Исследование сверхзвукового обтекания плоской пластины с расположенными на ней преградами методом люминесцентных преобразователей давления

ГАНИЕВ Ю.Х.

ГОБЫЗОВ О.А.

ЛОЖКИН Ю.А.

РАБЕЦКИЙ А.С.

РЯБОВ М.Н.

ФИЛИППОВ С.Е.

ШМАНЕНКОВ В.Н.

ГОБЫЗОВ Олег Алексеевич — младший научный сотрудник ИТ СО РАН,

Введение

Несмотря на широкое развитие численных методов в аэрогазодинамике современных высокоскоростных летательных аппаратов с органами управления, их экспериментальная отработка в аэродинамических трубах (АДТ) является актуальной задачей.

Получение максимального объема информации при проведении экспериментальных исследований связано с применением новых подходов, в частности, с использованием панорамных оптических методов исследования течения газа и полей давления на поверхности аэродинамических моделей. В силу высокой информативности панорамные методы имеют широкую перспективу применения для валидации расчетных методов. К числу таких методов относится основанный на эффекте тушения люминесценции кислородом [1] метод люминесцентных преобразователей давления (ЛПД), называемых также люминесцентными бароиндикаторными покрытиями. Этот метод, предназначенный для регистрации полей давления на поверхности моделей, в настоящее время активно используется в аэродинамическом эксперименте [2–8].

В данной работе с применением метода ЛПД в АДТ ЦНИИмаш проводились эксперименты по исследованию структуры пространственного сверхзвукового течения перед плоскими препятствиями, расположенными на пластине. Аналогичные задачи решались ранее посредством точечных измерений [9–11], в частности, в работе [10] описана зарегистрированная сверхзвуковая зона возвратного течения перед цилиндром, расположенным перпендикулярно обтекаемой плоскости. Этот результат нашел подтверждение в настоящих экспериментах.

Средства регистрации и описание модели

В качестве чувствительного к давлению ЛПД-покрытия, наносимого на поверхность модели, использовался платиново-порфириновый комплекс в полимерной матрице. Важным преимуществом этого является то, что для подсветки данного покрытия не требуются специальные кварцевые оптические стекла в аэродинамических трубах, так как длина волны его возбуждения λ лежит в ближнем ультрафиолетовом диапазоне спектра. Возбуждение люминесцентного покрытия осуществлялось путем подсветки диодным источником излучения в импульсном режиме (длительность импульсов 60 мкс) с максимальной интенсивностью излучения на длине волны λ = 385 нм. Для регистрации картин люминесценции использовалась малошумная камера с матрицей с разрешением 2 560×2 160 пикс. Для повышения соотношения сигнал/шум камера работала в режиме аппаратного биннинга 3×3 пикс. Картины люминесценции регистрировались с частотой 10 Гц. Управление экспериментом и обработка данных производились с использованием программного пакета ActualFlow . Калибровка зависимости яркости картин люминесценции от давления осуществлялась методом in situ , т. е. по показаниям датчиков давления, полученным непосредственно в каждом эксперименте. Калибровка осуществлялась по двум датчикам, в то время как показания четырех дополнительных датчиков использовались для проверки корректности восстановления давления по полю. Такая процедура коррекции и обработки изображений, а также реконструкции полей давления соответствовали описанным в работе [5].

На плоской пластине длиной 400 мм и шириной 132 мм, на расстоянии L = 200 мм от передней кромки располагались плоские щитки трех видов: b × h = 132×15 мм; 20×15 мм; 20×10 мм, где b — ширина, h — высота (рис. 1).

Рис. 1. Модель плоской пластины со щитками в рабочей части

Модели испытывались в потоке газа с числом Маха М = 4 и числами Рейнольдса, рассчитанными по расстоянию L , Re _L = 3,12∙10⁶; 5,14∙10⁶; 11,56∙10⁶, что соответствовало ламинарному, переходному и турбулентному режимам течения.

Исследования проводились в сверхзвуковой АДТ с размером рабочей части 600×600 мм.

Отметим, что конструкция рабочей части сверхзвуковой АДТ позволяла одновременно наблюдать, используя теневой метод, течение в плоскости симметрии, перпендикулярной к модели, и проводить регистрацию распределения давления в отрывной зоне на пластине перед щитком методом люминесцентных преобразователей давления и измерения давления в шести дренажных точках. Таким образом, в данных экспериментах использовались три различных способа измерений параметров потока и полей давления на поверхности пластины, включая отрывную зону.

Результаты экспериментальных исследований

Картины течения в окрестности щитка 20×15 мм ( b / h = 1,33) при различных числах Рейнольдса, зарегистрированные теневым (в плоскости симметрии течения) и ЛПД методами, представлены на рис. 2, а . На теневых картинах в плоскости симметрии видны системы скачков, положения начала перехода и отрыва пограничного слоя. Аналогичные области регистрировались и с помощью бароиндикаторных покрытий — распределения давления на пластине отражают особенности в состоянии пограничного слоя (ламинарный, переходный, турбулентный). Распределения давления, полученные на плоскости непосредственно перед щитком и вблизи боковых кромок пластины, указывают на пространственный характер течения. В плоскости симметрии эпюры давления при больших числах Рейнольдса (Re _L = 5,14⋅10⁶ и 11,56⋅10⁶) согласуются между собой.

