Влияние температурного фактора на параметры сверхзвуковых турбулентных течений в каналах переменного сечения тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

4850686

Захарова Юлия Викторовна

ВЛИЯНИЕ ТЕМПЕРАТУРНОГО ФАКТОРА НА ПАРАМЕТРЫ СВЕРХЗВУКОВЫХ ТУРБУЛЕНТНЫХ ТЕЧЕНИЙ В КАНАЛАХ ПЕРЕМЕННОГО СЕЧЕНИЯ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

2 3 июн 2011

Новосибирск - 2011

4850686

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук

Научный руководитель:

доктор физико-математических наук

профессор Федорова Наталья Николаевна

Научный консультант:

кандидат технических наук

с.н.с. Гольдфельд Марат Абрамович

Официальные оппоненты:

доктор технических наук

профессор Терехов Виктор Иванович

доктор физико-математических наук

Латыпов Альберт Фатхиевич

Ведущая организация: Московский физико-технический институт

Защита состоится « (И » июля в « 9 » часов на заседании диссертационного совета Д003.035.02 в Институте теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН (630090, г. Новосибирск, ул. Институтская 4/1)

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН.

Отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный гербовой печатью учреждения, просим направлять по адресу: 630090, Новосибирск-90, ул. Институтская 4/1, ИТПМ СО РАН, ученому секретарю диссертационного совета.

Автореферат разослан «31» мая 2011 г. Ученый секретарь диссертационного совета,

доктор технических наук ЗасыпкинИ.М.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность

При конструировании каналов технических устройств, использующих в качестве рабочего тела высокоэнтальпийные газовые среды, в том числе двигательных установок высокоскоростных летательных аппаратов, необходима информация о фундаментальных свойствах течений, позволяющая предсказывать влияние основных параметров (геометрии канала, чисел Маха, Рейнольд-са), а также масштабного и температурного факторов на картину течений.

При проведении экспериментальных исследований в трубах кратковременного действия с высокими параметрами торможения, для которых характерными являются условия «холодной стенки», существенную поддержку оказывает физико-математическое моделирование, позволяющее получить полную информацию о течении, провести параметрические исследования и прояснить детали сложных течений.

Для тепловой защиты поверхностей технических устройств часто используется их охлаждение, что также формирует условия неадиабатичной стенки, которые могут изменить волновую структуру течений и динамические нагрузки.

Изменение температуры стенки может быть использовано для управления течениями в каналах.

Таким образом, изучение влияния температурного фактора на параметры течений в каналах переменного сечения актуально как с фундаментальной, так и с практической точек зрения. Ранее такие исследования были выполнены для дозвуковых (В.И. Терехов, 2009, 2010) и сверхзвуковых (Holden, 1966; Back, L.H., Cuffel, R.F., 1976, В.А. Башкин, И.В. Егоров, 2000, Г.Н. Лаврухин, 2008) течений. Однако они проводились для умеренных полных температур (Т0 < 1000 К) и в узком диапазоне изменения температурного фактора (Т„/Т0=0.8-И .2). Данные о влиянии температурного фактора в течениях с высокими параметрами торможения (Холден, 1966) немногочисленны.

Для сверхзвуковых течений в каналах характерно образование отрыва пограничного слоя. Известно (Spaid F. W. and Frishett, 1972), что при одиночном взаимодействии пограничного слоя со скачком уплотнения (угол сжатия, падающий скачок) снижение температуры стенки приводит к сокращению отрывной зоны, поскольку холодная стенка увеличивает наполненность профиля пограничного слоя и тем самым повышает его способность противостоять встречному градиенту давления. В то же время эффект холодной стенки при воздействии нескольких скачков ранее не исследовался. Отсутствуют систематические данные о влиянии температурного фактора на сверхзвуковые отрывные течения в окрестности уступа / каверны, в которых отрыв вызван не воздействием встречного градиента давления, а геометрией поверхности.

Цели работы

- Расчетные и экспериментальные исследования высокоэнтальпийных течений в каналах с уступами/кавернами;

- Исследования отрывных свойств турбулентного пограничного слоя при комбинированном взаимодействии со скачками уплотнения/волнами разрежения при высоких параметрах торможения;

- Изучение влияния температурного фактора на отрывные свойства пограничного слоя при его взаимодействии с последовательностью ударных волн, а также параметры и структуру отрывных течений в окрестности уступов и каверн;

- Исследование способов управления параметрами сверхзвуковых течений в каналах технических устройств с помощью температурного фактора.

Научная новизна

В широком диапазоне изменения температурного фактора (ТУТо=0.1+1.0) для условий высокоэнтальпийного потока (То=1000+3000 К) исследованы характеристики сверхзвуковых (Мя=2+4) отрывных течений при комплексном взаимодействии турбулентного пограничного слоя со скачками уплотнения и волнами разрежения различной интенсивности.

Показано, что при наличии отрыва на первом взаимодействии с ударной волной размер отрыва турбулентного пограничного слоя на втором угле сжатия сокращается.

Получены подробные данные о влиянии температурного фактора на размер отрывной зоны, уровень донного давления и статической температуры, а также вихревую картину отрывной зоны для сверхзвукового течения в канале с обратным уступом при высоких параметрах торможения. Показано, что холодная стенка сокращает отрыв за уступом, что обусловлено: 1) снижением статической температуры в отрывной зоне и, следовательно, донного давления; 2) изменением относительной толщины вытеснения пограничного слоя перед взаимодействием.

Для течений в канале с каверной открытого типа впервые в расчетах получен режим сверхзвукового течения с образованием волны сжатия в окрестности передней кромки каверны. Показано, что снижение температурного фактора приводит к повышению интенсивности скачка в зоне присоединения слоя смешения на задней наклонной стенке каверны, что, как и в случае уступа, обусловлено снижением статической температуры и давления в рециркуляционной зоне.

Практическая ценность работы

Полученные в работе данные могут использоваться при разработке методов тепловой защиты поверхностей и методов управления высокоскоростными течениями в каналах технических устройств, а также для поддержки экспериментальных исследований, проводимых в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия.

На защиту выносятся результаты

■ численного моделирования сверхзвуковых турбулентных течений в окрестности двойных углов сжатия при адиабатических и неадиабатических температурных условиях на стенке; исследования влияния предварительного взаимодействия на изменение отрывных свойств пограничного слоя при последовательном взаимодействии с ударными волнами различной интенсивности;

■ численного и экспериментального изучения сверхзвуковых течений в канале с уступом различных конфигураций в широком диапазоне изменения внешних параметров (Мх=2+6, Т0= 1000+3000 К) и температурного фактора (Т„/То=0.1-М .0); численного исследования влияния температуры стенки на изменение уровня донного давления, длины отрывной области и ее вихревой структуры;

■ численного и экспериментального исследования влияние начальных параметров, геометрии, температурного и масштабного факторов на распределение основных параметров и волновую картину течения в канале с каверной.

Достоверность результатов подтверждается

- использованием проверенных на широком классе задач полных математических моделей, современных численных алгоритмов и пакетов программ;

- сопоставлением результатов расчетов с экспериментальными данными по распределению основных параметров и структуре течения;

- сравнением с результатами других авторов;

- проверкой сходимости численного решения на последовательности сгущающихся сеток.

Апробация работы

Результаты работы докладывались и обсуждались на научных семинарах ИТПМ СО РАН, на объединенном семинаре ИВТ СО РАН, кафедры Математического моделирования НГУ, кафедры Вычислительных технологий НГТУ «Информационно - вычислительные технологии (численные методы механики сплошной среды)», на семинаре Института теплофизики им. С.С. Кутателадзе, а также на следующих конференциях: Второй Европейской конференции по аэрокосмическим наукам, ЕиСАББ (Брюссель, Бельгия, 2007); XXI Всероссийском семинаре «Струйные, отрывные и нестационарные течения» (Новосибирск, 2007); Международной школе-семинаре «Модели и методы аэродинамики» (Евпатория, Украина, 2006, 2007, 2010 гг.); Международной конференции по методам аэрофизических исследований 1СМА11 (Новосибирск, 2007, 2008, 2010); 27-м Международном симпозиуме по ударным волнам КБШ (Санкт-Петербург, 2009).

