
- •Часть I испытание физической аэрогазодинамики, теплообмена и теплозащиты Оглавление:
- •4. Исследование характеристик ионизованного ударного слоя_______________________________________________________18
- •1.Аэрофизические исследования на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полёта
- •2. Исследование пульсаций давления в турбулентном пограничном слое
- •3 Методы исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
- •4. Исследование характеристик ионизованного ударного слоя
- •5. Методы теплофизических исследований
- •6. Методика исследования аэродинамического нагрева
- •7. Методика определения конвективных тепловых потоков
- •8. Методика лётных исследований тепловой защиты
- •9. Картинки и графики к курсу
3 Методы исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
Методы исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный основаны на существенном различии характера течения при ламинарном и турбулентном обтекании. На ЛМ применяются следующие методы исследования:
на основе измерения местного коэффициента трения; по характеру измерения профиля относительных скоростей в пограничном слое или полного давления в пристеночной области пограничного слоя;
на основе измерения уровня пульсаций давления в пристеночной области пограничного слоя или пульсаций скорости на поверхности тела; по измерению данного давления, коэффициентов теплообмена на поверхности ЛА, уровня пульсаций электронной концентрации в химически реагирующем пограничном слое.
Указанные методы (кроме последнего) отрабатывались и применяются в аэродинамических трубах и на летающих лабораториях. Их применение ЛМ имеет определённую специфику.
Определение границ области перехода по изменению местного коэффициента трения основано на том, что при одинаковых значениях параметров потока на внешней границе в турбулентном пограничном слое значение местного коэффициента трения значительно выше, чем при ламинарном режиме (рис.3)
. Путем сравнения
полученных в полете экспериментальных
значений
с соответствующими расчетными
зависимостями
для ламинарного и турбулентного течений
(где
-
число Re
на внешней границе пограничного слоя
) определяют значение числа
,
при котором
начинает резко возрастать по мере
увеличения
и отклоняться от зависимости ,
соответствующей случаю ламинарного
течения. Этот момент соответствует
началу перехода ламинарного слоя в
турбулентный .
Преимуществом данного метода является то, что наряду с определением границ области перехода получают также экспериментальные значения коэффициента трения в переходной области течения. По характеру изменения относительного профиля скорости в пограничном слое можно изучить процесс перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный . При анализе этого процесса исследуется структура потока и физическая картина течения в переходной области.
Данный метод может применяться на больших сверхзвуковых скоростях ЛА только с использование теплостойких ППД.
Метод определения границ области перехода путем измерения полного давления в пристеночной области турбулентного пограничного слоя значительно выше, чем ламинарного.
Определение
границ области перехода пограничного
слоя производится на основе анализа
зависимости отношения измеренного
значения полного давления
вблизи стенки к значению статического
давления
в зависимости от числа Re.
На рис4 представлена характерная
зависимость
/
=
,
которая реализуется в летном эксперименте
при условии непрерывного изменения по
времени параметров потока.
При значении числа , нже критических, экспериментальная зависимость совпадает с расчётной для ламинарного пограничного слоя . Резкое возрастание отношения / определяет начало перехода.
По мере увеличения
отношение
/
приближается к значениям, характерным
для турбулентного режима. При развитом
турбулентном течении отношение
/
вновь начинает снижаться с ростом
.
Число
,
при котором отношение
/
соответствует зависимости для
турбулентного пограничного слоя ,
принимается за число
окончания перехода.
В отдельных случаях для определения перехода пограничного слоя из ламинарного режима в турбулентный используется измерение давления в области донного среза модели.
Резкое возрастание
отношения донного давления к атмосферному
соответствует началу перехода ламинарного
слоя в турбулентный на несущей поверхности
, Достижение отношением
некоторого максимального значения и
последующее его монотонное снижение
характеризует режим полностью развитого
турбулентного пограничного слоя на
поверхности ЛА, непосредственно
примыкающей к донному срезу. Достоинством
данного метода является возможность
его применения в тех случаях, когда
препарирование несущей поверхности ЛА
невозможно или крайне затруднительно.
