Содержание к диссертации
Введение
I. Управление сверхзвуковыми течениями с помощью локального подвода тепла 9
Введение 9
1.1 Постановка задачи 11
1.2 Описание численного метода 15
1.3 Обтекание изолированного тела 17
1.4 Обтекание тела при наличии падающей косой ударной волны 23
Заключение 31
II. Управление трансзвуковым обтеканием аэродинамического профиля с помощью теплоподвода 32
Введение 32
2.1 Исходные уравнения, граничные условия и описание численного метода 34
2.2 Расчетная сетка 38
2.3 Верификация численного метода 40
2.4 Подвод тепла вне пограничного слоя 43
2.5 Подвод тепла внутри пограничного слоя 54
Заключение 60
III. Управление трансзвуковым обтеканием аэродинамического профиля с помощью мини-щитков 62
Введение 62
3.1 Постановка задачи 63
3.2 Мини-щиток на задней кромке профиля 67
3.3 Смещение мини-щитка вверх по потоку 75
Заключение 80
Основные результаты работы 82
Список литературы 84
- Обтекание тела при наличии падающей косой ударной волны
- Исходные уравнения, граничные условия и описание численного метода
- Подвод тепла внутри пограничного слоя
- Мини-щиток на задней кромке профиля
Введение к работе
Аэродинамика крыла интенсивно исследуется с первых дней зарождения авиации, и на протяжении всей своей столетней истории совершенствование внешней аэродинамики летательных аппаратов осуществляется главным образом путем изменения формы поверхности. Фундаментальные исследования влияния формы обтекаемых тел на их аэродинамические характеристики позволили создать обширный арсенал практических средств обеспечивших высокое аэродинамическое совершенство современных летательных аппаратов. Однако дальнейший прогресс идет все медленнее и требует все больших усилий и затрат. Поэтому, все большее внимание исследователей уделяется поиску новых, нестандартных методов управления течениями (МГД воздействие, подвод тепла в поток, нагревание и охлаждение обтекаемой поверхности, вдув и отсос пограничного слоя и т.д.).
Вообще, задача отыскания оптимальных методов управления течениями состоит в нахождении таких мест в рассматриваемом течении и таких свойств этих течений, применение к которым тех или иных управляющих воздействий ведет к максимальной перестройке течения и аэродинамических характеристик обтекаемого аппарата в желаемом направлении. К числу таких "чувствительных" свойств течений относятся, например, устойчивость течения, ламинарно-турбулентный переход, бифуркация, смена режима взаимодействия скачков уплотнения, смена режима отражения скачков от стенки и некоторые другие.
Так, например, в пограничном слое охлаждение обтекаемой стенки или соответствующий подвод тепла в пограничный слой вблизи передней кромки посредством нагревания поверхности ведет к увеличению устойчивости слоя и затягиванию перехода к турбулентному течению [1,2].
Другим примером воздействия на течение возле тела является подвод тепла в набегающий газ. К настоящему времени и теоретически, и экспериментально продемонстрирована возможность существенного уменьшения сопротивления путем энергоподвода в набегающий поток в некоторой области перед телом [3-16]. Помещенный в набегающий поток источник тепла создает след с повышенной температурой и пониженной плотностью. Скорость и давление потока изменяются незначительно, так что числа Маха в следе меньше, чем в остальном набегающем потоке. Если поперечный размер следа охватывает обтекаемое тело, то сопротивление тела уменьшается из-за уменьшения скоростного напора. Указанный механизм воздействия теплоподвода обладает и другим важным для разработчиков сверхзвуковой авиации свойством — возможностью использования теплоподвода для борьбы со звуковым ударом [17-20]. Тем не менее, простые оценки и ряд численных расчетов [21, 22] показывают энергетическую неэффективность такого подхода. В этом случае, энергия, вложенная в источник тепла, оказывается больше экономии энергии идущей на преодоление аэродинамического сопротивления.