Публикации

По теме диссертации опубликовано 23 работы, из них 3 работы в изданиях их списка ВАК. Основные результаты представлены в статьях, список которых приведен в конце автореферата.

Личный вклад автора

При выполнении работ по теме диссертации диссертант принимал активное участие в постановке задач, проведении экспериментальных исследований в импульсной трубе ИТ-302М, сборе и обработке экспериментальных данных, наполнении базы экспериментальных данных, в обсуждении экспериментальных результатов. Автором проведены расчеты и анализ результатов всех рассматриваемых в диссертации течений. Результаты совместных работ представлены в диссертации с согласия соавторов.

Структура и объем диссертации

Диссертационная работа состоит из введения, пяти глав, заключения, библиографического списка, включающего 197 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность исследуемых задач, приведены основные особенности течений, возникающие при исследуемых взаимодействиях. Представлены некоторые классические работы по данной тематике и описана структура диссертации.

В первой главе сделан обзор литературы по теме работы.

В §1 приводится обзор работ по взаимодействию пограничного слоя с одиночным скачком уплотнения. Анализируется влияние различных параметров (чисел Маха, Рейнольдса), состояния пограничного слоя на условия зарождения отрыва. Представлены работы, в которых исследовано влияние температуры стенки на изменение отрывных свойств пограничного слоя. Показано, для случая отрыва, инициированного воздействием скачка уплотнения, снижение температуры стенки уменьшает длину отрывной зоны.

В §2 сделан обзор литературы по комплексным взаимодействиям пограничного слоя со скачками уплотнения и волнами разрежения различной интенсивности. Показано, что предварительное воздействие скачка уплотнения повышает уровень турбулентности в потоке. Это улучшает способность пограничного слоя противостоять отрыву. В то же время воздействие волны разрежения ламинаризует пограничный слой, и его способность противостоять отрыву понижается. Работы выполнены для низкоэнтальпийных потоков, для которых влияние температурного фактора не исследовано.

В §3 приведены работы по исследованиям течений в каналах с уступами / кавернами. Показано влияние различных параметров, в том числе температурного фактора и конфигурации уступа (сужение кормовой части) на структуру течения.

В §4 на основе представленного литературного обзора сформулированы основные цели настоящей работы.

Во второй главе представлены методики расчетных и экспериментальных исследований.

В §1 описаны модели и методы экспериментальных исследований, выполненных в импульсной аэродинамической трубе ИТ-302М ИТПМ СО РАН. Эксперименты выполнены в режиме присоединенного трубопровода в диапазоне чисел Маха М„= 2+4, при высоких параметрах торможения (Ро=20+40 бар, Т0=1000+3000 К, Re,=15+40xl06 1/м). В ходе эксперимента температура, давление и число Рейнольдса изменялись, а число Маха оставалось постоянным. Длительность эксперимента составляла 100+200 мс, поэтому стенка экспериментальной модели оставалась холодной. Экспериментальная модель представляла собой плоский канал с обратным уступом. Верхняя стенка канала была съемной, что позволяло менять конфигурацию уступа либо устанавливать каверну. В экспериментах были измерены параметры набегающего потока на входе в канал, распределения статического давления вдоль стенок модели, давления Пито для определения параметров пограничного слоя, а также выполнена визуализация течения (оптические измерения).

В §2 описана методика сбора, обработки, хранения и анализа экспериментальных результатов, основанная на использовании технологий баз данных. Данные экспериментов были занесены в базу данных «ARROW», что позволяло быстро обрабатывать и анализировать результаты экспериментальных исследований, отображать графическую информацию и сравнивать результаты различных экспериментов между собой.

В §3 приведена методология обработки экспериментальных измерений, выполненных при числе Маха Мо0=2.8 с целью оценки интегральных характеристик турбулентного пограничного слоя. В условиях импульсной трубы подобные измерения были выполнены впервые.

В §4-6 представлено описание математической модели, методики расчета и задания граничных условий. Численное моделирование было проведено на основе полных нестационарных осредненных уравнений Навье - Стокса, дополненных различными моделями турбулентности (к - со и SST). Были использованы два пакета программ: «оригинальный», разработанный ранее H.H. Федоровой и др., а также коммерческий пакет программ ANS YS CFD 12 (Fluent). Использовались современные схемы (AUSM, Roe, van Leer) высокого порядка аппроксимации. Решение стационарных задач проводилось методом установления. Расчетная область задачи, как правило, включала не всю модель, а только ее часть, примыкающую к исследуемой области (уступ/каверна/угол сжатия). Во входном сечении расчетной области задавались профили газодинамических и турбулентных параметров, полученные из расчетов пластины/плоского канала эффективной длины, необходимой для достижения параметров пограничного слоя, соответствующих экспериментальным данным. Регулярная расчетная сетка содержала 500 + 1000 узлов в ^-направлении и

200 -г 350 узлов в ^-направлении со сгущением к поверхностям для разрешения пограничных слоев. Для всех задач проводились исследования сходимости по сетке. Результаты, полученные по двум расчетным программам, были сопоставлены, получено хорошее согласование.

В третьей главе диссертации представлены результаты исследования характеристик турбулентного пограничного слоя при его взаимодействии с системой скачков уплотнения.

В §1 исследовались сверхзвуковые турбулентные течения в окрестности последовательности углов сжатия. Расстояние между углами сжатия было фиксированным (й?=100 мм), величина первого угла изменялась: ах=Т, 11°, 15°, а величина второго угла была постоянной а.г=18°. Численное моделирование проводилось для условий экспериментов, выполненных ранее М.А. Гольдфельдом в сверхзвуковой аэродинамической установке Т-313 ИТПМ СО РАН при М0О=2-ь4. Полученные детальные картины течения позволили оценить характеристики пограничного слоя в условиях комплексного взаимодействия со скачками уплотнения. Представленные на рис. 1 расчетные распределения статического давления (сплошные линии) хорошо согласуются с результатами невязкой теории (штриховые линии) и с экспериментальными данными (символы), измеренными на первом угле сжатия.

Рис. 1. Распределение статического давления для СХ[=11° (а), 15° (б), М»=4 (7), 3 (2)

В §2 при адиабатических условиях на стенке рассматривалось влияние предварительно скачка (величины а\) на изменение отрывных свойств турбулентного пограничного слоя в окрестности второго угла. Были проведены расчеты взаимодействия пограничного слоя с одиночным скачком «2=18°. При этом во входном сечении задавалось внешнее течение с числом Маха, полученным за первым скачком различной интенсивности, и профили равновесного турбулентного пограничного слоя с интегральными характеристиками, близкими к параметрам возмущенного первым взаимодействием пограничного слоя. Показано, что наличие отрыва на первом угле сжатия приводит к изменению отрывных свойств пограничного слоя в области второго взаимодействия. Сравнение длин отрыва для одиночного и двойного взаимодействия показывает, что воздействие предварительного скачка сокращает протяженность области отрыва на втором угле сжатия (рис. 2). Такая тенденция в изменении

отрывных свойств сохраняется для всех рассмотренных чисел Маха и углов предварительного поворота потока (рис. 3).

Рис. 2. Распределение коэффициента тре- Рис. 3. Зависимость относительной длины ния при М,„=4, «]=0° (/), 15° (2) отрыва от числа Маха для различных а\

Для объяснения этого эффекта были проанализированы профили турбулентных параметров для случаев одиночного и двойного взаимодействий. После отрыва на первом угле сжатия турбулентная вязкость значительно возрастает по сравнению с невозмущенным случаем. Высокая турбулентная вязкость сохраняется до второго взаимодействия и препятствует развитию отрыва, что приводит к сокращению размера отрывной области на втором угле.