Отметим, что величины давления, зарегистрированные датчиками давления и барокрасками, хорошо согласуются между собой (рис. 2, б ). Что касается процессов в пограничном слое, то при числе Рейнольдса Re _L = 3,12∙10⁶ протяженность зоны ламинарно-турбулентного перехода от начала до его отрыва, вызванного скачком уплотнения, зафиксирована обоими методами (рис. 2, а, б ). При увеличении числа Рейнольдса (Re _L = 5,14∙10⁶) точка перехода пограничного слоя перемещается вниз по течению и смыкается с точкой отрыва. В случае пространственного характера обтекания щитков была зарегистрирована область сверхзвукового возвратного течения, положение которой зависит от высоты щитка и от числа Re _L . Непосредственно перед щитками отношение максимального ( x / L ~0,99) и минимального ( x / L ~0,93) статических давлений P _max⁄ P _min ~3,0 соответствует возвратному течению с числом Маха М = 1,36 (рис. 2, б ). Данная конфигурация течения идентична пространственному обтеканию препятствия, исследованному в работе [10].

В случае широкого щитка (132×15 мм; b/h = 8,8; двумерное обтекание), судя по распределению давления, линии перехода и отрыва пограничного слоя при числе Рейнольдса Re _L = 5,1∙10⁶ сближаются, а их граница приобретает меньшую кривизну (рис. 3). Заметим, что вблизи боковых кромок пластины, как можно заключить из представленных распределений давления, полученных методом ЛПД, двумерный характер течения нарушается, и видны краевые эффекты обтекания. В области возвратного течения в данных экспериментах сверхзвуковая зона на пластине не обнаружена.

б)

Рис. 2. Влияние числа Рейнольдса на течение перед щитком 20×15 мм: а — теневая картина и поле давления; б — распределения давления на пластине в плоскости симметрии течения

На рис. 4 приведены изобары перед щитками ( b/h = 8,8; 1,33), с помощью которых также фиксируется наличие звуковой линии при пространственном характере обтекания щитка ( b/h = 1,33). Стрелками показаны направления набегающего потока.

Отметим, что для определения размеров сверхзвуковой области возвратного течения необходимо проведение регистрации давления как перед щитком, так и на самом щитке. Для определения границ сверхзвуковой зоны на щитках в дальнейшем будут проведены дополнительные исследования.

Полученные распределения давления на пластине перед щитком позволили оценить действующую нормальную силу F. На рис. 5 приведены графики зависимости изменения нормальной силы F от координаты x/L, где х — расстояние от передней кромки пластины; F — интеграл от давления перед щитком zb x0 + A f=11 (p / q) dxdz ’ za x 0

ось z направлена перпендикулярно набегающему потоку на поверхности пластины, z_a = –0,26; z_b = 0,26; x ₀ = 0,37; Δ варьируется от 0,03 до 0,6. Каждая точка на графике соответствует значению интеграла при соответствующей величине Δ . Сила отнесена к скоростному напору набегающего потока q и площади S = ( z_b – z_a ) Δ .

На приведенных графиках наблюдается рост нормальной силы при входе в область отрывного течения перед щитком. При этом характер возрастания нагрузки изменяется в зависимости от числа Рейнольдса, и, в меньшей степени, от размеров щитка. Несмотря на различный характер нарастания силы F при приближении к щитку, ее максимальное значение в единицах ( F/qS )_max практически не изменяется с ростом Re _L . Максимальная величина силы F примерно на 15% выше перед щитком c соотношением сторон b/h = 1,33, чем перед щитком с b/h = 2.

°-18 d М = 4, 6/А = 8,8

б)

Рис. 3. Влияние числа Рейнольдса на течение перед щитком 132×15 мм: а — теневая картина и поле давления; б — распределения давления на пластине в плоскости симметрии течения

а)

б)

Рис. 4. Эпюры (а) и изолинии (б) давления перед щитками. Стрелками показаны направления набегающего потока

а)

б)

Рис. 5. Нормальная аэродинамическая сила, действующая на поверхность модели в области отрывного течения, M = 4: а — Re_L = 3,12·10⁶; б — Re_L = 5,14·10⁶

Заключение

С использованием люминесцентных барокрасок в аэродинамических трубах ЦНИИмаш впервые были получены поля давления на пластине с установленными на ее поверхности преградами и определена зона отрывного течения при различных числах Рейнольдса и размерах преград. Получено распределение нормальной силы, действующей на пластину перед щитком.

Применение метода люминесцентных преобразователей давления при испытаниях моделей ракетной и космической техники в аэродинамической трубе, в т. ч. с различными преградами (щитками), позволяет:

• •    повысить информативность экспериментальных исследований сложных отрывных течений при сокращении затрат на оборудование и подготовку экспериментов;

• •    определить силовые нагрузки в виде распределения давления на поверхности модели и на ее фрагментах, например, на щитках;

• •    сочетание методов (теневого, ЛПД, прямого измерения давления) позволяет повысить достоверность получаемых результатов;

• •    получить значительный объем экспериментальных данных о параметрах в отрывных зонах с целью обеспечения валидации расчетных методов.