Метод определения момента и границ перехода пограничного слоя ,основанный на измерении пульсаций давления, является одним из самых точных, так как пульсации давления являются прямым следствием возникновения турбулентности потока. В турбулентном пограничном слое сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА полоса частот пульсаций давления находится в пределах от 100 до 500 000 Гц, а уровень пульсаций достигает 150 дБ. В ламинарном пограничном слое пульсации давления практически отсутствуют. При переходе пограничного слоя из ламинарного в турбулентный происходит резкое увеличение уровня пульсаций давления. Определение границ области перехода пограничного слоя данным способом сводится к регистрации момента начала и окончания перестроения ламинарного слоя в турбулентное в сечении ЛА , где установлен приёмник пульсаций давления, т.е. на фиксированной характерной длине. В этом случае условия перехода определяются в основном параметрами набегающего потока- плотностью воздуха и скоростью ЛА. Отсюда возникает требования к организации летного эксперимента, главным из которых является возможность изменения в широком диапазоне значений числа Re, охватывающем ламинарный, переходной и турбулентный режим течения.
Эти условия создаются в реальном полете путём разгона и последующего торможения ЛА.
Для полёта ЛА с торможением (на снижении) начало перехода ламинарного слоя в турбулентный характеризуется резким возрастанием среднеквадратического уровня пульсаций давления . Протяженность переходной области течения в пограничном слое ограничивается моментами времени начала резкого возрастания пульсаций давления до зависимости , соответствующей развитому турбулентному пограничному профилю (рис5) .
Для исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный используется также метод, основанный на регистрации пульсаций электрического тока в цепи электрического зонда. В ионизированном ламинарном пограничном слое флюктуация концентрации электронов незначительна. Появление турбулентности в пограничном слое является причиной возникновения пульсаций параметров газа, в том числе температуры и электронной концентрации .
Известно , что
сила тока в цепи электрического зонда
зависит от характеристик пограничного
слоя, плотности газа, конструкции зонда,
места его установки и т.д. Для пристеночного
зонда сила тока насыщения
связанна с градиентом концентрации
заряженных частиц и параметрами
пограничного слоя следующей зависимостью:
e
– заряд электрона;
- соответственно плотность и скорость
газа на внешней границе пограничного
слоя;
- постоянная Чепмена-Рубезина;
-
относительная плотность положительных
ионов;
;
- число Re
на внешней границе пограничного слоя;
-
масса иона; Sc=
- число Шмидта; х
– расстояние от носка вдоль образующей
тело; у –
расстояние
по нормали к поверхности ; р-
плотность газа в пограничном слое;
-динамическая
вязкость газа на внешней границе
пограничного слоя;
-
динамическая вязкость газа в пограничном
слое.
Возникновение турбулентности в пограничном слое приводит к периодическому изменению градиентов концентрации ионов в слое газа, непосредственно примыкающем к электродам пристеночного зонда, и следовательно, пульсациями ионного тока в цепи электрического зонда. Резкое повышение переменной составляющей тока Ii электрического зонда соответствует началу перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, а уменьшение значения Ii свидетельствует об обратном переходе.
Выражения для
компонент вектора турбулентного
касательного напряжения
и
турбулентного потока теплоты q
имеют
следующий вид:
Где p
;
p
- соответственно перенос количества
движения и перенос теплоты, возникающие
из-за наличия турбулентных пульсаций;
,
-
соответственно турбулентная вязкость
и теплопроводность;
,
-градиенты скорости и энтальпии по
высоте пограничного слоя.
Регистрация в полёте уровня пульсаций турбулентного касательного напряжения и значений турбулентного теплового потока может дать информацию о начале перехода и протяженности переходной области течений в пограничном слое.
Наиболее распространённым методом измерения уровня и спектра турбулентности потока является термоанемометрический метод. Определение профилей уровня пульсаций по высоте пограничного слоя позволяет зафиксировать начало турбулизации пограничного слоя, наблюдать процесс распространения турбулентности по всей его толщине.
Характерной особенностью работы термоанемометрических датчиков в условиях сверхзвукового или гиперзвукового полёта является большой нагрев их чувствительных элементов и большой уровень давления скоростного напора. Это требует специальной конструкции датчиков, применения мер защиты чувствительных элементов при прохождении ЛА зон повышенных скоростных напоров и температуры газа. В качестве мер защиты чувствительных элементов применяются соответствующие механизмы выведения термоанемометрической аппаратуры в пограничный слой после прохождения участков траектории полёта с неблагоприятными для измерительной аппаратуры условиями.