления (точки) в сравнении с результатами расчетов давления за ударной волной (кривые), проведенных в предположении термохимического равновесия в потоке воздуха. Различие расчетных и экспериментальных данных не более 5%, позволяет считать, что условия экспериментов соответствуют расчетным режимам течения за ударной волной, и это является важным фактом для проведенного в работе анализа экспериментальных данных по теплообмену.
Для измерения тепловых потоков на стенке ударной трубы и на поверхности пластины использовались тонкопленочные калориметры сопротивления, конструкция которых разработана для измерения кон-
Р (атм)
44414 ил рх. ст.
***** Р,=5 им рт. ст. • •••• Р0=Ю мы рт. ст. ■■■■■ Р,=40 им рт. ст.
иэ (км/с)
11111
2 4 6 8 Рис.1. Давление в потоке за ударной волной (кривые- расчет, точки- эксперимент).
Рис. 2. Конструкция датчика теплового
потока ( I — чувствительный элемент, 2— корпус, 3— подложка, 4- гайка).
вективных тепловых потоков при обтекании поверхности сверхзвуковым потоком высокотемпературного газа (рис. 2). Изменение конструкции датчиков по сравнению с датчиками для измерения радиационно-кондуктивных тепловых потоков направлено на максимально возможное снижение влияния сопряженности теплообмена при обтекании потоком газа поверхности, состоящей из чередующихся материалов с существенно различными теплофмзическими свойствами. Корпус датчика изготовлен из стали, а чувствительный элемент из платиновой фольги.
Плотность теплового потока, измеряемого с помощью тонкопленочного калориметра сопротивления, определяется соотношением: 2
h Ь 7 с dV
c^(V.t) ---,
1 А Р J I dt
где - и, ь, i соответственно толщина, ширина и длина чувствительного элемента, 7. с, Á, р соответственно плотность, удельная теплоемкость, термический коэффициент электросопротивления и удельное электрическое сопротивление платины, i.v - сила тока и разность потенциалов; j - фактор, учитывающий распределение температуры по толщине чувствительного элемента (отличается от единицы); t- время. Длина чувствительного элемента составляла около 10 мм, ширина I мм, толщина - 50 мкм.
При толщине платиновой пленки 50 мкм и временах измерения свыше 50 мкс, отличие j-фактора от единицы составляет не более нескольких процентов, и учитывается при обработке экспериментальных данных постоянным коэффициентом. Время измерений в экспериментах составляло 200 мкс и более, за это время утечки тепла в подложку не превышали 5%. Относительная погрешность измерений теплового потока (без учета погрешности при дифференцировании сигнала) составляла 9х. Характерный сигнал от датчика теплового потока показан на рис. 3.
Производная от сигнала датчика теплового потока (dv/dt) определялась для каждой точки как тангенс угла наклона прямой, проведенной методом наименьших квадратов через эту точку и некоторое количество соседних точек сигнала (интервал осреднения). Интервал осреднения для каждой точки выбирался по минимуму среднеквадратичного отклонения экспериментальных точек от прямой, проведенной методом наименьших квадратов через эту точку. Общая относительная погрешность измерения теплового штока, включая процесс численного дифференцирования, составляла 19%.
Для каждого датчика производилось определение плотности стацио-
I (икс)
100 200 300 Рис. 3. Осциллограмма сигнала от датчика теплового потока.
ю7
q (Вт/и2)
( (икс)
.........'100 .............200.............зйо
Рис. 4. Зависимость плотности теплового потока от времеян.
Рис. Б. Плотность теплового потока на стенке ударной трубы в ламинарном пограничном слое в аргоне (точки- расчет, кривая- эксперимент)
нарного теплового штока с|ст (рис. 4) на участке стационарного теплообмена, зависящего от протяженности ударно нагретой области воздуха и параметра а=х/и ^ (х- продольная координата, отсчитываемая от носика пластины, и - скорость потока, ь-время, отсчитываемое с момента прихода ударной волны в точку х), характеризущего степень нестационарности пограничного слоя. Значение использовалось далее для обработки и анализа экспериментальных данных сЗз.
На основе анализа известных экспериментальных данных и результатов теоретических расчетов сделан вывод о том, что воздух за ударной волной и в пограничном слое находится в состоянии термохимического равновесия, что существенно используется при обработке экспериментальных данных.
С целью проверки работоспособности калориметрических датчиков теплового потока сравнены экспериментальные и расчетные данные для ламинарного обтекания, полученные в аргоне при скоростях падающей ударной волны 3-4 км/с. Получено хорошее совпадение между расчетами (которые для ламинарного обтекания являются своего рода эталонными) и экспериментами, что позволяет сделать вывод о надежности работы этих датчиков [4э. На рис. ' 5 представлено сравнение расчетных (точки) и экспериментальных (кривая) тепловых потоков для одного опытного режима.
Третья глава посвящена анализу полученных экспериментальных данных в сильно охлажденном пограничном слое.
Систематические исследования теплообмена проведены при обтекании пластины с острой передней кромкой (угол заострения 15 град.) потоком воздуха с температурой 1650-6690 К, при скоростях ударной волны 1,7-6,9 км/с, при давлениях 0,3-5,0 атм (начальные давления в в ударной трубе составляли I, 5, 10 и 40 мм рт.ст). Значения энтальпийного фактора составляли 0,007-0,115, чисел Маха 1,85-3,5.
Первичные экспериментальные данные обобщены эмпирически в виде степенной зависимости цст= в'и^, где <|ст- стационарный тепловой поток к поверхности пластины (Вт/м2), и - скорость ударной волны (км/с), А - показатель степени, В - коэффициент. Коэффициенты А и В для каждого из восьми датчиков, находящихся на расстояниях от 10 до 60 см от передней кромки пластины, при различных начальных давлениях в ударной трубе находились методом наименьших квадратов (см. Таблицу I).
На рис. 6,а,б,в,г представлены экспериментальные данные в координатах эъ(яе > для разных значений и (кривые объединяют для
ТАБЛИЦА I
Значения коэффициентов для определения плотности
. стационарного теплового потока
Начальное давление Начальное давление
I мм рт.ст. 5 мм рт.ст
х (см) А В х(см) А В
10 3,19 20498,1 10 3,22 51447,5
15 2,97 25634,8 15 3,28 47511,1
20 3,0 22767,8 20 3,38 64828,9
25 3,28 16760,0 25 3,2 112894,0
30 3,2 20205,4 30 2,98 124361,0
40 3,14 22870,4 40 3,15 95083,0
50 3,11 23150,5 50 3,53 53256,1
60 3,16 17468,7 60 3,3 69677,7
Начальное давление Начальное давление
10 мм рт.ст. 40 мм рт.ст.
х(см) А В X(СМ) А В
10 3,67 38266,0 10 3,73 205171,0
15 3,81 44963,2 15 3,39 337836,0
20 3,29 165865,0 20 3,66 298904,0
25 3,27 178379,0 25 3,73 260894,0
30 3,72 80398,3 30 ' 3,48 293443,0
40 3,6 97669,0 40 3,79 226999,0
50 3,61 83736,5 50 3,23 335636,0
60 3,39 100828,0 60 3,46 263963,0
10
ахти,'4,вб хм/с Дйлйли,=5.1в »м/с и.=5,5в ХМ/о йййййи,=в,00 хм/с ■■■■■ В.»в,50 км/с
54
10
8
ГГТТП Ц.=2.50 км/с дгддли.=3.оа хм/е •MMU.s3.4e км/с •ййййй Ч.=-4.33 км/с ■ИИ и.-6,00 км/о
Рр=-0 мм рт. г.т
Не,
10
3 4 5 6 7 Го 6
ю
ими и,-2,50 хм/с «Ш и^2,вв хм/о мм*ц>з.3б ш/о »м/с
■••■а и.=5.00 хм/е
уе
10
мм рт. СТ.