В §3 проведено численное исследование влияния температуры стенки на изменение отрывных свойств пограничного слоя в окрестности двойного угла сжатия. В качестве начальных условий были выбраны типичные условия экспериментов импульсной трубы ИТ-302М при М„=2.8 с высокими значениями полной и статической температуры (Р0=45 бар, Т0=1700 К, Тм=800 К). В расчетах значение температуры стенки варьировалось от холодной (Тж=300 К) до адиабатической. Анализ распределений статического давления и коэффициента трения показал, что охлаждение стенки приводит к сокращению длины отрыва в окрестности первого и второго углов сжатия. Как показывает рис. 4, этот эффект связан с ростом коэффициента трения перед областью взаимодей-

М„=2.8, «1=11°, «2=18°, Т„=300 (/), Т„,=800 (2), адиабатическая стенка (3)

В четвертой главе приведены результаты численного и экспериментального исследования течения в канале с обратным уступом. Обтекание обратного уступа характеризуется образованием дозвуковой рециркуляционной области, в которой могут реализовываться близкие к температуре торможения значения статической температуры, что является оптимальным для воспламенения смеси. Поэтому такая конфигурация может быть использована в качестве стабилизатора пламени в сверхзвуковом потоке. В то же время изменение температуры стенки может приводить к существенным изменениям параметров внутри рециркуляционной зоны, в том числе к снижению статической температуры.

В §1 исследовалось влияние температуры стенки на параметры и структуру течения в канале с обратным уступом. Численное моделирование проводилось для условий экспериментов, выполненных в импульсной трубе ИТ-302М при высоких значениях полных температур (То=1200-ь3000 К). Подробно проанализированы волновые картины течений при числах Маха Мл = 2, 2.3, 2.8. Показано, что снижение температуры стенки приводит к уменьшению уровня донного давления и сокращению длины отрывной области (рис. 5). Такая тенденция сохранялась для всех рассматриваемых чисел Маха.

о.ооз 0.002

0.001

-0.001

-0.05 0.05 0.15 0.25 х,м -0.05 0.05 0.15 0.25

Рис. 5. Распределение давления (а) и коэффициента трения (б), Мсо=2.8, Т0=1400 К

При М„=6, То=3000 К, Т„=300 К выполнены расчеты без учета и с учетом изменения удельной теплоемкости (Ср) в зависимости от температуры газа. Показано, что учет реальных свойств газа усиливает эффект холодной стенки.

При изменении температуры стенки значительные изменения происходят в вихревой структуре течения. При адиабатических условиях на стенке в рециркуляционной области наблюдается высокий уровень статической температуры (Т™~1100К) и реализуется режим течения с двумя большими вихрями (рис. 6). Для холодной стенки (Тте=300 К) наблюдается режим течения с одним большим вихрем, а уровень температуры в отрывной области снижается до значений в набегающем потоке. Максимальная температура реализуется в области присоединения потока.

Причиной описанных выше изменений уровня донного давления и длины отрывной области является снижение температуры стенки, что приводит к снижению уровня статической температуры в рециркуляционной области

(рис. 7, а). Плотность при этом практически не меняется, поэтому статическое давление в донной области снижается, а длина отрыва сокращается.

0.06 х.м

Рис. 6. Поля статической температуры и линии тока для М^=2.8

Кроме того, анализ данных о влиянии температуры стенки на параметры турбулентного пограничного слоя показал, что при снижении температуры стенки происходит существенное изменение профилей основных параметров в сечении перед уступом. Данные таблицы 1, в которой приведены толщины пограничного слоя перед уступом, а также величины относительного донного давления и длины отрыва, показывают, что в зависимости от температуры стенки изменяются интегральные характеристики пограничного слоя. Для холодной стенки (Т„=300 К) в сечении перед расширением наблюдается более толстый пограничный слой. Однако значение относительной толщины вытеснения для адиабатической стенки остается больше, чем для холодной.

Таблица 1 .Результаты расчетов течений в канале с уступом

м„ т,„ К 8,мм 8 ,мм Рь/Р- Ь^р, мм

2 300 9.2 1.4 0.37 49

500 9.2 1.65 0.4 52

900 9.2 2.0 0.44 56

1200 9.2 2.3 0.47 60

2.33 300 10 1.93 0.3 45

600 10.2 2.47 0.35 48

900 10.4 2.91 0.37 50

1400 10.4 3.2 0.41 55

2.8 300 10.7 2.77 0.25 43

800 10.4 2.8 0.27 48

1790 9.04 2.88 0.31 52

При сохранении расхода по каналу увеличение относительной толщины вытеснения пограничных слоев на верхней и нижней стенках приводит к уменьшению эффективной высоты канала. Поэтому при адиабатических условиях на стенке струя, срывающаяся с кромки уступа, пробивает дальше, и тем самым увеличивается длина отрывной области. Увеличение длины отрыва в зависимости от относительной толщины вытеснения подтверждает зависимость, представленная на рис. 7, б.

а М=2.8

■ М=2.3

• М=2.8

♦ М=2

40

1100 1600 0.1

100

600

0.2

о.з 5*/8 о,4

Рис. 7. Изменение относительной длины отрыва в зависимости от температуры стенки (а) и относительной толщины вытеснения пограничного слоя (б)

В §2 представлены результаты численного и экспериментального исследования влияния конфигурации уступа на структуру течения в условиях адиабатической / неадиабатической стенки. Уступ с изменяемой геометрией часто используется для улучшения смешения воздуха и топлива, инжектируемого в канал перед областью расширения. Рассматривались три конфигурации уступа: 1 - прямой уступ, 2 - уступ с предварительным поджатием 8°, 3 - с предварительным расширением 8° (рис. 8).

Численное моделирование проводилось для условий экспериментов, выполненных в трубе ИТ-302М при следующих параметрах: М,=2.8, Т0= 1800+2000 К. Показано, что наличие предварительного сжатия/расширения приводит к изменению волной картины течения по каналу. Ударная волна, образующаяся в угле сжатия (конфигурации 2, рис. 9, а), переотражается от стенок канала, в результате чего образуются области высокого статического давления и отрывные зоны. При использовании такой конфигурации в качестве модельной камеры сгорания наличие дополнительных отрывных зон будет способствовать воспламенению смеси. Для конфигурации 3 (рис. 9, б) давление в области расширения снижается более плавно, что может быть использовано для уменьшения донного сопротивления.

Для каждой конфигурации численно исследовано влияние температуры стенки на структуру и параметры течения за уступом. Для конфигурации 2 обтекание предварительного угла сжатия 8° осуществлялось безотрывно. Расчетные распределения статического давления на нижней стенке хорошо совпада-

угол расширения

300

Рис. 8. Схема модели с измененной формой кромки

ют с экспериментальными данными (рис. 10, а). Максимальная протяженность отрывной области за уступом наблюдалась при адиабатических температурных условиях (рис. 10, б).

Рис. 9. Изолинии статического давления для конфигураций 2 (а) и 3 (б)

Холодная стенка значительно сокращает размер как основной, так и вторичных отрывных зон, обусловленных падением отраженных скачков на нижнюю стенку. Значение коэффициента трения для условий холодной стенки остается выше как перед областью взаимодействия, так и за областями отрывных зон, образованных вследствие воздействия скачка (рис. 10, б). Для этой конфигурации при Т„=300 К уровень относительного донного давления составлял Р/Р,=0.22.

Рис. 10. Распределение давления (а) и коэффициента трения (б), М«,=2.8, конфигурация 2

Для конфигурации 3 наблюдалось увеличение уровня относительного давления в донной области (Р/Р1=0.26), что вызвано более плавным расширением потока за счет предварительного угла расширения и уменьшения высоты уступа. За областью присоединения потока (г >0.04 м) уровень статического давления выше, чем перед областью взаимодействия, затем происходит снижение давления вследствие падения на нижнюю стенку волны разрежения (рис. 11, а). Сравнение расчетного и экспериментального распределения статического давления показало удовлетворительное соответствие. Все тенденции в изменении длины отрыва, уровня донного давления и поведения коэффициента трения сохраняются такими же, как и для рассматриваемых выше конфигураций (рис. 11, б).

Рис. 11. Распределение давления (я) и коэффициента трения (б), М„=2.8, конфигурация 3

Анализ влияния температуры стенки на длину отрывной зоны для конфигураций 2 и 3 показал, что так же, как и для конфигурации 1, увеличение температуры стенки приводит к увеличению относительной толщины вытеснения. Это приводит к уменьшению эффективной высоты канала и росту отрывной области (рис. 12). Самый большой отрыв получен для конфигурации 2, самый маленький - для конфигурации 3.

В пятой главе представлены результаты численного и экспериментального исследования течения в канале с каверной. Приводится описание типов каверн и характерных особенностей течений. Геометрия канала представлена на рис. 13. В качестве начальных данных для расчетов были выбраны типичные условия экспериментов импульсной трубы ИТ-302М.