В то же время оценки указывают на энергетически выгодное уменьшение сопротивления для локализованного теплоподвода, когда источник тепла воздействует на течение посредством развития предвестника [23], механизм которого в работах [24-28] именуется как "тепловая игла". Действительно, наличие небольшого источника тепла на линии тока, идущей в критическую точку тела, уменьшает давление в этой точке, что, при достаточной интенсивности источника тепла, приводит к образованию зоны замедленного течения или отрывной застойной области перед телом, заменяющую собой физическую иглу перед телом, которая, как уже давно известно, при сверхзвуковых скоростях набегающего потока уменьшает сопротивление. Данный подход дает высокую энергетическую эффективность для плохо обтекаемых тел (например: цилиндр, сфера и т.п.), в то же время для хорошо обтекаемых тел практическая организация энер го-эффективного уменьшения сопротивления значительно сложнее и более проблематична. Кроме того, подвод тепловой энергии ведет не только к уменьшению сопротивления летательного аппарата, но и к увеличению тепловых нагрузок действующих на поверхность обтекаемого тела [5,17].
Как это не парадоксально, но подвод тепла можно использовать и для снижения локальных пиков тепловых нагрузок. Известно, что при сверхзвуковом обтекании затупленных тел при взаимодействии прямого и косого скачка уплотнения могут возникать режимы с необычно высокой величиной теплопередачи (4-ыЙ по классификации Эдни режим) [29-36]. Возникновение подобных режимов сопровождается сильным локальным нагревом поверхности (наличие косой волны приходящей на переднюю кромку тела может на порядок повысить пик теплопередачи) и разрушением конструкции летательного аппарата. Подвод тепла в подобных течениях позволяет переключать теплонапряженный 4-ый режим взаимодействия скачков на более мягкий - 5-ый и, тем самым, значительно снизить локальные пики теплопередачи. В связи с этим, одновременно с дальнейшей оптимизацией подвода тепла в набегающий поток для изменения аэродинамических характеристик обтекаемого тела как целого, представляется целесообразным изучение возможностей теплового подвода энергии и для решения локальных проблем.
Укажем еще одно важное свойство теплоподвода. Известно, при падении косого скачка уплотнения на твердую поверхность в зависимости от угла падения одновременно возможно два устойчивых режима отражения скачка -регулярное и маховское. Перечисленные режимы значительно отличаются между собой по величине падения полного давления. Подвод тепла, как показано в работе [34], позволяет переключать маховское отражение на регулярный режим.
Большое количество исследовательских работ существует и по магнитогазодинамическим способам воздействия на поток [35-45]. В отличие от тепловых источников МГД устройства не только подводят тепло в поток, но и оказывает посредством электромагнитных полей объемное силовое воздействие на обтекающий газ. Возможности МГД установок как для ускорения потока (в сопле), так и для торможения (входное устройство компрессора) нашли свое отражение в проекте AJAX [46-50].
Методы совершенствования аэродинамики в значительной степени зависят от режимов обтекания летательных аппаратов. Специфика околозвуковых течений с физической точки зрения состоит в наличии локальных сверхзвуковых областей. Последние замыкаются скачком уплотнения, взаимодействие которого с пограничным слоем по мере увеличения интенсивности скачка последовательно приводит сначала к набуханию пограничного слоя, затем к появлению локальных отрывных зон (могут пульсировать) и к отрыву пограничного слоя, что сопровождается заметным увеличением силы сопротивления и снижением полезной нагрузки ЛА. Прогресс в направлении улучшения аэродинамики трансзвуковых летательных аппаратов значительно замедлился и на сегодняшний день повышение крейсерского числа Маха с сохранением высокого аэродинамического качества считается крупным успехом. Последние, наиболее значимые улучшения околозвуковой аэродинамики крыльев, связаны с созданием в середине 80-х годов ряда сверхкритических профилей 1-го и 2-го поколения [51].
В попытке дальнейшего снижения сопротивление ЛА рассматриваются различные способы воздействия на поток. В первую очередь это устройства, осуществляющие вдув и отсос воздуха через стенку профиля крыла, механизмы по созданию продольных струи для затягивания отрыва пограничного слоя за скачком, устройства по локальному изменению формы профиля в области замыкающего скачка уплотнения, а также устройства для перетекания газа под ударной волной (воздух за скачком имея более высокое давление перетекает через перфорированную стенку профиля в сверхзвуковую зону) [52, 53]. Общим недостатком всех перечисленных методов является их "одно-режимность". Небольшие изменение параметров течения приводят к необходимости перемещения этих устройств вдоль профиля, что значительно усложняет конструкцию летательного аппарата. С этой точки зрения подвод тепла представляется привлекательным механизмом управления потоком - его можно осуществить различными методами в произвольном месте поверхности профиля (например, с помощью разрядов). С физической точки зрения подвод тепла приводит к нагреву газа и его тепловому расширению вниз по потоку, которое воспринимается внешним потоком как неровность поверхности. В отличие от твердой неровности, зона подвода энергии не имеет твердой границы и поэтому не испытывает механического сопротивления.