ПИП 0,= 1.77 км/с км/с
•мм ir.sZ.e7 км/с <ай»о.=глз км/с ■■■«■ и,«3,00 км/с
.......Де.
* 5 6 7 8.9„ 7
10
Рис.6. Теплообмен в стационарной области пограничного слоя на плоской пластине.
наглядности опытные точки, полученные в одном эксперименте) при начальных давлениях I, 5, 10 и 40 мм рт. ст.. На эти же рисунки нанесены расчетные данные для ламинарного и развитого турбулентного пограничного слоя (прямые линии), полученные в результате обобщения численных расчетов [5з для условий сильного охлаждения пограничного слоя. Числа Стантона и Рейнольдса вычислялись по формулам:
Re =Р U X/U И St=q„rf, /OL) (i -i + г U 2/2),
x re e 'e 1CT. re e e w e
где х- расстояние от носика пластины, ре~ плотность в потоке, ре-динамическая вязкость в потоке, стационарный тепловой шток к поверхности пластины, ¿е и ¿м- энтальпия газа в потоке и на стенке,
скорость газа в потоке, г= 0,9 - коэффициент восстановления.
Анализ экспериментальных данных приводит к следующим выводам.
При начальном давлении I мм рт.ст (диапазон скоростей ударных волн 4,55-6,91 км/с) на расстояниях до 20 см от передней кромки пластины развивается ламинарный пограничный слой. На расстояниях от передней кромки более 25 см наблюдается рост тепловых потоков по сравнению с ламинарными значениями, однако переход их к значениям соответствующим значениям для развитого турбулентного пограничного слоя, которые предсказывают расчеты, не происходил.
Возможно это связано с тем, что низкое давление в набегающем потоке (до 0,7 атм) и высокие температуры набегающего воздуха (до 6700 К, что означает сильное охлаждение пограничного слоя) приводят к затягиванию перехода к турбулентности (подавлению турбулизации пограничного слоя).
При начальном давлении 5 мм рт. ст. на расстояниях до 10 см от передней кромки пластины развивается ламинарный пограничный слой, далее до 25 см от передней кромки пластины экспериментальные данные лежат в переходной области, а при расстояниях свыше 25 см пограничный слой становится развитым турбулентным.
При начальном давлении 10 мм рт.ст. на расстояниях до 10 см от передней кромки пластины экспериментальные данные лежат в области значений' для ламинарного пограничного слоя, далее до 20 см от передней кромки развивается переходный пограничный слой, а на расстояниях более 20 см пограничный слой становится развитым турбулентным.
При начальном давлении 40 мм рт.ст. почти все экспериментальные данные лежат в области развитого турбулентного пограничного слоя (исключая данные для датчика, расположенного на расстоянии 10 см от передней кромки пластины, для которого тепловые потоки соответст-
вуют переходному режиму).
Можно отметить тенденцию к несколько более резкой зависимости -о ?
числа st от яех, чем яе^ ' . Эта особенность прослеживается при всех начальных давлениях и для всего диапазона скоростей ударной волны, т.е. во всем диапазоне исследуемых параметров (хотя, необходимо отметить, что она не выходит за рамки погрешности измерений). Характерное значение показателя степени при числе Рейнольдса составляет -(0,23-0,28). Эта особенность может быть связана с весьма сильным охлавдением пограничного слоя и влиянием переменности свойств. Кроме того необходимо отметить выраженное замедление нарастания турбулизации (растягивание зоны перехода) с ростом скорости потока, т.е. с увеличением степени охлаждения пограничного слоя. Все эти особенности в совокупности означают, что сильное охлаждение затрудняет турбулизацию пограничного слоя.
На рис. 7 нанесены данные по числам Рейнольдса начала и конца перехода в зависимости от единичного числа Рейнольдса. Видно, что данные по яеКр ^ и по яе^ 2 Для 5 и 10 мм рт. ст. хорошо согласуются между собой. Это происходит вследствие того, что в обоих случаях диапазоны изменения определяющих процессы теплообмена параметров и м ) практически совпадают. При начальном
давлении Р0=1 мм рт.ст. числа Ре^ ^ несколько отличаются от полученных при Р0=5 и 10 мм рт.ст, что является следствием более низких значений энталышйного фактора и более высоких чисел Маха. Критические числа Рейнольдса увеличиваются с ростом числа яер которое является определяющим параметром для яе^ 1 и яе^ 2 при фиксированных значениях 1/1 им.
м ан е
На рис. 8 представлены данные по яе^ 1 и яе^ 2 в зависимости от температурного фактора ти/там (отношение температуры стенки к равновесной температуре стенки). Видно, что рост яе^ 1 и яе^ 2 происходит при увеличении степени охлаждения пограничного слоя (т.е. при уменьшении ти/та„) Для всех экспериментальных данных. В диапазоне т^/т^^ = 0,013-0,017 критические числа Рейнольдса изменяются слабо, что связано со слабым изменением единичного числа Рейнольдса в этом диапазоне параметров.
Рассматривая ширину перехода Яе^ 2 - яе^ 2 (рис. 9) в зависимости от единичного числа Рейнольдса, необходимо отметить, что полученные экспериментальные данные для Р0=5 и 10 мм рт.ст можно обобщить ОДНОЙ зависимостью Яе^ 2 - КеКр ^ 17 Я£?г°'65 (прямая на рис. 9),так как эти данные практически относятся к одним и тем же
10
fie.
dS>
□miRvi. P«=S im рт. ст. ЛЛЛЛЛ Re—Д, Р»=5 Ш рт. от.
Re_,, Р,=10 мм рт. ст. aííaa Re_3. Р,=10 1Ш рт. ст. 00000 Ве»ь Р«»1 мм Р*- ст.
-h
е-i i I é Ле'<см~ )
Рис. 7. Зависимости критических чисел Рейнольдса от единичного числа Рейнольдса.
10
Re,
f А АЛ.
Д
АДА
□ □
DP
г.
СШП Ra»,. Pf—5 км рт. ст. ЛЛЛЛЛ Be^j. Р»=5 uu рт. ст. ■■■■■ Ке»,, Р,=10 мм рт. ст.
Re_j, Р,=10 мы рт. ст. 00000 Р|=1 им рт. ст.
0.00 0.01 0.02 0.03 0.04
Гщ/Та
Рис. 8. Зависимость критических чисел Рейвольдса от температурного фактора.
10
10
3 * 5 Re, (cu"1)
Рас. 9. Зависимость ширины перехода от единичного числа Рейвольдса.
диапазонам изменения чисел Маха и энтальпийного (температурного) фактора. Ширина перехода возрастает с увеличением Ре^, а разброс экспериментальных данных обусловлен как погрешностями измерений тепловых потоков, так и погрешностью определения н&Кр 2 - йеКр 1, возникающей вследствие ограниченного числа датчиков ' в переходной области.
В четвертой главе проведено сравнение полученных экспериментальных данных с результатами расчетов с использованием ряда методов расчета турбулентного теплообмена на плоской пластине [6]. Кроме этого проведен анализ вариантов развития пограничного слоя за ударной волной, движущейся вдоль пластины.