расчетная область

Рис. 13. Геометрия канала с каверной

В §1 численно исследовано влияние числа Маха (Мю=2, 2.5, 3) и полной температуры (Т0=1500, 1800, 2000 К) на течение в канале с каверной. Типичная картина течения в канале с каверной при М^З, 6=22.5° представлена на рис. 14, а. В этом случае вблизи передней кромки образуется волна разрежения (ВР). Внутри каверны формируется дозвуковая рециркуляционная зона (РЗ). Течение внутри каверны остается дозвуковым при всех рассматриваемых числах Маха. В окрестности присоединения слоя смешения вблизи задней кромки

0.2 0.25 0.3 0.35 8*/5

Рис. 12. Изменение относительной длины отрыва в зависимости от относительной толщины вытеснения пограничного слоя

формируются волны сжатия, далее образующие ударную волну (УВ). С ростом числа Маха происходит более интенсивное расширение потока в окрестности передней кромки и увеличение угла разворота слоя смешения в окрестности задней стенки каверны, что приводит к образованию более интенсивной волны сжатия (рис. 14, б).

В §2 представлены результаты по влиянию геометрии каверны (длины каверны Ь и угла отклонения задней стенки в) на изменение структуры течения и распределения основных параметров. Расчеты проведены для к=\6 мм, Р0=30 бар, остальные параметры исследованных течений представлены в таблице 2.

О 0,05 0.1 0.15 х.и 0.2 _

-0.02 0.02 0.06 0.1 х,м 0.14

Рис. 14. Изолинии плотности М„=3 (а), распределение давления М„=3 (/), 2.5 (2) и 2 (5) (6)

Таблица 2. Параметры течений в канале с кавер-

Увеличение Ь/Ъ (4.5 <1/7г <10) приводит к росту интенсивности волны разрежения в окрестности передней стенки каверны, что хорошо видно из представленного на рис. 15 распределения давления для конфигу- р/р

№ 1 2 3 4 5 6 7 8

Ш 4.5 8 4.5 4.5 4.5 8 10 12

в" 45 22.5 90 22.5

М 2 3

То, К 1500 2000

раций №5-7 таблицы 2. Дальнейшее увеличение Ь/к приводит к изменению режима течения в каверне. При Ь/к= 10 реализовывался режим открытой, а при иИ= 12-закрытой каверны. В случае закрытой каверны слой смешения присоединялся на нижнюю стенку каверны. В окрестности задней стенки образовывалась область высокого статического давления, что приводило к запиранию канала.

1 1 -|_Л1=4.5

2.1 -

1.6

1.1

0.6

0.1

-0.05 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 *.м Рис. 15. Распределение статического давления на нижней стенке для различных длин каверн

Значительные изменения течения в канале с каверной происходят при изменении угла отклонения задней стенки в. Как показывает рис. 16, а, в случае

№4 таблицы 2 (прямоугольная каверна) волна, образующаяся в области передней кромки каверны, является волной сжатия. В этом случае уровень статического давления внутри каверны выше, чем в набегающем потоке. Уменьшение угла отклонения задней стенки (в = 45°) приводит к тому, что слой смешения проникает глубже в каверну, что снижает интенсивность ударной волны в области передней стенки. При этом интенсивность ударной волны вблизи задней стенки возрастает (рис. 16, б). При дальнейшем уменьшении 6=22.5° в окрестности передней стенки формируется слабая волна разряжения. В этом случае внутри каверны уровень статического давления ниже, чем в набегающем потоке (рис. 16, в).

Рис. 16. Поля статического давления для: 9=90° (а), 45° (б), 22.5° (в)

В §3 для М<0=2.5, Т0=1800К, Ро=30 бар численно исследовано влияние масштабного фактора, то есть пропорционального изменения длины каверны Ь, глубины каверны /г, высоты канала с! и начальной толщины пограничного слоя 5, (таблица 3). Эти данные являются важными с точки зрения возможности переноса результатов, полученных в аэродинамических трубах, на натурные размеры.

№ й?, ММ к, мм Ь, мм 8, мм 8°

1 25 8 28.2 5

2 50 16 56.4 10 22.5 300

3 100 32 112.8 20

Результаты расчетов показали, что пропорциональное изменение геометрических размеров каверны не влияет на распределение статического давления на стенках. При изменении геометрических масштабов происходит изменение числа Рейнольдса, что приводит к изменению в распределении коэффициента трения.

В §4 численно исследовано влияние температуры стенки на параметры течений в канале с каверной. Для Мт=2.5 (рис. 17, а) при снижении температуры стенки наблюдалось монотонное снижение давления над каверной и рост интенсивности ударной волны в окрестности задней стенки каверны. Распределение статического давления на нижней стенке для М00=2 (рис. 17, б) показывает, что с уменьшением температуры стенки увеличивается интенсивность ударной волны вблизи задней стенки. При этом зависимость от температуры немонотонна: кривая (3) для Т„=1125 К на дне каверны (0 <х <0.072) лежит выше, а на задней наклонной стенке (0.072 <х <0.11) - ниже кривой (4), соот-

ветствующей адиабатической стенке. Аналогичный эффект имеет место для распределения коэффициента поверхностного трения. Этот эффект связан с изменением характера течения в окрестности передней стенки. Для холодных температур в окрестности передней стенки наблюдалась волна разрежения, тогда как для условий адиабатической стенки появлялась слабая ударная волна.

■ эксп — расчет

0.9

-0.01 0.04 0.09 Х,м -0.01 0.04 0.09 Х,м

Рис. 17. Распределение давления на нижней стенке для М„„=2.5 (а), М„=2 (б) для разных Т„.

В §5 представлено сравнение результатов численного моделирования с экспериментом. Расчеты были проведены для конкретных условий экспериментов, выполненных в импульсной трубе ИТ-302М. Представленные на рис. 18, 19 распределения статического давления на стенках канала с каверной показывают хорошее соответствие расчетных и экспериментальных данных.

Рис. 18. Распределение давления на нижней стенке (а) и верхней стенке (б), Мж=2

р(р-

■ эксп — расчет

-0.05 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 -0.1 0 0.1 0.2 Х.м

Рис.19. Распределение давления на нижней стенке (а) и верхней стенке (б), М,х,=2.33

Кроме того, в этом параграфе приводятся результаты численного исследования влияния различных локальных возмущений (высту-

пов/уступов/ступенек), расположенных на стенках канала перед каверной. Показано, что наличие таких возмущений существенно перестраивает волновую картину течения по каналу и оказывает влияние на все параметры течения.

По результатам расчетов течений в канале с каверной получены различные режимы: закрытая каверна; открытая каверна с волной разрежения на передней кромке; открытая каверна с волной сжатия на передней кромке. Определены факторы, влияющие на переход от одного режима течения к другому: увеличение длины каверны, уменьшение угла отклонения задней стенки, увеличение числа Маха, снижение температуры стенки.

В заключении сформулированы основные выводы диссертации:

1. При числах Маха М,я=2+4 численно исследовано взаимодействие турбулентного пограничного слоя с последовательностью скачков уплотнения. Для адиабатических условий на стенке показано, что в случае отрывного течения на первом скачке способность пограничного слоя противостоять отрыву в области второго взаимодействия повышается. Для М„=2.8 при высоких параметрах торможения (Ро=45 бар, Т0=1700 К) получено, что низкий температурный фактор сокращает размер отрыва на первом и втором взаимодействиях.

2. При М„=2-К5, Т0= 1200-^3000 К экспериментально и численно исследованы турбулентные течения в канале для трех различных конфигураций уступа (прямой 90° уступ, уступ с предварительным сжатием, уступ с предварительным расширением). Результаты расчетов для всех конфигураций удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными, полученными в высокоэнтальпийной установке кратковременного действия ИТ-302М (ИТПМ СО РАН). Для всех конфигураций снижение температуры стенки в расчетах приводит к сокращению протяженности отрывной зоны; снижению статической температуры и уровня донного давления; перестройке вихревой структуры течения в отрывной зоне. Основными причинами подобных эффектов являются: снижение уровня статической температуры в отрывной зоне, а также уменьшение относительной толщины вытеснения пограничного слоя перед уступом.