К новым подходам по управлению течениями нужно отнести и использование небольших мини-щитков, размер которых не превышает 1% от хорды профиля. В отличии от МГД воздействия и теплоподвода мини-щитки воздействуют на поток путем изменения формы обтекаемого тела и, поэтому, скорее относятся к стандартным механическим методам управления. Ранее, щитки как органы управления течением уже рассматривались в авиации [54], но широкого распространения не получили из-за больших шарнирных моментов и заметного смещения аэродинамического фокуса назад. Отличительной чертой рассматриваемых здесь мини-щитков является их малый размер, сопоставимый с толщиной пограничного слоя. Для описания механизма воздействия мини-щитков на поток необходимо сделать следующее отступление.
В соответствии с формулой Жуковского: при обтекании цилиндра поступательно-циркуляционным потенциальным потоком невязкой жидкости со стороны потока на цилиндр действует подъемная сила, равная произведению плотности жидкости, циркуляции скорости и скорости набегающего потока. В 1905 году Жуковский указал на возможность замены любого обтекаемого тела системой вихрей. Эта идея оказалась плодотворной при решении многих прикладных задач в авиастроении, турбостроении и кораблестроении. В 1934 году М.В. Келдышем и Ф.И. Франклем было показано, что теорема Жуковского справедлива и для сжимаемого газа при дозвуковых течениях. Теоретическое решение задачи об обтекании длинного цилиндра с произвольной формой поперечного сечения оказывается неоднозначным: каждому решению соответствует вполне определенное значение циркуляции вокруг контура, охватывающего тело. Чаплыгин указал, что в реальной жидкости обтекание может быть только таким, при котором задняя критическая точка совпадает с острой задней кромкой тела. Это положение известно как постулат Чаплыгина-Жуковского. Постулат Чаплыгина-Жуковского дает хорошие результаты при расчете аэродинамических характеристик обтекаемых тел с одной острой кромкой (например, профиль или закрылок). Однако, в случае, когда на задней кромке профиля установлен щиток Гарнея или рассматривается профиль с расходящейся задней кромкой, на обтекаемом теле появляется вторая острая кромка и применение постулата Чаплыгина-Жуковского становится неоднозначным. В зависимости от того, какую кромку профиля выберет поток в качестве критической, будет зависеть значение циркуляции и значение подъемной силы профиля. Аналитические методы не позволяют точно описать свойства подобных течений и для определения аэродинамических характеристик подобных тел необходимы натурные и численные эксперименты.
По теме диссертации опубликовано 6 печатных работ [55-60]. Из них 2 работы [55, 56] изданы в реферируемых ВАК журналах и 4 работы [57-60] в трудах международных конференций. Работы [56, 58, 60] выполнены без соавторов.
Обтекание тела при наличии падающей косой ударной волны
Изучению тепловыделения на сверхзвуковых скоростях посвящен ряд обзоров и монографий [4, 9, 63]. В работах [62-65] аналитически исследуется асимптотический характер воздействия теплоподвода на поток при М 1. Нестационарное обтекание области теплоподвода на основе численного интегрирования нестационарных уравнений Эйлера приведено в работах Левина и Георгиевского [3, 66-69], где авторами получены результаты по эффективности тепловых источников при снижении волнового сопротивления простых тел, а также смоделировано гистерезисное образование рециркуляционных зон при обтекании затупленных тел. В гораздо меньшем количестве работ анализ воздействия подвода тепла на обтекание тел построен на рассмотрении полных уравнений Навье-Стокса [27-28], что вызвано повышенной сложностью уравнений и более высокими требованиями к вычислительной технике. В тоже время именно процессы теплопроводности и вязкого трения определяют ширину и число Маха теплового следа - параметры, от которых зависит энергетическую эффективность подвода тепла при снижении сопротивления затупленного тела.