Для сравнения с экспериментальными данными привлекались теория, развитая Кутателадзе и Леонтьевым [I] (в виде предельного закона теплообмена и 2~го приближения относительного закона теплообмена), а также полуэмпирические методы расчета трения и теплообмена в турбулентном пограничном слое на плоской пластине, предложенные Соммером и Шортом [7], Ван Дрийстом с8], Сполдингом и Чи с9].
Проведенное в данной Главе сравнение с методами расчета ставит своей целью определение пригодности различных известных методов расчета (теоретических и полуэмпирических) для описания экспериментальных данных по теплоотдаче при сильном охлаждении пограничного слоя и существенной переменности свойств.
В качестве зависимости для коэффициента трения в несжимаемой жидкости, необходимой как при использовании соотношений теории Кутателадзе-Леонтьева, так в других методах расчета, использована формула Кармана-Шенгера 1/^=17,08(1дНе**)2+25,11'1дРе**+6,012, которая хорошо согласуется с имеющимися экспериментальными данными и другими аналогичными полуэмпирическими зависимостями.
Важным для методов расчета турбулентного теплообмена является выбор значения коэффициента в аналогии Рейнольдса. В результате анализа литературы сделан вывод о том, что при сильном охлаждении пограничного слоя коэффициент в аналогии Рейнольдса может быть принят равным единице. Это значение использовалось в данной работе при расчетах теплообмена.
Так как полуэмпирические методы расчета теплообмена в турбулентном пограничном слое используют величину коэффициента поверхностного трения, для расчета последнего необходимо знать число Рейнольдса, построенное по толщине потери импульса . С этой целью использовалось соотношение:
Яе**=Вет**/[(2з*:/С*)<1 -1 )/(! -1 П, Т и ам не
где яеу- число Рейнольдса, построенное по толщине потери энергии, - коэффициент в аналогии Рейнольдса. При этом необходимо отметить, что развитие как динамического, так и теплового пограничного слоя происходило от передней кромки пластины.
Использование восьми датчиков теплового потока расположенных на поверхности пластины, позволило в данной работе определять толщину потери энергии непосредственно из экспериментальных данных, для этого использовалось соотношение:
к
где яет**~ число Рейнольдса, построенное по толщине потери энергии, в котором все параметры входящие в него, определяются по условиям на внешней границе пограничного слоя; и - расстояние от носика пластины до последнего датчика теплового потока (ц= 0,6 м); ~х = х /I. (х - расстояние от носика пластины до датчика теплового потока); с]ст~ измеренный местный стационарный тепловой поток на поверхности пластины; число Рейнольдса, построенное по длине ь; бь -местное число Стантона.
На рис. ю представлено сравнение результатов расчета с использованием предельного закона теплообмена с экспериментальными данными, обработанными согласно рекомендациям с Iз (для конечных чисел Рейнольдса) в виде зависимости Фи /х ). Функция Ф приводит
м М дУ^ И
данные по теплообмену к зависимости только от энтальпийного фактора. Видно, что экспериментальные данные лежат систематически и существенно ниже расчетной кривой.
На рис. II представлено сравнение результатов расчетов по формулам 2-го приближения относительного закона теплообмена Кутате-ладзе-Леонтьева с экспериментальными данными, полученными в данной работе, в виде зависимости функции Фм от энтальпийного фактора. Можно отметить, что расчетные и экспериментальные данные удовлетворительно согласуются в рассматриваемом диапазоне параметров (различие не превышает 20%), причем видна тенденция к уменьшению Фм при уменьшении энтальпийного фактора в области 1м/1аи< 0,04.
На рис. 12 представлено сравнение результатов расчета по методу Ван Дрийста с экспериментальными данными. Видно, что расчетные данные систематически завышают значения чисел Стантона, и их отличие от экспериментальных данных достигает 40% и увеличивается с уменьшением энтальпийного фактора.
3.5 j 3.0 4 2.5 4 2.0 1.5 1
.0
эксперимент расчет
iw/г а
' 111 • 111
0.00 0.04 0.08 0.12 Рис. 10. Сравнение с предельным законом теплообмена.
30
204
104
-104 -204
-30
(St^/SUeor-l) 100*
.«• и* . ! «
4 .«'
aw
1111111111111111111111 0.00 0.04 0.08 Рис. 13. Сравнение с методой Соммера и Шорта.
■ 11 I 11 I 11
0.12
1.5 ^ 1.4 1.3 1.2 1 1.1 1.0 0.9 -I
0.8
м
]эксперимент
••••• расчет
№
-BVT •
□ 9
о
i-w/i а
0.00
0.04
i р 11 111 111 I 11 11 0.08 0.12
( St вхр/St teor~1) 100«
Рис. 11. Сравнение с относительным законом теплообмена.
10-д 0-10-20-30-40-
? !
... ? § Л s
а
-50
0.00 0.04 0.08 0.12
Рис. 12. Сравнение с методом Ван Дрийста.
60 q 404 200-20
(St„p/Sti.or-l) юо*
•S. »J
«w /
х-V
о
-40
0.00 0.04 0.03 0.12 Рис. 14. Сравнение с методом Сполдинга я Чи.
эксперимент ••••• расчет
10 -3 10
10
2 4 6 8 ,2 10 7
Рис. 15. Сравнение с результатами численного расчета.
На рис. 13 представлено сравнение результатов расчета по методу Соммера-Шорта с экспериментальными значениями числа Стантона в зависимости от энталышйного фактора. Видно, что различие расчетных и экспериментальных данных находится в пределах 20%, а при Ч» -^а*/0,06 не превышает 10%.
На рис. 14 представлено сравнение результатов расчета по методу Сполдинга и Чи с экспериментальными данными. Различие экспериментальных и расчетных данных в области 1/1= 0,05-0,115 находится в пределах 12%, а при дальнейшем уменьшении энталышйного фактора достигает 50% (в сторону занижения по сравнению с экспериментальными данными).
На рис. 15 приведено сравнение совокупности полученных в данной работе экспериментальных данных по турбулентному теплообмену с результатами численных расчетов турбулентного теплообмена в пограничном слое на плоской пластине с5з, проведенных с использованием соотношений Себеси-Смита для коэффициентов турбулентного переноса. Результаты численных расчетов для турбулентного пограничного слоя (обобщены пунктиром) дают завышение значений коэффициента теплоотдачи по сравнению с экспериментом, достигающее 20% при яе>(>106.
Совокупность полученных в данной работе экспериментальных данных по
Г) ?ля
турбулентному теплообмену обобщена зависимостью З1=0,034'яе * (сплошная линия на рис. 15).
В работе с5] было проведено численное исследование развития нестационарного пограничного слоя за ударной волной и разработан метод расчета перехода от ламинарного пограничного слоя к турбулентному с учетом нестационарности пограничного слоя. Предсказана возможная немонотонность в поведении коэффициента теплоотдачи в пограничном слое за ударной волной в области а > I (рис. 16,а). Немонотонное поведение теоретических кривых объясняется конкуренцией нестационарных процессов снижения интенсивности теплоотдачи во времени и возрастанием переноса тепла к стенке в связи с турбулиза-цией пограничного слоя.
Полученные в данной работе экспериментальные данные позволяют подтвердить возможность развития пограничного слоя, обнаруженного ранее в с5з. Такие данные до проведения данной работы отсутствовали. На рис. 16,б,в,г,д,е, представлены экспериментальные данные по коэффициентам теплоотдачи в зависимости от параметра а, которые характеризуют различные варианты развития пограничного слоя за ударной волной, здесь же приведены данные расчетов для стационарно-
БЖе.
