МЕХАНИКА ЖИДКОСТИ И ГАЗА № 6 • 2013
УДК 532.526
© 2013 г. С. В. КИРИЛОВСКИЙ, С. Г. МИРОНОВ, Т. В. ПОПЛАВСКАЯ, И. С. ЦЫРЮЛЬНИКОВ
ГИПЕРЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ СИСТЕМЫ ПЛАСТИНА-КОСОСРЕЗНЫЙ
СВИСТОК
Представлены результаты экспериментального и численного моделирования нестационарного обтекания интегрированной модели "пластина—кососрезный свисток" гиперзвуковым потоком азота: = 21, единичное число Рейнольдса Re„i = 6 • 105 м-1. Расчеты с помощью пакета ANSYS Fluent проведены для различной геометрии полости свистка и угла атаки модели. Найдены условия возникновения пульсаций в свистке, построены поля среднего течения и пульсаций в ударном слое на пластине. В экспериментах в гиперзвуковой азотной аэродинамической трубе Т-327А ИТПМ СО РАН получены зависимости пульсаций давления на поверхности пластины от угла атаки модели. Результаты расчетов сопоставлены с данными эксперимента.
Ключевые слова: гиперзвуковые течения, нестационарное обтекание, вязкий ударный слой, численное моделирование.
Контролируемые возмущения в условиях эксперимента в аэродинамической трубе имеют большие преимущества для исследования характеристик волновых процессов перед фоновыми возмущениями, проникающими в исследуемую область из внешнего потока. В частности, фоновые возмущения взаимодействуют со сдвиговым течением случайным образом по всей длине ее границы, возмущения имеют широкий амплитудно-частотный спектр и модовый состав, который трудно контролировать, так как он задается особенностями конкретной аэродинамической установки. Недавние численные исследования [1] показали, что в гиперзвуковом пограничном слое сценарии развития возмущений на нелинейной стадии существенно зависят от характеристик начальных возмущений и для выявления механизмов ламинарно-турбулентного перехода предпочтительны источники монохроматических возмущений. В настоящее время метод локальных контролируемых периодических возмущений широко используется при исследовании устойчивости дозвуковых, сверхзвуковых и умеренно гиперзвуковых пограничных слоев. Методы создания таких возмущений основаны на воздействии на поток осциллирующими механическими устройствами, периодическим вдувом-отсосом или периодическим электрическим разрядом. В экспериментах в аэродинамических трубах по изучению устойчивости пограничного слоя в высокоскоростных гиперзвуковых потоках все перечисленные методы введения возмущений становятся неэффективными из-за низкой плотности течения.
В работе [2] впервые был предложен и реализован метод введения контролируемых возмущений в гиперзвуковой ударный слой на пластине с использованием автоколебаний в цилиндрическом кососрезном свистке, экспериментальные исследования которого были выполнены в [3]. Механизм автоколебаний в кососрезном свистке подобен механизму возникновения автоколебаний в генераторе Гартмана [4]. В дальнейшем этот метод введения возмущений был усовершенствован [5] и в настоящее время является основным методом создания локальных контролируемых возмущений в гиперзвуковых потоках низкой плотности. Особенности его применения и полученные с его помощью результаты исследований устойчивости вязкого ударного слоя на пластине при числе Маха 21 описаны в [6]. Кроме того, в работах [7, 8] численно и экспе-
Фиг. 1. Модель пластины с кососрезным свистком: 1 — пластина, 2 — датчик пульсаций давления, 3 — кососрезный свисток, 4 — державка модели
риментально была продемонстрирована возможность управления интенсивностью возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине с помощью кососрезного свистка.
В [6] было проведено сравнение экспериментальных и расчетных данных, полученных методом прямого численного моделирования развития возмущений в гиперзвуковом ударном слое на пластине при воздействии на него локальных периодических возмущений типа "вдув—отсос" вблизи передней кромки с помощью пакета ИТПМ СО РАН [9]. Локализованные возмущения типа периодического вдува—отсоса, вводимые вблизи передней кромки пластины, моделировались заданием граничного условия для поперечного массового расхода на некотором участке поверхности пластины. Было показано, что использование таких граничных условий хорошо воспроизводит структуру пульсаций плотности в вязком ударном слое и фазовые скорости возмущений, т.е. такие возмущения идентичны по воздействию слабонелинейным возмущениям газодинамического свистка.
В отличие от слабонелинейного возбуждения возмущений кососрезным свистком, которое может быть относительно просто смоделировано возмущениями типа вдув—отсос вблизи передней кромки пластины, моделирование нелинейных пульсаций сталкивается с рядом существенных трудностей. В частности, вблизи передней кромки пластины искажения среднего течения уже нельзя назвать малыми, и они не могут быть корректно воспроизведены введением пульсаций массового расхода на поверхности. Вторая трудность связана с невозможностью в эксперименте получить амплитудно-фазовые характеристики начальных возмущений на поверхности пластины вблизи передней кромки, т.е. в том месте, где задаются граничные условия в численном моделировании.