Резюмируя рассмотрение перечисленной литературы можно утверждать: к настоящему времени теоретически и экспериментально продемонстрировано, что при сверхзвуковом обтекании можно существенно снизить сопротивление тела путем энергоподвода в набегающий поток. Наиболее энергетически выгодное уменьшение сопротивления можно получить, если источник тепла будет работать как "тепловая игла" - небольшой источник тепла на линии тока, идущей в критическую точку тела [23, 24]. В этом случае происходит уменьшение давления в критической точке, что, при достаточной интенсивности источника, приводит к образованию застойной отрывной зоны, заменяющую собой физическую иглу перед телом, которая, как известно, при сверхзвуковых скоростях набегающего потока уменьшает сопротивление. Кроме оптимизации подвода тепла в набегающий поток для изменения аэродинамических характеристик обтекаемого тела как целого, представляется целесообразным изучение возможностей этого метода по снижению локальных пиков тепловых В данной главе рассматривается двумерное сверхзвуковое обтекание затупленного тела, как в однородном потоке, так и при падении на него косого скачка уплотнения (рис. 1.1а и 1.16). В последнем случае возникает пересечение прямой ударной волны с падающей волной - что может привести к сильному нагреву поверхности и разрушению конструкции. Особенности течений возникающих при пересечении скачков уплотнения подробно описаны, например, в работах [29-33]. В упомянутых и других работах теоретически и экспериментально показано, что при определенной геометрии пересечения косого скачка и ударной волны перед тупым телом образуется струйка тока, проходящая через последовательность косых скачков (случаи III и IV по классификации Эдни [31]; эту классификацию можно найти также в работах [33]), в которой потери полного давления значительно меньше, чем в окружающих эту струйку трубках тока. Благодаря этому вблизи точки торможения низко-энтропийной струйки тока на поверхности тела возникает пик давления и резкий отрицательный градиент давления, а, следовательно, тонкий пограничный слой с большими градиентами параметров поперек слоя. Так как в скачках температура торможения сохраняется, то при температуре поверхности Tw, много меньшей температуры торможения Т0, возникают значительные пиковые значения теплопередачи. В настоящей работе исследуется возможность уменьшения этих пиковых тепловых потоков путем подвода тепла в набегающий на тело поток.
Исследование гиперзвуковых течений проведено путем решения полных уравнений Навье-Стокса с дополнительным членом в уравнении энергии, моделирующим вложенную в поток тепловую энергию, совместно с уравнением состояния Коэффициент вязкости аппроксимировался степенным законом: при со = 0.7. Число Прандтля принималось равным Pr = 0.7. Источник тепла моделировался распределением Гаусса: (1.4) rQ - радиус вектор центра источника тепла, RLtl - его эффективный радиус. Рассмотрены два варианта граничных условий на поверхности тела: 1) температура поверхности тела Tw задана и 2) тепло, передаваемое от потока телу в каждой точке поверхности, сбрасывается излучением В первом случае температура тела поддерживается каким-либо теплоотводом, который в данной постановке не конкретизируется. С такой ситуацией часто встречаются, например, в экспериментах по определению коэффициентов теплопередачи в аэродинамических трубах кратковременного действия, когда температура обтекаемого тела не успевает измениться за время измерений. В других приложениях из-за температурных ограничений накладываемых термостойкостью материала отводимое из потока тепло идет на нагрев какого-либо теплоносителя. На летательных аппаратах при больших числах Маха проблема термостойкости материала является определяющей, поэтому стремятся сбросить возможно большее количество поступающего из потока тепла путем излучения, применяя для этой цели покрытие с коэффициентом черноты близким к единице.
Исходные уравнения, граничные условия и описание численного метода
Заметим, что параметры источника не оптимизировались и, что принятая величина введенной в поток энергии Q = 0.0628, много больше суммарного теплового потока к телу в отсутствии источника. При этом только малая доля этого тепла идет на нагрев тела. Основная же часть подводимой в поток энергии идет на перестройку течения и уносится потоком. Для того чтобы характеризовать величину выделенной в источнике энергии обычно используют величину [71] г] = {\-A)lQ, где Д,-исходная мощность силы тяги, Л-мощность силы тяги при тепловом воздействии и Q -мощность теплоподвода. Показатель эффективности // не учитывает полный энергетический баланс, поэтому в данной работе используется коэффициент эффективности из работы [72] где X и Сх с индексом "ist" соответствует сопротивлению тела при наличии 1.265 при М = 16. Отметим, что Q - это тепловая энергия введенная в поток. Энергия же затрачиваемая для создания источника зависит от способа его реализации, который здесь не рассматривается.