0.5
НИМ III 1111Щ1П|111Ч1111| 111111 |ЩНПН|||11ПП1ПЦ
0.0 0.4 0.8 1.2
0.5
и ПТТТТМТ 11 ММ ! I Т» 11 М Т III III г
0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2
а.
0.5
||М11М111ГТ11|11(М1М111Н1|1«11|1М11ГМ||1М1М111|
0.0 0.4 0.8 1.2
4-]
0.5
5
а
и ||'ип1Ц|1П111П11|Чип?1111Ш111 МЦ1ПИЩ'тмптпп
0.0 0.4 0.8 1.2
3-э
0.5
а
11ГМП1 И III КПП |1ММ МШТМММПрИ МММ 11ТМ1III 1|
0.0 0.4 0.8 1.2
Рис. 16. Теплообмен в пограничном слое на плоской пластине за
ударной волной.
8
2
5
4
3
2
4
го турбулентного пограничного слоя (прямые линии) и решение Майрлса для ламинарного пограничного слоя за ударной волной (пунктирные кривые).
Анализ экспериментальных данных, позволяет выделить следующие варианты развития пограничного слоя на пластине за ударной волной.
1. Ламинарный пограничный слой за ударной волной развивается с момента прихода ударной волны на датчик теплового потока до окончания времени измерения, которое определяется протяженностью пробки ударно-нагретого воздуха. В экспериментах такой ламинарный пограничный слой за ударной волной наблюдался при низких начальных давлениях в ударной трубе (1 мм рт. ст.) во всем диапазоне скоростей ударных волн (рис. 16,6).
2. Ламинарный пограничный слой во всем диапазоне измерений (по времени) с наличием турбулентных всплесков, которые либо затухают, либо существуют на протяжении всего наблюдения. Наблюдается также при низких начальных давлениях (I мм рт. ст.). Такие режимы являются по-существу ламинарными (так как стабилизация коэффициентов теплоотдачи происходит при значениях коэффициента теплоотдачи, равных или близких к расчетным стационарным ламинарным значениям (рис. 16,в).
3. Пограничный слой развивается от нестационарного ламинарного (соответствующего кривой Майрлса) к стационарному, причем стабилизация значения коэффициента теплоотдачи происходит при его значениях ниже, чем значение для полностью развитого турбулентного пограничного слоя (переходные значения коэффициента теплоотдачи). Стабилизация коэффициента теплоотдачи происходит в области значений 0,2 <а < 0,6. Такие режимы наблюдаются при умеренных значениях давлений в потоке (при Р0= 5 и 10 мм рт. ст.) и характеризуются тем, что отклонение от ламинарной кривой Майрлса происходит в зоне 0,8 <а <1 (рис. 16,г).
4. Пограничный слой развивается от нестационарного ламинарного к стационарному, причем стабилизация значения коэффициента теплоотдачи происходит при значениях, соответствующих развитому турбулентному пограничному слою (при а= 0,5-0,6). Такие режимы наблюдаются при Р0=5 и 10 мм рт. ст. и характеризуются тем, что отклонения от кривой Майрлса происходит в области 0,8 < а < I (рис. 16,д).
5. Развитие турбулентного пограничного слоя, когда переход от ламинарного пограничного слоя начинается в области а > I. Коэффициенты теплоотдачи превышают стационарное турбулентное значение. Этот
вариант развития турбулентного пограничного слоя в собственно нестационарной области имеет место в экспериментах при высоких давлениях (Р0= 40 мм рт. ст., рис. 16,е), что соответствует большим единичным числам Рейнольдса (яе^'Ш6-! .ЭТО7 1/см).
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
1. Для исследования теплообмена высокотемпературного сжимаемого потока газа с плоской пластиной создана экспериментальная установка на базе ударной трубы, включающая пластину с восьмью датчиками теплового потока, и систему измерений и автоматизации эксперимента для регистрации быстропротекающих процессов. Для измерения конвективных тепловых потоков применены датчики теплового потока калориметрического типа, модифицированные и усовершенствованные с целью их использования в условиях конвективного теплообмена. Разработана методика обработки сигналов от датчиков тепловых потоков. Проведены методические эксперименты, которые подтвердили надежность работы датчиков и достоверность получаемых результатов.
2. Проведены экспериментальные исследования стационарного теплообмена в сильно охлажденном турбулентном пограничном слое воздуха на плоской пластине, получены данные по плотностям тепловых потоков к пластине при и =1,45-4,45 км/сек; р =0,65-5,0 атм; т =1650-5570 К; г /1 = 0,015-0,115; и =1,8-2,9; Ие =4-106-8-106.
е иач » » е • » » х
Полученные экспериментальные данные значительно расширяют диапазон исследуемых параметров для плоской пластины (прежде всего по значениям энталытайного фактора) и относятся к области совместного проявления неизотермичности, переменности свойств, сжимаемости и больших чисел Рейнольдса. Экспериментальные данные по теплообмену обобщены эмпирической зависимостью, которая рекомендуется для инженерных расчетов в условиях сильного охлаждения пограничного слоя. Полученные экспериментальные данные могут быть использованы для разработки и проверки методов расчета турбулентного теплообмена в вышеупомянутых условиях.
3. Впервые получены экспериментальные данные по характеристикам перехода от ламинарного к турбулентному пограничному слою на плоской пластине в условиях сильного охлаждения пограничного слоя и существенной переменности свойств - по критическим числам Рейнольдса начала и конца перехода. Представлены данные по зависимости чисел Рейнольдса начала и конца перехода, а также ширины перехода от единичного числа Рейнольдса, числа Маха, температурного фактора
в диапазоне р = 0,4-3,5 атм, м = 2,2-3,1, т /т = 0,009-0,035, Rer=
т е w aw 1
1,4*10 -4,7*Ю см . Числа Рейнольдса перехода изменяются в диапазоне ReKp J= I,8*10Ö-5,7*I05, ReKp 2= 3,5*I05-9,5*I05. Установлено сильное влияние на характеристики перехода единичного числа Рейнольдса .
4. Сравнение экспериментальных данных по теплообмену в стационарном турбулентном пограничном слое с известными расчетными соотношениями позволяет сделать следующие выводы:
- применение соотношений теории Кутателадзе-Леонтьева позволяет описывать экспериментальные данные по теплообмену при использовании формул второго приближения теории, где учитываются конечные числа Рейнольдса и переменность свойств газа. Точность описания полученных экспериментальных данных составляет 20%. Этот метод может быть рекомендован для инженерных расчетов;
- лучшим из рассмотренных полуэмпирических методов для описания экспериментальных данных является метод Соммера и Шорта. Расхождение рассчитанных по этому методу коэффициентов теплоотдачи с экспериментальными данными не превышает 20%, этот метод также может быть рекомендован для инженерных расчетов;
- использование соотношений Себеси-Смита для описания турбулентного переноса импульса и тепла позволяет удовлетворительно рассчитывать численным методом теплообмен в турбулентном пограничном слое во всем исследованном экспериментально диапазоне значений энтальпийно-го фактора, а зависимость Себеси-Смита для функции перемежаемости, описывающая переход от ламинарного к турбулентному течению в пограничном слое, позволяет описывать полученные экспериментальные данные по переходу при существенно переменных свойствах.
5. Проанализированы режимы развития пограничного слоя за ударной волной. Показано, что возможен переход от ламинарного к турбулентному течению в области сильной нестационарности (при а > I), что является подтверждением предсказанных ранее режимов развития пограничного слоя за ударной волной.