Чтобы решить эти проблемы, в данной работе выполнено параметрическое численное исследование обтекания системы пластина—кососрезный свисток путем решения полной нестационарной задачи обтекания этой системы при наличии автоколебаний в полости свистка с помощью пакета ANSYS FLUENT 12.1. Результаты отдельных расчетов сопоставлены с данными экспериментов.
1. Эксперимент. Эксперименты по взаимодействию возмущений, создаваемых цилиндрическим кососрезным газодинамическим свистком, с ударным слоем на пластине под углом атаки были проведены в гиперзвуковой азотной аэродинамической трубе. Эксперименты проведены при числе Маха Мж = 21 и числе Рейнольдса Rez = 6 • 104, вычисленного по параметрам набегающего потока и длине пластины L.
Фотография модели приведена на фиг. 1. Пластина 1 имела длину 100 мм, ширину 50 мм и могла изменять угол атаки с помощью поворотной державки 4. На расстоянии
95 мм от носика пластины располагался датчик пульсаций давления 2 диаметром 4 мм с максимальной частотой регистрации 70 кГц. Кососрезный свисток 3 располагался под пластиной вровень с передней кромкой. В этом случае минимизируется возмущение среднего течения на верхней части пластины. В то же время это позволяет периодически вводить возмущения в ударный слой с передней кромки пластины в момент локального отхода головной ударной волны под воздействием избыточного давления в свистке в фазе истечения газа из полости свистка. В области течения, охватываемой головной ударной волной, свисток создает акустические возмущения. Основная доля вихревых возмущений, создаваемых свистком, не проходит в ударный слой пластины, поскольку они сносятся потоком под пластину. В данной работе кососрезный газодинамический свисток представлял собой замкнутый с одного конца тонкостенный алюминиевый цилиндр со срезом переднего торца под углом 40° к оси и внутренним диаметром 12 мм. Задний торец цилиндра был замкнут пъезокерамическим датчиком пульсаций давления, сигнал которого использовался для контроля амплитуды и фазы пульсаций давления в полости свистка. Максимальная частота датчика составляла 40 кГц.
Во время пуска аэродинамической трубы угол атаки а непрерывно изменялся поворотным устройством от нуля до 30° при одновременной записи сигнала датчиков пульсаций давления на пластине и в свистке. Сигналы датчиков пульсаций давления анализировались методом гармонического анализа. Таким образом, в экспериментах регистрировались пульсации давления на основной частоте излучения звука газодинамическим свистком, а также на частотах гармоник. Величины пиков пульсаций давления на поверхности пластины на основной частоте и частотах гармоник нормировались на соответствующие значения пульсаций в полости резонатора, что позволило выделить влияние угла атаки пластины на спектральный состав и рост гармоник пульсаций давления в ударном слое.
Из-за изменения угла атаки пластины и соответственно угла атаки плоскости среза переднего торца свистка существенно изменялись условия обтекания свистка и эффективный размер его полости резонатора, поэтому основная частота пульсаций давления в полости резонатора свистка изменялась от 6.25 (а = 0) до 8.4 кГц (а = 30°). В свою очередь, уровень пульсаций давления в полости резонатора, нормированный на давление за прямым скачком уплотнения, изменялся от 0.04 до 0.4.
На фиг. 2 представлены поля спектральной амплитуды пульсаций давления в полости кососрезного свистка (а) и на поверхности пластины в месте установки датчика (б) (95 мм от носика пластины) в зависимости от угла атаки и частоты. Поскольку калибровка датчиков давления не проводилась, на фиг. 2 указаны ненормированные амплитуды пульсаций в произвольных единицах (пр. ед.). Наблюдаются интенсивные пульсации давления на основной частоте излучения звука газодинамическим свистком, а также на частотах гармоник. Видно, что при увеличении угла атаки пластины относительная интенсивность гармоник основной частоты немонотонно возрастает и наибольшая интенсивность пульсаций находится в диапазоне углов атаки 10—30 градусов. Также виден рост амплитуды естественных возмущений давления на поверхности пластины при увеличении угла атаки во всем исследуемом диапазоне частот.
Итоговая картина зависимости амплитуды пульсаций давления на поверхности пластины от угла атаки приведена на фиг. 3. Здесь амплитуды пульсаций давления на поверхности пластины В1 для каждой гармоники нормировались на амплитуду пульсаций этой же гармоники в полости свистка. Видно, что при угле атаки пластины, большем 15°, кроме основной частоты имеются еще четыре интенсивные гармоники в исследуемом диапазоне частот. Из графика видно, что уровень относительных пульсаций давления на поверхности пластины на основной частоте постепенно падает, что, возможно, связано с уменьшением амплитуды колебаний головной ударной волны с ростом угла атаки и уменьшением ее эффективности при генерации пульсаций давления в ударном слое. С другой стороны, на графике виден резкий рост гармоник в удар-
10 20 30 кГц
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.