В случае сброса тепла излучением введение источника тепла эффективно меняет распределение давления и уменьшает сопротивление тела, однако, возможность управления температурой существенно зависит от величины Л. Приведенные на рисунке 1.8 результаты получены при А = 4.38. В этом случае коэффициент излучения мал и сброс тепла в основном создается за счет увеличения температуры поверхности. Но рост температуры поверхности уменьшает и тепловые потоки к телу, так что возможности управления снижаются из-за уменьшения самой управляемой величины (при еа — О, тепловой поток W - 0, а температура тела - к адиабатической Tw = Тг).
Как отмечалось выше, исследование теплопередачи в аэродинамических трубах производится при заданной или измеренной конкретной переменной вдоль поверхности температуры тела. Измеренные значения теплопередачи представляются в виде тех или иных локальных коэффициентов (Стантона, Нуссельта и др.). Эти коэффициенты используются для определения теплопередачи или температуры тела при условиях, отличных от имевших место в эксперименте. Однако, как показано в работе [73], эта процедура может приводить к значительным ошибкам при наличии значительных градиентов параметров пограничного слоя вдоль поверхности тела. В рассматриваемых в настоящей работе течениях мы имеем дело именно с такой ситуацией. Если использовать, например, числа Стантона (2.1), полученные при М = 6 для изотермической стенки (Tw = 4.34), и вычислить с их помощью температуру поверхности для излучающей стенки (черная кривая на рисунке 1.96), то отличие от истинной температуры (красная кривая) получается существенным.
Как показано теоретически и подтверждено экспериментально [29-33] при взаимодействии косого скачка уплотнения с головной ударной волной могут реализовываться различные схемы течения в области перед затупленным телом. Классификацию возникающих в этом случае режимов можно найти в работе Эдни [31]. В соответствии с указанной классификацией на рисунке 1.10а приведены номера режимов взаимодействия в зависимости от точки пересечения скачков уплотнения. При реализации IV типа взаимодействия скачков (рис. 1.106) пик теплового потока может почти на порядок превосходить тепловой поток в критической точке изолированного тела.
При заданном числе Маха реализация того или типа интерференции скачков определяется углом наклона косой волна 3 и виртуальной точкой ее пересечения с осью симметрии тела xs. В действительности косая волна не достигает оси симметрии тела, а пересекается с ударной волной перед телом. На рисунке 1.11 приводится поле чисел Маха и линии тока, рассчитанные для М = 6, /3 = 22.67, xs — .22, что соответствуют IV-ому типу взаимодействия
скачков уплотнения. Благодаря тому, что линии тока, близкие к точке пересечения головного и косого скачка, проходят не через ударную волну, а через систему косых скачков, давление в критической точке возрастает в несколько раз ( ,= 0.9275 для течения без косого скачка и Pimx = 6.587 для течения со скачком). При этом критическая точка теперь не находиться в передней точке тела, а смещена вниз. Для данного режима красной кривой на рисунке 1.13 приводятся возникающие поверхностные распределения давления (а) и тепловых потоков при Tw= 4.34 (б). Как и в случае изолированного тела, распределение тепловых потоков отслеживает градиенты давления, и пик тепловых потоков также возрастает в несколько раз (Wmix = 0.001959 без скачка и Wimx = 0.01187 со скачком).
Подвод тепла внутри пограничного слоя
В случае падения косого скачка уплотнения на ударную волну перед телом образуется высоко-энтальпийная струйка тока, попадание которой на поверхность тела приводит к появлению резких пиков давления и связанных с ними пиков теплопередачи. Для подобного типа течений возможность снижения пиков теплопередачи обусловлена наличием существенно отличающихся режимов обтекания тела, где сравнительно небольшое смещение косого скачка вызванные теплопододом приводит к перестройке структуры течения вблизи затупления.
В случае излучающего тела сброс тепла создается за счет увеличения температуры поверхности, рост которой приводит к снижению тепловых потоков к телу за счет теплопроводности. При достижении баланса на поверхности тела создается равновесное распределение температуры. Величина равновесной температуры определяется значением безразмерного параметра А (отношение интенсивности излучения к интенсивности молекулярного теплопереноса вблизи поверхности обтекаемого тела). Для рассмотренных режимов обтекания показано, что эффективность теплоподвода по снижению пиков теплопередачи возрастает с ростом числа А.
Для всех рассмотренных выше положений теплоподвода введение в поток тепловой энергии приводит к увеличению интегрального значения потока тепла к телу. Тем не менее, следует отметить, что это увеличение составляет лишь малую долю от подведенного в поток тепла. Большая же часть введенной энергии идет на перестройку течения и уносится потоком.