Основные результаты диссертации опубликованы в работах [2-4з и [6]. В автореферате использована литература:
1. Кутателадзе С.С., Леонтьев A.M. Тепломассообмен и трение в турбулентном пограничном слое.- М:. Энергоатомиздат, 1985.
2. Шиков В.К., Гуренцов Е.В., Зуев В.И., Сокольский A.A., Эйген-сон Е.Б. Турбулентный теплообмен в сильно охлажденном сжимаемом
пограничном слое на плоской пластине. Тезисы докладов на Межгос. конф. Тепломассообмен и гидродинамика в турбулентных течениях, ИТТ АН Украины, Алушта, 1992 г., с. 135.
3. Гуренцов Е.В., Шикое В.К., Эйгенсон Е.Б., Старостин Ю.А. Экспериментальное исследование теплообмена в турбулентном пограничном слое на плоской пластине в ударной трубе. Отчет ИВТ РАН, n 10/93, Гос. регистрация Г4 01920003959, М., 1993.
4. Гуренцов Е.В., Сокольский А.А., Шиков В.К., Эйгенсон Е.Б. Экспериментальное исследование теплообмена в сильно охлажденном пограничном слое сверхзвукового потока воздуха. Методика и результаты измерений. - ТВТ, 1995, т.33, n 5, с.749.
5. Зуев В.И., Шиков В.К. Конвективный теплообмен в пограничном слое за ударной волной, движущейся вдоль плоской пластины с острой кромкой. Метод расчета и сравнение с экспериментальными данными. -ТВТ, 1988, 26, Т5, с.909-917.
6. Гуренцов Е.В., Шиков В.К., Эйгенсон Е.Б. Экспериментальное исследование теплообмена в сильно охлажденном турбулентном пограничном слое сверхзвукового потока воздуха. Сравнение с методами расчета . - ТВТ, 1995, т.33, n 5, с.809.
7. Sommer S.C. and Short B.J. Free-Flight Measurements of Turbulent Boundary-Laver Skin Fnctin in the Presence of Severe Aerodynamic Heating at Mach Namber From 2.8 to 7,- Journal of the Aeronautical Scienses, vol.23. N Ь. June 145b, p.536-542.
8.Van Driest. E.R. Problem of Aerodynamic Heating. -Aeronautical Engineering Review, vol.15, N 10, Oct.1956. p.26-41,
9. Spalding,D.В. and Chi.S.W. The Drag of a Compressible Turbulent Boundary Layer on a Smooth Flat Plate with and without Heat Transfer.-Journal of Fluid Mechanics, vol.IS, ptl, 1964, p.117.
ВВЕДЕНИЕ.
ГЛАВА I. СОСТОЯНИЕ ИССЛЕДОВАНИИ ТЕПЛООБМЕНА В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ ПРИ СУЩЕСТВЕННО! ПЕРЕМЕННОСТИ СВОЙСТВ ГАЗА
1.1. Свойства высокотемпературного воздуха.
1.2. Потребность в данных по теплообмену при проявлении существенной переменности свойств газа.
1.3. Экспериментальные исследования теплообмена в сильно охлажденном пограничном слое с использованием ударных труб.
1.4. Теоретическое описание течения и теплообмена в пограничном слое на пластине за ударной волной
1.5. Цели экспериментальных исследований.
ГЛАВА 2. ЭКСПЕРИМЕНТАЛВНАЯ УСТАНОВКА НА БАЗЕ УДАРНОЙ
ТРУБЫ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛООБМЕНА ПРИ ОБТЕКАНИИ ПЛАСТИНЫ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫМ ГАЗОМ
2.1. Описание экспериментальной установки.
2.2. Методика измерения параметров потока за ударной волной.
2.3. Методика измерения тепловых потоков.
2.4. Система измерений параметров потока и автоматизации эксперимента на ударной трубе.
2.5. Метод обработки сигналов датчиков тепловых потоков
2.6. Состояние высокотемпературного потока воздуха за ударной волной.
2.7. Методические результаты измерений плотностей тепловых потоков.
ГЛАВА 3. РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ТЕЧЕНИЯ ТЕЧЕНИЯ И ТЕПЛООБМЕНА В СИЛЬНО ОХЛАЖДЕННОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ
3.1. Обработка данных по тепловым потокам и получение стационарных значений тепловых потоков.
3.2. Результаты экспериментальных исследований.
3.3. Исследование перехода от ламинарного к турбулентному течению в сильно охлажденном пограничном слое.
ГЛАВА 4. АНАЛИЗ И ОБОБЩЕНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ДАННЫХ ПО
ТЕПЛООБМЕНУ" В СИЛЬНО ОХЛАЖДЕННОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ
4.1. Сравнение экспериментальных данных по теплообмену в турбулентном пограничном слое на плоской пластине с результатами расчетов.
4.2. Анализ возможных режимов развития пограничного слоя за ударной волной.
Изучение теплообмена высокотемпературных газов на поверхностях обтекаемых тел уже в течение продолжительного времени представляет интерес вследствие большого разнообразия условий, сопровождающих такие течения, и в связи с разработкой или совершенствованием методов расчета.
Особый интерес представляет при этом изучение теплообмена при турбулентном обтекании тел высокотемпературными газами, в условиях существенной переменности свойств газов в пограничных слоях на поверхностях. Это сочетание - турбулентное течение в пограничном слое и сильная переменность физических свойств - привлекает внимание исследователей из-за практической важности теплообмена при таком сочетании условий и необходимости иметь надежные методы его расчета и анализа.
Как и в целом проблема турбулентного течения, задача исследования теплообмена в турбулентном сильно охлажденном пограничном слое связана прежде всего с получением представительных и надежных экспериментальных данных непосредственно для областей параметров, которые имеют научный и практический интерес.
В настоящее время известно значительное количество, работ, посвященных получению экспериментальных данных в условиях сильного охлаждения пограничного слоя (мерой которого принято считать значения энталышйного фактора i 'i < 0,1). Анализ таких работ проведен в основополагающей монографии С.С. Кутателадзе и A.M. Леонтьева С1з.
Однако, большинство таких экспериментов проведено в аэродинамических трубах или соплах, где ускорение газа до сверхзвуковых скоростей сопровождается падением температуры. Поэтому для получения низких значений энталышйного фактора в таких экспериментах приходилось применять захолаживание стенок криогенными жидкостями. Применение в качестве устройств для получения потоков высокотемпературных газов плазмотронов и ракетных двигателей приводит, как правило, к заметному разбросу и неточности экспериментальных данных из-за нестационарности потоков газа, больших градиентов параметров в потоке, посторонних примесей, трудностей при проведении измерений. Однако и в этом случае экспериментальных данных для iw'iaw < 0,1 немного [I].
Применение же ударных труб для изучения теплообмена при сильном охлаждении пограничного слоя осуществлялось (как это видно из проведенного в настоящей работе обзора) главным образом для условий ламинарного пограничного слоя; работ по турбулентному пограничному слою весьма мало, а применять их для анализа или разработки методов расчетов удается не всегда.
Другой практически важной проблемой, связанной с теплообменом в сильно охлажденном пограничном слое с переменными свойствами, является переход от ламинарного к турбулентному течению. И здесь известные экспериментальные данные относятся почти исключительно к условиям, реализуемым в аэродинамических трубах и, следовательно характеризующимся слабой переменностью свойств газов. Единичные же работы, относящиеся к условиям, реализуемым в ударных трубах, характеризуются недостаточной полнотой сведений как о параметрах, непосредственно связанных с переходом, так и о параметрах потока газа, что затрудняет анализ и применение этих экспериментальных данных (в частности нет работ, в которых были бы одновременно получены критические числа Рейнольдса для начала и конца перехода). Заметим также, что данные по переходу, получаемые в аэродинамической трубе, всегда несут на себе следы влияния т.н. "аэродинамического шума" вследствие развития пограничных слоев на других стенках трубы. Использование ударных труб для изучения перехода позволяет избежать влияния этого фактора.