3. Экспериментально и численно исследованы сверхзвуковые (М„=2-ьЗ) высокоэнтальпийные (Т0= 1500-2000 К) турбулентные течения в канале с каверной. Впервые в расчетах получен стационарный режим течения типа открытой каверны с волной сжатия на передней кромке. Численно исследовано влияние различных факторов (геометрии каверны, числа Маха, масштабного и температурного фактора) на переход от одного режима течения к другому.

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах 1. Гольдфельд М.А., Захарова Ю.В., Федорова H.H. Исследование отрывных свойств турбулентного пограничного слоя при последовательном взаимодействии со скачками уплотнения различной интенсивности // Теплофизика и аэромеханика. 2008. Т. 15, № 3. С. 481-490.

2. Фалемпа Ф., Гольдфельд М.А., Семенова Ю.В., Старое А.В., Тимофеев К.Ю. Экспериментальные исследования различных методов регулирования сверхзвукового воздухозаборника // Теплофизика и аэромеханика. 2008. Т. 15, № 1.С. 1-10.

3. Захарова Ю.В., Бедарев И.А. Гольдфельд М.А., Захарова Ю.В., Федорова Н.Н. Исследование температурных полей в сверхзвуковом течении за обратным уступом // Теплофизика и аэромеханика. 2009. Т. 16, № 3. С. 375386.

4. Федорова Н.Н., Бедарев И.А., Гольдфельд М.А., Захарова Ю.В., Федор-ченко И.А. Математическое моделирование высокоскоростных высокоэн-тальпийных течений в каналах переменного сечения // Проблемы и достижения прикладной математики и механики: к 70-летию академика В.М. Фомина: Сб. науч. тр. - Новосибирск: Параллель, 2010. С. 284-292.

5. Федоров А.В., Федорова Н.Н., Хмель Т.А., Бедарев И.А., Федорченко И.А., Кратова Ю.В., Захарова Ю.В. Математическое моделирование высокоскоростных течений гомогенных и гетерогенных смесей: монография; Новосиб. Гос. Архитектур.-строит. ун-т (Сибстрин), 2010. - 170 с.

6. Semenova Yu. V., Goldfeld М.А, Starov A.V. Compressible boundary layer investigation for ramjet/scramjet inlets and nozzles // Proceedings of the Fifth European Symposium on Aerothermodynamics for Space Vehicles, 8-11 November 2004, Cologne, Germany (ESA SP-563, February, 2005). Noordwijk: ESA Publication Division, 2005. P. 547-551.

7. M.A.Goldfeld, N.N.Fedorova, Semenova Yu. V. Investigation of structure of turbulent boundary layer under action of large pressure gradients // Proceeding of the 8th International Symposium on Experimental and Computation Aerothermodynamics of Internal Flows, Lyon, 2-5 July 2007. Lyon: Laboratoire de Mecanique des Fluides, 2007. P. 103-113.

8. Fedorova N.N., Fedorchenko I.A., Semenova Y. V. Flow simulation of inlet components using URANS approach // Shock Waves. 26th International Symposium on Shock Waves. Goettingen, Germany July 15-20th 2007: Proceedings Vol. 2. Berlin et al: Springer, 2009. ISBN: 978-3-540-85180-6. P. 1261-1266.

9. Zakharova Yu.V., Goldfeld M.A., Starov A.V. Experimental Investigation of High-enthalpy flows over backward-facing step // Sixth European Symposium on Aerothermodymanics for space vehicles, 3-6 November, 2008: Proceedings. Versailles, France. Noordwijk: ESTEC, 2009. P. 230-237.

10. Zakharova Yu.V., Goldfeld M.A., Fedorova N.N., Fedorchenko I. Numerical simulation of mass flow supply processes in supersonic combustor // Sixth European Symposium on Aerothermodymanics for space vehicles, 3-6 November, 2008, Versailles, France: Proceedings. Noordwijk: ESTEC, 2009. P. 130135.

11. Fedorova N.N., Bedarev I. A., Goldfeld M.A., Semenova Yu. V. Study of temperature factor effects on Supersonic Turbulent Flows over Backward Facing Steps//2 European conference for aerospace sciences (EUCASS), Brussel, Belgium, July, 1-6,2007: Book of abstracts. Brussel: VKI, 2007.

12. Goldfeld M.A., Fedorova N.N., Fedorchenko I.A., Zakharova Yu.V., Experimental and numerical investigation of high-enthalpy flows in a channel with gas supply // 27 International Symposium on Shock Waves, 19-24 July 2009, St. Petersburg, Russia: Book of Proceedings. Saint Petersburg: IofFe Physical-Technical Institute, 2009. P. 93.

13. N.N. Fedorova, I.A. Fedorchenko, M.A.Goldfeld, Yu.V. Zakharova. Supersonic flows in channel of variable cross-section with mass supply //Proceedings of the XXXVIII Summer School - Conference Advanced Problems In Mechanics APM2010, St. Petersburg (Repino) July 1-5, 2010. St. Petersburg: Book of Abstracts. St. Petersburg: IPME RAS, 2010. P. 195-201.

14. Бедарев И.А., Кулинич Е.И., Семенова Ю.В., Федорова Н.Н.. Влияние температурного фактора и формы кромки на структуру высокоэнтальпий-ных отрывных течений за прямым уступом // XXI Всероссийский семинар по струйным, отрывным и нестационарным течениям, Новосибирск, 15-18 августа, 2007: Тезисы. Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2007. С.27-29.

15. Fedorova N.N., Goldfeld М.А., Semenova Yu. V. Investigation of turbulent boundary layer at successive influence of shock waves // Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt V. Novosibirsk, 2007. Novosibirsk: Parallel, 2007. P. 28-33.

16. Федорова H.H., Бедарев И.А., Гольдфельд M.A., Захарова Ю.В. Численное исследование температурных полей в сверхзвуковых течениях в канале с внезапным расширением // Тезисы Всероссийского семинара по аэрогидродинамике, посвященного 90-летию со дня рождения С. В. Валландера. Санкт-Петербург, 5-7 февраля 2008 г. Санкт-Петербург: Санкт-Петербургский гос. ун., 2008. С. 115.

17. Fedorova N.N., Goldfeld М.А., Zakharova Yu. V. Flow investigation in com-bustor chamber with backward -facing step // Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research, June 30-July 6, 2008: Proc. P. II. Novosibirsk: Parallel, 2008. P.163-164.

18. Семенова Ю.В., Гольдфельд M.A, Фёдорова H.H. Структура турбулентного пограничного слоя под влиянием больших градиентов давления // Шестая Международная школа-семинар, «Модели и методы аэродинамики», Украина, Евпатория, 5-14 июня 2006: Тезисы докладов. Москва: Издательство Московского Центра непрерывного математического образования, 2006.

19. Захарова Ю.В., Гольдфельд М.А., Федорова Н.Н. Исследование температурных полей в сверхзвуковом течении за обратным уступом // Восьмая Международная школа-семинар «Модели и методы аэродинамики», Украина, Евпатория, 5-14 июня. 2008: Сборник докладов. Москва: Издательство Московского Центра непрерывного математического образования, 2008. С. 68-69

20. Семенова Ю.В., Нестуля Р.В. Database Technologies for Aerodynamic experiment results storage, processing, analysis and presentation // Intern. Conf.

21. Семенова Ю.В., Кулинич Е.И. Исследование развития турбулентного пограничного слоя при последовательном воздействии ударных волн // Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Тезисы докладов. Выпуск X. Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2005. С. 154-157.

22. Семенова Ю.В., Нестуля Р.В. Программное обеспечение базы данных аэрофизических исследований ARROW // Международная конференция "Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений": Тезисы докладов. Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2004. С.490-492.

23. Семенова Ю.В., Нестуля Р.В. Использование баз данных для анализа результатов эксперимента // III Всероссийская конференция молодых ученых "Проблемы механики: теория, эксперимент, и новые технологии": Тезисы докладов. Новосибирск: ИТПМ СО РАН, 2004.

Ответственный за выпуск Ю.В. Захарова

Подписано в печать 27.05.2011 Формат бумаги 60x84/16, Усл. печ. л. 1.0, Уч.-изд. л. 1.0, Тираж 100 экз., Заказ № 9

Отпечатано на ризографе ЗАО «ДокументСервис» 630090, Новосибирск, Институтская, 4/1

Введение.