В настоящее время изучению околозвукового обтекания профилей уделяется большое внимание. Причиной повышенного интереса к данной тематике послужило стремление ведущих разработчиков авиационной техники увеличить крейсерскую скорость пассажирских лайнеров сохранив высокое аэродинамическое качество. Известно, что особенностью трансзвуковых течений является взаимодействие замыкающего скачка уплотнения с пограничным слоем, которое, при достаточной интенсивности скачка приводит к появлению локальных отрывных зон (полет летательного аппарата сопровождается заметной тряской) и к отрыву пограничного слоя (значительно увеличивается сопротивление летательного аппарата). Значительный прогресс в развитии трансзвуковой аэродинамики достигнут благодаря поиску оптимальной формы профиля. Данный подход позволил создать широкий набор крыльевых профилей (сверхкритические профиля 1-го и 2-го поколения [51]), которые, несмотря на свое высокое совершенство на крейсерском режиме, теряют свою эффективность при незначительном изменении числа Маха или угла атаки набегающего потока.
Среди работ посвященных улучшению аэродинамики трансзвуковых аппаратов, заметная часть исследований посвящена управлению взаимодействия замыкающего скачка уплотнения с пограничным слоем [26, 27]. Специфика возникающих в данной области задач требует физически корректного описания сложных процессов происходящих в зоне взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем. Незаконченность теории турбулентности значительно усложняет поиск и описание возможных механизмов управления взаимодействия пограничного слоя с замыкающим скачком уплотнения, и для решения практических задач приходится использовать полуэмпирические модели турбулентности.
В рассмотренных автором экспериментальных и численных работах механизмы управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем делятся на два типа: 1) Пассивное управление. В зоне падения скачка устанавливаются различные бугорки, устройства для перетекания потока через перфорированную стенку профиля вблизи скачка. 2) Активное управление. В зоне падения скачка организуются вдув, отсос, струи для затягивания отрыва пограничного слоя за скачком. В последнее время активно исследуется возможность использования микро электромеханических систем (MEMS). Большинство перечисленных механизмов позволяют расширить диапазон рабочих режимов трансзвуковых профилей, тем не менее "одно-режимность" механизмов воздействия остается общим недостатком всех перечисленных методов и при изменении параметров набегающего потока возникает необходимость перемещения этих устройств вдоль профиля, что значительно усложняет конструкцию летательного аппарата. С этой точки зрения подвод тепла представляется привлекательным механизмом управления потоком, так как его можно осуществить различными методами в произвольном месте поверхности профиля. По существу, с помощью подвода тепла создается "бугорок" или локальный отрыв, но в отличие от твердого бугорка (выпуклости поверхности), зона подвода тепла не испытывает лобового сопротивления.
Среди исследований по теплоподводу на трансзвуковых режимах обтекания необходимо выделить работу [74], где на основе уравнений Эйлера моделируется обтекание аэродинамического профиля NACA0012 с подвод тепловой энергии вблизи замыкающего скачка уплотнения и где продемонстрировано снижение, как волнового сопротивления, так и снижение интенсивности замыкающего скачка. Обтекание того же профиля NACA0012 также в рамках уравнений Эйлера, но в присутствии импульсно-периодического подвода энергии рассмотрено в работах [75-77], где авторы за счет мощного, но короткого импульса энергии разрушают сверхзвуковую структуру течения вблизи профиля. В перечисленных работах выбор плохообтекаемого на околозвуковых режимах профиля NACA0012 и пренебрежение вязким трением (для сверхкритических профилей составляет величину -50% от всего сопротивления) дает завышенные значения эффективности теплоподвода.
В настоящей главе на основе усредненных по Рейнольдсу полных уравнений Навье-Стокса проводится оценка возможности управления обтеканием околозвукового профиля (сверхкритический 1-го поколения) с помощью теплоподвода. Эффективность этого метода определяется большим числом геометрических и энергетических параметров. Приводится ряд результатов по оценке влияния положения ввода тепла и величины вводимой в поток тепловой энергии на эффективность теплоподвода по снижению сопротивления и увеличению аэродинамического качества сверхкритического профиля,
Мини-щиток на задней кромке профиля
Для получения общих закономерностей, связанных с использованием тепловыделения вне пограничного слоя, был выбран мощный источник тепла. Суммарная величина подводимой энергии составляла 100% от мощности, затрачиваемой на преодоление сопротивления профиля. Безусловно, такое большое значение подводимой энергии вряд ли будет реализовано на реальных аппаратах, но позволяет понять общие закономерности и механизмы воздействия на трансзвуковой поток. Исследуется 7 различных положений источника. На рис. 2.7а показано поле Маха, возникающее при обтекании профиля до теплоподвода, и пронумерованными кружками намечены положения и размеры источников тепловыделения.