Наконец, практическая важность теплообмена высокотемпературных газов с поверхностями обтекаемых тел требует получения данных при совокупном (одновременном) проявлении таких факторов как низкие значения энтальпийного фактора (iw/iaw < 0,1) при существенной переменности свойств, сверхзвуковой характер течения (ме>1), широкий диапазон чисел Рейнольдса ( от IQ5 до желательно более 10 ), что также возможно практически только в ударных трубах.
Таким образом, изложенное свидетельствует, что задача получения представительных и надежных экспериментальных данных по турбулентному теплообмену и характеристикам перехода от ламинарного к турбулентному течению в пограничном слое в условиях сильной переменности свойств в пограничном слое сверхзвукового высокотемпературного газа является актуальной.
С целью получения таких экспериментальных данных в диссертационной работе была создана экспериментальная установка на базе ударной трубы Отдела теплообмена ИВТ РАН, отличающаяся рядом особенностей авторской разработки (специально разработанные и размещаемые на поверхности пластины датчики теплового потока, система автоматизации эксперимента и др.) Специально для обработки первичных данных по тепловым потокам была создана методика, объединенная с программами на ЭВМ типа ibm рс и пакетом программ для графического представления результатов. С помощью этой установки и разработанных методик измерений и обработки данных получены результаты данной работы.
Практическая важность работы определяется необходимостью разработки и совершенствования методов и моделей расчетов (теоретических, полу эмпирических, численных) турбулентных течений и теплообмена в сильно охлажденном сверхзвуковом пограничном слое, которая вызвана дальнейшим развитием в разных странах технических программ создания воздушно-космического самолета и других сверхзвуковых летательных аппаратов. То обстоятельство, что свойства материалов для новой техники близки к предельным, определяет значение повышения точности методов расчета, и следовательно, получения экспериментальных данных непосредственно для реализуемой на практике области параметров.
Новизна результатов диссертационной работы заключается в том, что в ней впервые проведено систематическое исследование течения и теплообмена в пограничном слое высокотемпературного воздуха на пластине при сильном охлаждении пограничного слоя и существенной переменности свойств в широком диапазоне параметров: температуры в потоке обтекающего пластину воздуха 1650 - 6690 К; давления в потоке 0,3-5,0 атм; скорости в потоке воздуха 1,45-6,45 км/с; числа Маха в потоке воздуха 1,8-3,5; энталышйный фактор i /i - 0,0070,115; числа Рейнольдса на пластине 105-107. Такой широкий диапазон параметров исследован в одной работе впервые.
В работе впервые получены комплексные экспериментальные данные по характеристикам перехода от ламинарного к турбулентному течению в пограничном слое в условиях сильного охлаждения и существенной переменности свойств. Важной особенностью работы является то, что благодаря большому числу датчиков на экспериментальной пластине получены полные кривые перехода (от ламинарного к развитому турбулентному течению). Это позволяет непосредственно использовать полученные экспериментальные данные для разработки или анализа теоретических и численных методов расчета переходных режимов течения.
Достоверность полученных данных подтверждается:
- сравнением данных, полученных в данной работе, с данными, полученными ранее другими авторами, которые подтверждают удовлетворительное количественное согласие в соответствующих областях параметров;
- результатами методических исследований, проведенных с целью анализа точности и надежности данных, полученных с помощью применяемых в работе датчиков тепловых потоков и датчиков давления. Такие сравнения проводились для ламинарного обтекания (где имеются многочисленные данные других авторов и для которого результаты расчета являются своего рода эталоном), для измерений давления за ударной волной, для программы обработки первичных сигналов датчиков на заранее заданных функциях изменения первичных сигналов во времени и т.п. Они показали хорошую надежность работы датчиков и точность получаемых с их помощью данных.
Результаты настоящего экспериментального исследования представлены в публикациях , основными из которых являются следующие:
1. Шиков В.К., Гуренцов Е.В., Зуев В.М., Сокольский А.А., Эйгенеон Е.Б. Турбулентный теплообмен в сильно охлажденном сжимаемом пограничном слое на плоской пластине. Тезисы докладов на Межгос. конф. Тепломассообмен и гидродинамика в турбулентных течениях, ИТТ АН Украины, Алушта, 1992 г., с. 135.
2. Гуренцов Е.В., Шиков В.К., Эйгенеон Е.Б., Старостин Ю.А. Экспериментальное исследование теплообмена в турбулентном пограничном слое на плоской пластине в ударной трубе. Отчет ИВТ РАН, n 10/93, Гос. регистрация n 01920003959, М., 1993.
3. Гуренцов Е.В., Сокольский А.А., Шиков В.К., Эйгенеон Е.Б. Экспериментальное исследование теплообмена в сильно охлажденном пограничном слое сверхзвукового потока воздуха. Методика и результаты измерений. - ТВТ, 1995, т.33, N 5, с. 749-758.
4. Гуренцов Е.В., Шиков В.К., Эйгенеон Е.Б. Экспериментальное исследование теплообмена в сильно охлажденном турбулентном пограничном слое сверхзвукового потока воздуха. Сравнение с методами расчета . - ТВТ, 1995, т.33, n 5, с. 809-813.
Кроме того, диссертационная работа и ее отдельные разделы апробированы на семинарах Отдела теплообмена ИВТ РАН под руководством д.т.н. Полежаева Ю.В. и д.т.н. Зейгарника Ю.А. в 1990-1995 г.г., на англо-советском семинаре "Моделирование процессов теплообмена" (Манчестер, Великобритания, апрель 1990 г.), на российско-американской рабочей встрече по высокотемпературному теплообмену
Остин, Техас, США, октябрь 1993 г.).
Диссертация состоит из Введения, 4-х Глав, Заключения, Библиографии и Приложения.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ И ВЫВОДЫ
1. Для исследования теплообмена высокотемпературного сжимаемого потока газа с плоской пластиной создана экспериментальная установка на базе ударной трубы, включающая пластину с восьмью датчиками теплового потока, и систему измерений и автоматизации эксперимента для измерения быстропротекакяцих процессов. Для измерения конвективных тепловых потоков применены датчики теплового потока калориметрического типа, модифицированные и усовершенствованные с целью их использования в условиях конвективного теплообмена. Проведены методические эксперименты, которые подтвердили надежность их работы и достоверность получаемых результатов. Разработана методика обработки сигналов от датчиков тепловых потоков.
2. Проведены экспериментальные исследования стационарного теплообмена в сильно охлажденном турбулентном пограничном слое воздуха на плоской пластине, получены данные по плотностям тепловых потоков к пластине при и =1,45-4,45 км/сек; р =0,65-5,0 атм; т =1650-5570 К; i /i = 0,015-0,115; м =1,8-2,9; Re* =4 I05-8 IO6. e w aw e x
Полученные экспериментальные данные значительно расширяют диапазон исследуемых параметров для плоской пластины (прежде всего по значениям энталышйного фактора) и относятся к области совместного проявления неизотермичности, переменности свойств, сжимаемости и больших чисел Рейнольдса. Приведено обобщение экспериментальных данных по турбулентному теплообмену в виде зависимости st от Rex, которое рекомендуется для инженерных расчетов в области сильного охлаждения пограничного слоя.