ГЛАВА 1.ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ, ПОСВЯЩЕННЫЙ ИССЛЕДОВАНИЯМ ВЗАИМОДЕЙСТВИЙ ТУРБУЛЕНТНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ С ВОЛНАМИ СЖАТИЯ/РАЗРЕЖЕНИЯ.

1.1. Одиночные взаимодействия.

1.2. Двойные взаимодействия.

1.3. Внутренние течения, канал с уступом/каверной.

1.4 Выводы по обзору и постановка задачи.

ГЛАВА 2. МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ И РАСЧЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ.

2.1. Модели и методика проведения эксперимента.

2.2. Сбор, обработка и хранение экспериментальных данных.

2.3. Методика обработки экспериментальных измерений.

2.4. Математическая модель.

2.5. Метод расчета и описание расчетной области.

2.6. Пакет Fluent.

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ТУРБУЛЕНТНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ ПРИ ЕГО ВЗАИМОДЕЙСТВИИ С СИСТЕМОЙ СКАЧКОВ УПЛОТНЕНИЯ.

3.1. Исследование взаимодействия пограничногооя последовательностью скачков уплотнения.

3.2. Оценка влияния предварительного взаимодействия на изменение отрывных свойств пограничного слоя.

3.3. Исследование влияния температуры стенки.

ГЛАВА 4. ЧИСЛЕННОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ ТЕЧЕНИЯ В КАНАЛЕ С УСТУПОМ.

4.1. Влияние температуры стенки на длину отрывной зоны и ее вихревую структуру.

4.2. Влияние конфигурации уступа.

ГЛАВА 5. ТЕЧЕНИЕ В КАНАЛЕ С КАВЕРНОЙ.

5.1. Влияние числа Маха.

5.2. Влияние геометрии каверны.

5.3. Влияние масштабного фактора.

5.4. Влияние температурного фактора.

5.5. Сравнение с экспериментом.

При конструировании каналов технических устройств, использующих в качестве рабочего тела высокоэнталыгайные газовые среды, в том числе двигательных установок высокоскоростных летательных аппаратов, необходима информация о фундаментальных свойствах течений, позволяющая предсказывать влияние основных параметров (геометрии канала, чисел Маха, Рейнольдса), а также масштабного и температурного факторов на картину течений.

При проведении экспериментальных исследований в трубах кратковременного действия с высокими параметрами торможения, для которых характерными являются условия «холодной стенки», существенную поддержку оказывает физико-математическое моделирование, позволяющее получить полную информацию о течении, провести параметрические ис- -л-следования и прояснить детали сложных течений.

Для тепловой защиты поверхностей технических устройств часто используется их охлаждение, что также формирует условия неадибатичной стенки, которые могут изменить волновую структуру течений и динамиче- -ские нагрузки.

Кроме того, изменение температуры стенки может быть использовано для управления течениями в каналах.

Течения, в которых турбулентный пограничный слой взаимодействует со скачками уплотнения, достаточно сложны, главным образом из-за процессов, связанных с отрывом и присоединением пограничного слоя. Отрыв потока является неотъемлемой частью практически всех вязких течений. Основными причинами появления отрыва на поверхности сверхзвуковых летательных аппаратов являются:

• резкий излом обтекаемой поверхности, т.е. наличие отклоняемых органов управления (балансировочных щитков, рулей и т. д.);

• падение на поверхность аппарата скачка уплотнения, образованного другой поверхностью;

• наличие на поверхности аппарата нерегулярностей поверхности, например, выемок, зазоров, ступенек;

• полет под большим углом атаки, характерный для крылатых спускаемых аппаратов.

Отрыв потока приводит к перераспределению давления на поверхности летательного аппарата, вследствие чего изменяются сопротивление, подъемная сила и моментные характеристики, а также появляются узкие зоны повышенных тепловых потоков, наличие которых должно быть учтено при выборе теплозащиты летательного аппарата. В областях присоединения, как правило, повышается уровень пульсаций давления.

Вопросы взаимодействия скачков уплотнения с турбулентными пограничными слоями активно исследуются в течение последних 50 лет [1]. Обширная информация об общих свойствах отрывных течений была получена в работах [2-3].

Наиболее характерными примерами двумерного отрыва являются: отрыв в угле сжатия, падение скачка уплотнения на пограничный слой, обтекание уступов.

Повышение давления, вызванное скачком уплотнения, образующимся в сверхзвуковом невязком течении при обтекании поверхности сжатия, распространяется вперед по дозвуковой части пограничного слоя (рис. 1, а). Из-за торможения газа пристеночная часть пограничного слоя утолщается. Увеличение наклона границы пограничного слоя вызывает образования волн сжатия и повышение давления, которое приводит к дополнительному утолщению пограничного слоя (рис. 1, а). При стационарном течении устанавливается равновесие между повышением давления в невязком потоке и утолщением пограничного слоя. Этот процесс носит название самоиндукции (свободное взаимодействие). В. Я. Нейланд [4] показал, что повышение давления за точкой присоединения, как и перед точкой отрыва, определяется процессом самоиндукции: утолщение пограничного слоя за горловиной вызывает повышение давления, которое в свою очередь вызывает дополнительное утолщение пограничного слоя. Благодаря этому процессу разрывное повышение давления в скачке уплотнения вдали от стенки переходит в непрерывное повышение давления в слабых волнах сжатия вблизи стенки. Вследствие внутреннего трения внешние струйки газа передают импульс пристеночным струйкам, имеющим малую скорость, и увлекают их в область повышенного давления, расположенную за скачком уплотнения (рис. 1, а).

Отрыв потока происходит из-за того, что низкоскоростная часть пограничного слоя не может преодолеть встречный градиент давления. В точке отрыва (5') линия нулевой скорости отходит от поверхности тела. В точке Я пограничный слой снова присоединяется к поверхности. Точки £ и Я соединяют (РЛТ - разделяющая линия тока) - линия, отделяющая область внешнего течения от рециркуляционной области с замкнутыми линиями тока. Скорость газа на разделяющей линии тока постепенно возрастает от нулевого значения в точке £ до максимального значения перед точкой Я вследствие передачи импульса от внешней части потока к внутренней. За точкой присоединения Я внешний сверхзвуковой поток вновь отклоняется -1 и постепенно принимает направление угла сжатия. При этом также образуются волны сжатия. Протяженность отрывной зоны зависит от перепада давления на скачке, которое определяется числом Маха и величиной угла сжатия. При развитом отрывном течении значительную часть зоны отрыва занимает низкоскоростной поток без значительных перепадов давления. На графике распределения давления (рис. 1, б) изобарическая область имеет вид "плато". При сверхзвуковых скоростях изобарическая область должна иметь прямолинейные границы [5]. Поэтому линии тока, проходящие через границу зоны смешения, - почти прямые линии. Сама разделяющая линия тока может иметь значительную кривизну.

При приближении к точке отрыва поверхностное трение падает. Точки S, R характеризуются нулевым значением коэффициента трения. В области отрыва сила трения направлена в сторону, противоположную направлению невозмущенного потока. Коэффициент теплоотдачи перед угловой точкой существенно уменьшается, несмотря на увеличение давления. Ослабление теплообмена согласно теории Чепмена [6] объясняется уменьшением скорости газа и конвективного переноса тепла в зоне отрыва.

Падающий на пластину скачок уплотнения также создает перед собой область свободного взаимодействия. Падающий скачок уплотнения (ПСУ) вызывает отрыв пограничного слоя и связанный с ним скачок отрыва (СО) (рис. 2). Падающий скачок уплотнения отражается от изобарической отрывной зоны (03) в виде веера волн разрежения (BP). При дальнейшем течении газа линии тока вблизи поверхности искривляются, и образуется веер волн сжатия, который сливается в отраженный скачок уплотнения-(ОСУ). Он соответствует скачку уплотнения, который образовался бы в случае течения невязкого газа вследствие отражения падающего скачка (ПСУ) от поверхности. Разделяющая линия тока (РЛТ) отделяет область прямого и возвратного течений. Распределение давления для этого течения, аналогично приведенному на рис. 1, б, поэтому оба течения относятся к случаю "свободного взаимодействия".