Первый источник тепла располагается на линии торможения перед телом. В этом случае все обтекаемое тело находится в тепловом следе. Трубки тока, проходящие через область теплоподвода, имеют меньшее значение плотности и величины скоростного напора, нежели окружающий газ и, если эти трубки тока попадают в критическую область перед носиком профиля, можно ожидать снижение сопротивления. В проведенном численном расчете сопротивление профиля снижается с Сх=0.0155 до Сх=0.0139. Возникающее при этом распределение давления вдоль основной части профиля практически не изменяется (см. рис. 2.12). Для 2, 3, 4 и 5-го положения теплоподвода пониженное значение числа Маха в тепловом следе приводит к тому, что, проходя замыкающий скачок уплотнения, нагретая струйка тока приобретает меньшее статическое давление по отношению к прилегающим холодным струйкам (структура возникающего в данном случае течения схематично показана на рисунке 2.66). В результате, за скачком возникает значительный градиент давления вдоль скачка, который стремиться изменить форму последнего так, чтобы выровнять давление между горячими и холодными струйками тока в дозвуковой части течения. В результате замыкающий скачок деформируется, смещаясь вверх по потоку (рис. 2.6в).
Во втором положении источник теплоподвода находится в начале сверхзвуковой области над верхней поверхностью профиля (рис. 2.7а), где уже образовался пограничный слой и стабилизировалось давление (рис. 2.76). Возмущения от подвода тепла могли бы вызвать набухание пограничного слоя (создать псевдо-бамп), или же оторвать погранслой. Проведенный расчет зафиксировал изменения в распределении давления в области носика профиля (рис.2.8Ь). Глобальная картина течения при этом практически не изменилась (рис.2.8а). Видны лишь не большие изменения контурных линий Маха в тепловом следе от источника, которые незначительно сместили положение замыкающего скачка уплотнения вверх по потоку (эпюра давления на рис.2.86). В случае третьего источника тепловыделение происходит в зоне развитой сверхзвуковой зоны. Возмущения давления распространяясь от источника тепловыделения вдоль характеристик достигают поверхности профиля и, образуя положительный градиент давления вдоль поверхности профиля, приводят к набуханию пограничного слоя (рис. 2.9а). Возмущения температуры распространяясь вдоль линий тока приводят к снижению локального числа Маха в тепловом следе и, через механизм описанный выше, приводят к смещению замыкающего скачка уплотнения вверх по потоку.
В четвертом и пятом варианте тепловыделение происходит в области взаимодействия замыкающего скачка уплотнения с пограничным слоем, где образуется Х-скачек. Наличие замыкающего скачка уплотнения само по себе вызывает значительное утолщение пограничного слоя. Достаточно сильный перепад давления на скачке может привести к отрыву пограничного слоя и, тем самым, резко увеличить сопротивление всего профиля. Как показывает проведенный расчет, присутствие теплового источника тепла вызывает торможение набегающего потока, что приводит к расщеплению сверхзвуковой зоны на две части. Разбитый на 2 ступеньки перепад давления имеет теперь "размазанное" распределение вдоль поверхности профиля (рис. 2.106 и 2.116). Кроме того, суммарный перепад давления за системой скачков уплотнения имеет меньшее значение, нежели в течении без теплоподвода. Особое внимание следует уделить распределению коэффициента поверхностного трения Cf в области взаимодействия замыкающего скачка уплотнения с пограничным слоем. Отрицательное значение коэффициента Cf означает наличие отрыва, появление которого является нежелательным. Как видно на рисунках 2.10в и 2.11 в теплоподвод в точках 4 и 5 увеличивает вязкое трение под А,-скачком и, тем самым, указывая на возможное затягивание появления отрыва пограничного слоя при увеличении числа Маха набегающего потока и, тем самым, расширяя безотрывный диапазон трансзвуковых режимов обтекания профилей.