3. Впервые получены экспериментальные данные по характеристикам перехода от ламинарного к турбулентному пограничному слою на плоской пластине в условиях сильного охлаждения пограничного слоя и существенной переменности свойств - по критическим числам Рейнольдса начала и конца перехода. Представлены данные по зависимости чисел Рейнольдса начала и конца перехода, а также ширины перехода от единичного числа Рейнольдса, числа Маха, температурного фактора в диапазоне р = 0,4-3,5 атм, м = 2,2-3,1, т /т = 0,009-0,035, ReT= I,4*10-4,7"10° см . Числа Рейнольдса перехода изменяются в диапазоне ReKp J= I,8'I05-5,7-IQ5, ReKp 2= 3,5•I05-9,5'IO5. Установлено сильное влияние на характеристики перехода единичного числа Рейнольдса, и приведена экспериментальная зависимость ширины перехода от единичного числа Рейнольдса.
4. Сравнение экспериментальных данных по теплообмену в стационарном турбулентном пограничном слое с известными расчетными соотношениями позволяет сделать следующие выводы.
4.1 Применение соотношений теории Кутателадзе-Леонтьева позволяет описывать экспериментальные данные по теплообмену при использовании формул второго приближения теории, где учитываются конечные числа Рейнольдса и переменность свойств газа. Точность описания полученных экспериментальных данных составляет 20%. Этот метод может быть рекомендован для инженерных расчетов.
4.2 Лучшим из рассмотренных полу эмпирических методов для описания экспериментальных данных является метод Соммера и Шорта. Расхождение рассчитанных по этому методу коэффициентов теплоотдачи с экспериментальными данными не превышает 20%. Этот метод так же может быть рекомендован для инженерных расчетов.
Известный метод Сполдинга и Чи занижает значения коэффициентов теплоотдачи в сравнении с опытными данными на 10-35%, однако при использовании коэффициента в аналогии Рейнольдса, равного 1,16, расхождение расчетных и экспериментальных данных не превышает 20%.
4.3 Использование соотношений Себиси-Смита для описания турбулентного переноса импульса и тепла позволяет удовлетворительно рассчитывать численным методом теплообмен в турбулентном пограничном слое во всем исследованном экспериментально диапазоне значений энтальпийного фактора. Известная зависимость Себиси-Смита для функции перемежаемости, описывающая переход от ламинарного к турбулентному течению в пограничном слое, позволяет описывать полученные экспериментальные данные по переходу при существенно переменных свойствах.
5. В результате анализа экспериментальных данных, исследований других авторов, и сравнения с результатами расчетов, сделан вывод о том, что сильная переменность свойств в пограничном слое слабо влияет на обобщающие зависимости теплообмена и можно считать, что все изменения свойств происходят в пределах вязкого подслоя.
6. Проанализированы режимы развития пограничного слоя за удар ной волной. Показано, что возможен переход от ламинарного к турбулентному течению в области сильной нестационарности (при а > I), что является подтверждением предсказанных ранее режимов развития пограничного слоя за ударной волной.
1. Кутателадзе С.С., Леонтьев А.И. Тепломассообмен и трение в турбулентном пограничном слое.- М: Энергоатомиздат, 1985.
2. Предводителев А.С., Ступоченко Е.В., Плешанов А.С. Таблицы термодинамических функций воздуха для температур от 200 до 6000 К и давлений от 0,00001 до 100 атмосфер. М.: ВЦ АН COOP, 1962.
3. Предводителев А.С., Ступоченко Е.В., Плешанов А.С. Таблицы термодинамических функций воздуха для температур от 6000 до 12000 К и давлений от 0,001 до 1000 атмосфер. М.: АН СССР, 1958.
4. Bennet S., Jos J.M., Knopp C.F., Morris J. and Bade W.W., Teoretical and Experimental Studies oi Higt Temperature Gas Transport Properties Final Report. AVCO/RAD - TR 67-7 (May 1965) also AVCO/RAD - SR 65-35 (Feb. 1965).
5. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Справочное издание в 4-х томах, 8-ми книгах, М: Наука, 1978.
6. Леонас Ю.В., Самуйлов Е.В. Методы определения потенциалов взаимодействия атомов, молекул и ионов. ТВТ, 1965, 5, Т4, с.710-724.
7. Шиков В.К., Зуев В.И. Программа расчета термодинамических и переносных свойств многокомпонентных химически реагирующих и ионизированных газовых смесей. Отчет ИВТАН, n 69/81, М., 1981.
8. Зуев В.И., Шиков В.К. Конвективный теплообмен в пограничном слое за ударной волной, движущейся вдоль плоской пластины с острой кромкой. Метод расчета и сравнение с экспериментальными данными. ТВТ, 1988, 26, Т5, с.909-917.
9. Лапин Ю.В. Турбулентный пограничный слой в сверхзвуковых потоках газа,- М.: Наука, 1980.
10. Кэри мл. Измерение теплообмена и перехода в турбулентном пограничном слое на охлаждаемой стенке при числе Маха 6. РТК, т.6, n 5, 1968, с.244-245.
11. Winkler Е.М. Investigation of flat plate hipersonic turbulent boundary layers with heat transfer. ARC Paper, N 586-59 (1959).
12. Coles D. Measurements of Turbulent Friction on a Smooth Flat Plate in Supersonic Flow. Journal of the Aeronautical Scienses, vol.21, N 7, July 1954, p.433-448.
13. Комаров В.П., Леонтьев А.И. Экспериментальное исследование эффективности завесы в турбулентном пограничном слое газа, -ТВТ, 1970, 2, Т8, с.353-358.
14. Еелянин Н.М. ПМТФ, 1964, n 4.
15. Каменщиков В.А., Пластинин Ю.А., Николаев В.М., Новицкий Л.А. Радиационные свойства газов при высоких температурах. М.: Машиностроение, 1971.
16. Баженова Т.В., Гвоздева Л.Г. Нестационарные взаимодействия ударных волн.- М.: Наука, 1977.
17. Хопкинс и Нерем. Экспериментальное исследование теплообмена в сильно охлажденном турбулентном пограничном слое РТК, т.6, n 10, 1968, с. I08-116.
18. Кук и Ричарде. Теплообмен в сверхзвуковом турбулентном пограничном слое на сильно охлажденной поверхности. РТК, т.15, N 9, 1977, с.145-146.
19. Richards,D.Е. Correlation of Turbulent Boundary Layer Heat Transfer on a Flat Plate in Low Supersonik Mach Number Flows with High Wall Cooling. Unpublished M.S. thesis, Iowa State Univer— sity, Ames, Iowa, 1974.
20. Jones, J.J. Shock-Tube Heat Transfer Meausrements on Inner Surface of a Cylinder (Simulating a Flat Plate) for Stagnation Temperature Range 4100 to 8300 R.- NASA TN D-54, 1959.
21. Rose, P.H., Probstein, R.F., and Adams, M.C. Turbulent Heat Transfer Through a Highly Cooled Partially Dissociated Boundary Layer.- Journal of the Aeronautical Scienses, vol.25, N 12, Dec. 1958, p.751-760.
22. Devies W.R., Bernstein L. Heat Transfer and Transition to Turbulence in the Shock-Induced Boundary Layer on a Semiinfinite Flat Plate.- J.Fluid. Mech., 1969, vol.38, p.109-125.
23. Коньков А.А., Козюков E.A., Крымов Г.А. Радиационно-конвективный теплообмен при обтекании плоской пластины гиперзвуковым потоком воздуха. Методика экспериментального исследования. Отчет МВТАН, n 126/82, М., 1982.