Примером "несвободного взаимодействия" является течение в окрестности уступа (рис. 3). Отрыв потока происходит от вертикальной поверхности уступа, в результате чего образуется область возвратного течения, которую обтекает слой смешения. Сверхзвуковая часть пограничного слоя быстро расширяется при обтекании верхнего угла уступа. В области угла расширения образуется сложная система волн, которая направляет поток вдоль разделяющей линии тока. В случае невязкого обтекания уступа разворот потока происходит изоэнтропически в центрированном веере волн разряжения, а затем в косом скачке уплотнения. В случае вязкого обтекания уступа происходит взаимодействие пограничного слоя с веером волн разрежения, что вызывает его расцентрирование, изменение угла наклона во внешнем потоке и образование висячего скачка. Пограничный слой, оторвавшийся в угловой точке, переходит в свободный сдвиговый слой в области постоянного давления. Вниз по течению от уступа в области присоединения потока сдвиговый слой, приближаясь к стенке, сжимается, и низкоскоростная часть сдвигового слоя разворачивается, образуя рециркуляционную зону (РЗ). Высокоскоростная часть сдвигового слоя преодолевает увеличение давления, вызванное присоединением потока, и образует новый пограничный слой (рис. 3).

Исследования отрыва сверхзвукового пограничного слоя проводятся экспериментальными, теоретическими и численными методами. Часто возникают ситуации, когда пограничный слой взаимодействует с системой скачков уплотнения различной интенсивности. Такие взаимодействия встречаются при обтекании многих элементов сверхзвуковых двигателей. Большинство проведенных ранее исследований взаимодействия пограничного слоя с системой скачков уплотнения было посвящено изучению интегральных характеристик и структуры пограничного слоя в области, взаимодействия или в непосредственной близости от неё [7]. Однако умение предсказывать структуру течения на больших расстояниях вниз по потоку от области взаимодействия и оценивать влияние предварительного воздействия является важным для аэродинамики ЛА. В настоящее время вопрос предварительного влияния скачка уплотнения на характеристики пограничного слоя вниз по потоку от области повторного взаимодействия остается открытым.

Также необходимо отметить, что большинство имеющихся в настоящее время работ по исследованию характеристик пограничного слоя относятся к адиабатическим условиям на стенке. Данные о влиянии температуры стенки на параметры течений в условиях комплексного взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения и волнами разрежения различной интенсивности крайне ограничены. Особую важность эти результаты имеют при исследованиях высокоэнтальпийных течений в установках кратковременного действия. Таким образом, проблема исследования характеристик и структуры сверхзвукового турбулентного пограничного слоя при наличии в потоке больших положительных и отрицательных градиентов давления в условиях неадиабатичной стенки является актуальной и в тоже время изучена недостаточно.

Данная работа посвящена численному и экспериментальному исследованию внешних и внутренних сверхзвуковых турбулентных течений в окрестности угловых конфигураций, представляющих собой последовательность углов сжатия и расширения, ступенек, уступов, каверн при адиабатических и неадиабатических условиях не стенке.

Диссертация состоит из введения, пяти глав и заключения.

Выводы по Главе 5:

• При обтекании каверны могут реализовываться различные режимы течения: закрытая каверна, открытая каверна с волной разрежения на передней кромке, открытая каверна с волной сжатия на передней кромке.

• Показано, что определяющими факторами, влияющими на переход от одного режима течения к другому, являются: увеличение длины каверны, уменьшение угла отклонения задней стенки, увеличение Моо, снижение температурного фактора;

• Впервые в расчетах описан стационарный режим с волной сжатия на передней кромке каверны; '

• Показано, что течения типа «закрытой» каверны приводят к запиранию канала вследствие организации массивных отрывных зон на противоположной стенке;

• Численно исследовано течение в канале с каверной при числах Маха Моо=2, 2.33, 2.8 для условий высокоэнтальпийной установки кратковременного действия. Результаты расчетов удовлетворительно совпадают с экспериментальными данными по распределению статического давления на стенках канала.

Заключение

При числах Маха Моэ=2-^4 численно исследовано взаимодействие турбулентного пограничного слоя с последовательностью скачков уплотнения. Для адиабатических условий на стенке показано, что в случае отрывного течения на первом скачке способность пограничного слоя противостоять отрыву в области второго взаимодействия повышается. Для Моо=2.8

97 при высоких параметрах торможения (Ро=45 бар, Т0=1700 К) получено, что низкий температурный фактор сокращает размер отрыва на первом и втором взаимодействиях.

2. При Моо=2-^6, Т0=1200^-3000 К экспериментально и численно исследованы турбулентные течения в канале для трех различных конфигураций уступа (прямой 90° уступ, уступ с предварительным сжатием, уступ с предварительным расширением). Результаты расчетов для всех конфигураций удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными, полученными в высокоэнтальпийной установке кратковременного действия ИТ-302М (ИТПМ СО РАН). Для всех конфигураций снижение температуры стенки в расчетах приводит к сокращению протяженности отрывной зоны; снижению статической температуры и уровня донного давления; перестройке вихревой структуры течения в отрывной зоне. Основными причинами подобных эффектов являются: снижение уровня статической температуры в отрывной зоне, а также уменьшение относительной толщины вытеснения пограничного слоя перед уступом.

3. Экспериментально и численно исследованы сверхзвуковые (Моо=2-гЗ) высокоэнтальпийные (Т0=1500-2000 К) турбулентные течения в канале с каверной. Впервые в расчетах получен стационарный режим течения типа открытой каверны с волной сжатия на передней кромке. Численно исследовано влияние различных факторов (геометрии каверны, числа Маха, масштабного и температурного фактора) на переход от одного режима течения к другому.

1. Dolling, D.S. Fifty Years of Shock-Wave/Boundary-Layer Interaction Research: What Next? // AIAA Journal Vol. 39, No. 8, August 2001.

2. Гогиш JI.B., Степанов Г.Ю. Турбулентные отрывные течения. М.: Наука, 1979, с.387.

3. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н., Калугин В.Т. Аэродинамика отрывных течений. М.: Высшая школа. 1988. 351с.

4. Нейланд В. Я. К асимптотической теории плоских стационарных сверхзвуковых течений со срывными зонами. Изв. АН СССР, МЖГ, 1970, т. I, № 3, с. 22-32.

5. Боровой В. Я. Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн с пограничным слоем. М.: Машиностроение, 1983. - 144 с.

6. Chapman D., Kuehn D., Larson H. Investigation of separated flows in supersonic and subsonic streams with emphasis of the effect of transition. NASA Rep. N. 1356, 1958, 40 p.

7. Босняков C.M., Ремеев H.X. Расчетное и экспериментальное исследование интегральных параметров пограничного слоя на ступенчатых клиньях плоских сверхзвуковых воздухозаборников.- Труды ЦАГИ, 1981, выпуск 2098, с.34.

8. Современное состояние аэродинамики больших скоростей, М, ИЛ, т. I,1955, 491 е., т. 2, 1956,382 с.

9. Askeret J., Feldmann F., Rott N. Investigations of compression shocks and boundary layers in gages moving at high speed. Mitt. Inst. Aerodyn. Zurich, 1946, N. 10.

10. Bogdonoff S. M., Kepler С. E. Separation of a supersonic turbulent boundary layer. Journ. of Aeron. Sc., 1955, N. 6, p. 414-424, 430.

11. Чжен А. Отрывные течения. M.: Мир, т. 1, 1972, т. 2, 1973, 280 е., т. 3, 1973, 334 с.

12. Mager, A., "On the model of the Free, Shock- separated, Turbulent Boundary Layer", Journal of Aeronautical Sciences, Vol. 23, No. 2, Feb.1956, pp. 181-184.

13. Lighthill M. J. On boundary layers and upstream influence. II. Supersonic flows with separation. Proc. Roy. Soc. A, 1953, vol. 217, No. 1131.

14. Нейланд В. Я. К теории отрыва ламинарного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке. Изв. АН СССР, МЖГ, 1969, №4.

15. Нейланд В. Я. К асимптотической теории расчета тепловых потоков около угловой точки тела. Изв. АН СССР, МЖГ, 1969, №5.