24. Зуев В.И., Сокольский А.А., Шиков В.К., Эйгенсон Е.Б. Экспериментальное исследование теплообмена в пограничном слое на плоской пластине в ударной трубе. Отчет ИВТАН, М., 1989.
25. Mirels H. Calculation Formulas for Laminar Shock Tube Boundary Layer.- The Physics of Fluids, 1966, vol.9, p.1265-1272.
26. Фелдерман. Теплообмен и касательное напряжение в неустановившемся пограничном слое на плоской пластине, образованном при прохождении ударной волны. РТК, 1968, т.6, n 3, с.31-36.
27. CookW.J., Chapman G.T. Characteristics of the Unsteady Shock-Indused Laminar Boundary Layer on a Flat Plate.- J. Phis, of Fluids, 1972, vol.15, N 12, p.2129-2139.
28. Hartunian,R.A., Russo.ft.L,, and Murone,P.V. Boundary Layer Transition and Heat Transfer in Shock Tubes. Journal of the Aeronautical Scienses, Vol.27, Aug. I960, p.587-594.
29. Холл Сравнение : данных по переходу пограничного слоя в течениях за ударной волной.- Изв. АН СССР, МЖГ, nI, с.131-133, 1976.
30. Dillon R.E., and Naoamatsu Н.Т. Heat Transfer and Transition Mechanism on a Shock Tube Wall.- AIAA 20th Aerospase Scin-ses Meeting, Orlando, Jan., 11-14, 1982, p.1524-1528.
31. Dillon R.E., and Nagamatsu H.T. Heat Transfer Rate for Laminar, Transition and Turbulent Boundary Layer and Transition Phenomenon on Shock Tube Wall.- AIAA Pap., N 32, 1982.
32. Демьянов Ю.А. Формирование пограничного слоя на пластине за движущимся скачком уплотнения.- ПММ, 1957, т.21, вып.З, с.443.
33. Экройд. Касательное напряжение на стенке и теплоотдача в ламинарном пограничном слое , образующемся за ударной волной.-РТК, 1968, т.6, n 3, с.219-221.
34. Samuel T.D., Ackroyd J.A.D. Shock-indused turbulent bondary layers. Applide Scientific Reseach, 1973, vol.28, N3, p.161-184.
35. Lam S.H. Crocco L.J.- J. Aerosp. Sci., 1959, v,26, p.54.
36. Cook W.J.,Chapman B.T.J., Phis. Fluids, 1972. v.15, N12, p.2129.
37. Демьянов Ю.А., Феоктистов В.В. Численное решение задачи формирования пограничного слоя на пластине за движущейся ударной волной. МЖГ, 1976, n I, с.32-42.
38. Mirels Н. Lsminar Boundary Layer Bihind Shock Advinsiny on to Stationary Fluid.- TN 3401, 1955 NASA.
39. Mirels H. Boundary Layer Shock on Thing Exposion Wave Moving Into Stationary Fluid. TN 3712, 1956 NASA.
40. Gooderum P.B. An Experimental Study of the Turbulent Boundary Layer on Shock Tube Wall. TN 4243, 1958, NASA.
41. Mirels H. Laminar Boundary Layer Bihind a Strong Shock Moving on to Air.- TN D293, 1961. NASA.
42. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1969.
43. Гупта. Нелинейная задача о взаимодействии потока с пограничным слоем в ударной трубе. РТК, 1973, т.II, n 4, с.156-159.
44. Демьянов Ю.А., Феоктистов В.В. Применение метода интегральных соотношений к решению сингулярных уравнений параболического типа, встречающегося в теории пограничного слоя. Ж. выч. техники и мат. физики, 1975, т.15, n 2.
45. Исигуро. Расчет течения около полу бе оконечной пластины в ударной трубе. РТК1974, т. 12, N 3,с. 150-152.
46. Cebeci т., Smith A. Analysis of Turbulent Boundary Layers. New-York-London, Acad. Press, 1974.
47. Ферри А. Основные результаты экспериментов на ударных трубах. Гослитиздат. М.: 1963.
48. Абрамович Г.Н. Прикладная газодинамика.- М.: Наука, 1976.
49. Роуз, Станкевич. Измерение теплопередачи в критической точке тела, обтекаемого частично ионизированным воздухом. -РТК, 1963, т.I, n 12, с.43-57.
50. Rose P. Development of the Calorimeter Heat Transfer Gauge for Use in Shock Tubes.- The Review of Scintific Instruments, 1958, vol.5, N 7, p.557-564.
51. Грушинский, Уоррен. Экспериментальное исследование теплопередачи при полете со сверхвысокой скоростью в атмосферах планет.РТК, 1964, т.2, n 9, с.31-42.
52. Баутин А.В., Поляков Ю.А. К вопросу измерения нестационарных тепловых потоков. ТВТ, 1979, т.17, n 3, с.587-591.
53. Конькое Л-А., Крымов Г.А. Радиационные и полные тепловые потоки от воздушной плазмы к твердой поверхности твердого тела при отражении ударной волны. В сб. Вопросы конвективного и радиа-ционно-кондуктивного теплообмена. М., Наука, 1980, с.185.
54. Бенилов М.Г., Шиков в.К. Теплообмен в пограничном слое на стенке с квазипериодическим распределением температуры.- ТВТ,1987, т.25, n5, с.436-442.
55. Елисеев А.Г., Коньков А.А., Крымов Г.А., Шиков В.К. Исследование радиационно-кондуктивного теплообмена за отраженными ударными волнами в гетерогенных средах. В сб. 4 Всесоюзная конф. "Динамика излучающего газа", М., ИПМ АН СССР, 1980, с.28-31.
56. Ступоченко Е.В, Лосев С.А., Осипов А.И. Релаксационные процессы в ударных волнах.- М.: Наука, 1965.
57. Зайдель А.И. Элементарные оценки ошибок измерений.- Л.: Наука, 1968.
58. Коньков А.А., Соколов А.И. Интерферометрическое исследование распространения мощных ударных волн в воздухе.- Изв. АН СССР, Механика жидкости и газа, n 4, 1977, с.167-171.
59. Зальцман И.Г., Сокольский А.А., Шиков В.К., Эйгенсон Е.Б. Исследование сверхзвукового обтекания прямоугольных выемок. Отчет ИВТАН М., 1987.
60. Sommer S.C. and Short В.Л. Free-Flight Measurements' of Turbulent Boundary-Layer Skin Frictin in the Presence of Severe Aerodynamic Heating at Mach Namber From 2.8 to 7,- Journal оfthe Aeronautical Scienses, vol.23, N 6, June 1956, p.536-542.
61. Van Driest, E.R. Problem оf Aerodynamic Heating. -Aeronautical Engineering Review, vol.15, N 10, Oct. 1956, p.26-41.
62. Spalding,Dand Chi,S.W. The Drag of a Compressible Turbulent Boundary Layer on a Smooth Flat Plate with and without Heat Transfer.-Journal of Fluid Mechanics, vol.18, ptl, 1964, p.117.
63. Гладунцов А.И., Курганов В.А., Петухов Б.С. Влияние переменности физических свойств многоатомного газа на теплопередачу при ламинарном и турбулентном течении в трубах. В сб. Теплообмен и физическая газодинамика. М.: Наука, 1974, с.34-66.
64. Хопкинс и Инуе. Оценка методов расчета турбулентного поверхностного трения и теплопередачи на плоской пластине при сверхзвуковых и гиперзвуковых числах Маха.- РТК, т.9, n 6, 1971, с. 3-15.