16. Lees, L. and Reeves, В. L., "Supersonic Separated and Reattaching Laminar Flows: I General Theory and Application to Adiabatic Boundary Layer/Shock Wave interactions", AIAA Journal, Vol. 2, No. 11, Nov. 1964, pp. 1907-1920.

17. Bogdonof, S. M., «Some experimental studies of separation of supersonic turbulent boundary layer», Rept. 336, June 1955, Princeton Univ.

18. Love, E. S., «Pressure rise associated with shock induced boundary layer separation», TN 3601, 1955, NACA.

19. Zukosky E.E. Turbulent boundary-layer separation in front of a forward-facing step. AIAA. J., Vol.5, No. 10, Oct. 1967, pp. 1746-1753.

20. Рошко, Томке, "Исследование области взаимодействия, вызванного наличием угла сжатия в сверхзвуковом турбулентном пограничном слое", РТК, 1976, т. 14, №7, с. 51-60.

21. Settles, G. S. and Bogdonoff, S. M., "Separation of a supersonic turbulent boundary layer at moderate to high Reynolds number", AIAA Paper 73-666, Palm Springs, Calif., 1973.

22. Kuehn, D. M., "Experimental investigation of the pressure rise required for the incipient separation of turbulent boundary layers in two-dimensional supersonic flow", NASA, Memo 1-21-59A, 1959.

23. Drougge, G., "An experimental investigation of the influence of strong adverse pressure gradients on turbulent boundary layer at supersonic speeds", FFARept. 47, 1953, Stockholm, Sweden.

24. Kessler, W. C., Reilly, J. F., and Mockayetris, L. J., "Supersonic turbulent boundary layer interaction with an expansion ramp and a compression corner," MDCE0264, 1970, McDonnell Douglas, St. Louis, Mo.

25. Sterrett, J. R. Emery, J. C., «Experimental separation studies for two-dimensional wedges and curved surface at M=4.8 to 6.2» TN D-1014, 1962, NASA.

26. Lange R. H., Present status of information to the prediction of shock -induced boundary layer separation, NASA TN 3065, 1954.

27. Kuntz, D. W., "An experimental investigation of the shock wave turbulent boundary layer interaction", Ph. D. Thesis, Dept. of Mechanical and Industrial engineering, Univ. of Illinois at Urbana-Champing, Urbana 1985.

28. Settles, G.S., Bogdonoff, S. M., and Vas, I. E., "Incipient separation of a supersonic turbulent boundary layer at high much numbers", AIAA Journal, Vol. 14, Jan. 1976, pp. 50-56.

29. Settles, G. S., Vas, I. E., and Bogdonoff, S. M., "Details of shock -separated turbulent boundary layer at a compression corner". AIAA Journal, Vol. 14, Dec. 1976, pp. 1709-1715.

30. Apples, C., "Incipient separation of a Compressible Turbulent Boundary Layer", von Karman Institute for Fluid Dynamics, Rhode-Saint Genese, Belgium, T. N. 99, April 1974.

31. В. Я. Боровой, "Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн с пограничным слоем". — М.: Машиностроение, 1983. с. 144.

32. Кондратьев И.А. Экспериментальные исследования теплоотдачи на плоской пластине при взаимодействии косого скачка уплотнения с ламинарным пограничным слоем // Учен. зап. ЦАГИ. 1971. Т.2 №2. с. 1823.

33. Erdos J., Pallone A. Shock-boundary layer interaction and flow separation// Proc. Heat Transfer and Fluid Mechanics institute. Washington, 1962, Stanford: Calif. Univ. Press. 1962. p. 239-254.

34. Holden M.S. Experimental studied of separation flows of hypersonic speed. II; Two-dimensional wedge separated flow studies // AIAA Journal. 1966. v. 4. No.5, p. 790-799.

35. Johnson С. В., Kaufmann L. G. Incipient shock interactions with boundary layer. — Jorn. Spacecraft, 1975, vol. 12, N. 6, p. 327-328.

36. Kaufmann L. G., Johnson С. B. Weak incident shock interactions with Mach 8 laminar boundary layer. NACA TND-7835, 1974, p. 45.

37. А. Т. Берлянд, Зависимость длины зоны отрыва турбулентного погра-' ничного слоя на пластине от параметров течения. Ученые Записки ЦАГИ, Том II, 1971, №2.

38. Korkegi, R. Н., "Survey of viscous interactions associated with high much number flight" AIAA Journal Vol. 9, No. 5, May 1971, pp. 771-784.

39. Needham, D. A. and Stollery, J. L., «Hypersonic studies of incipient separation and separated flows», AGARD Conference Proceedings No. 4, Pt. I, May 1966, pp. 89-119.

40. Lewis, J., Kubota, Т., and Lees, L., «Experimental investigation of supersonic laminar, two dimensional boundary layer separation in a compression corner with and without cooling», AIAA Journal, Vol. 6, No. 1, Jan 1968, pp. 7-14.

41. Holden, M.S.: Boundary-layer displacement and leading-edge bluntness effects on attached and separated laminar boundary layers in a compression corner. Part II: Experimental study, AIAA Journal Vol. 9, No. 1, 1971, pp. 84-93.

42. Краснов Н.Ф., Кошевой B.H., Калугин B.T. Аэродинамика отрывных течений. М.: Высшая школа. 1988. 351с.

43. Холден, Экспериментальное исследование отрывных течений при гиперзвуковых скоростях. Часть II. Исследования плоского отрывного течения около клина. РТК, 1966, №5, с. 29-41.

44. В.И. Терехов, Т.В. Богатко Влияние толщины пограничного слоя перед отрывом потока на аэродинамические характеристики и теплообмен за внезапным расширением в круглой трубе // Теплофизика и аэромеханика, 2008, № 1, т. 15, с. 99-106.

45. Spaid F. W. and Frishett, J. С., "Incipient separation of a Supersonic, Turbulent Boundary Layer, Including Effects of Heat Transfer", AIAA Journal, Vol. 10, July 1972, pp. 915-922.

46. Frishett, J. C. (1971): Incipient separation of a supersonic turbulent boundary layer including effect of heat transfer: Ph. D. Dissertation, University of California, Los Angeles.

47. Kilburg, R. F. And Kotansky, D. R. (1969): Experimental investigation of the interaction of a plane oblique incident-reflecting shock-wave with a turbulent boundary-layer on a cooled surface. NASA CR-66-841.

48. Back, L. H. and Cuffel, R. F. (1976): Shock-wave/turbulent boundary -layer interaction with and without surface cooling. AIAA Journal, Vol. 14, № 4, pp. 526-532 (April 1976). v

49. Bleilebens M and Oliver H: On the influence of evaluated surface temperatures on hypersonic shock wave/ boundary layer interaction at a heated ramp model. Shock Waves, 15, 2006, pp. 301-302. /

50. И. M. Дементьев, A. H. Михалев, Возможности и результаты варьирования температурного фактора моделей на баллистической установке, Журнал Технической Физики, 2007, том. 77, вып. 2, стр. 41-45.

51. Дементьев И. М., Иванов А. А., Карташов В. Д., и др. // Уч. Записки ЦАГИ. 1981, Т. XII. № 3, С. 121-123.

52. Нейланд В. Я. // Инж. Журн. 1964, т. 4, вып. 1, с. 29-35.

53. Kanda, Т., Masuya, G., Ono, F., and Wakamatsu, Y.} "Effect of Film Cooling/Regenerative Cooling on Scramjet Engine Performances", Journal of Propulsion and Power, Vol. 10, No. 5, 1994, pp. 618-624.

54. Holden,- M. S., Nowak, R. J., Olsen, G. C., and Rodriguez, К. M., "Experimental Studies of Shock Wave/Wall Jet Interaction in Hypersonic Flow", AIAA Paper 90-0607, Jan. 1990.

55. Juhany, K., and Hunt, M. L., "Flow field Measurement in Supersonic Film Cooling Including the Effect of Shock- Wave Interaction", AIAA Journal, Vol. 32, No. 3, 1994, pp. 578-585.

56. А. Дж. Лейдермен, "Влияние температуры стенки на сверхзвуковой турбулентный пограничный слой", РТК, Т. 16, № 7, 1978, с. 106-114.63.