Влияние локального нагрева и охлаждения поверхности на ламинарно-турбулентный переход в гиперзвуковом пограничном слое

• Автор: Громыко, Юрий Владимирович
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2015
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 138 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
Глава 1 Обзор литературы по проблеме перехода в гиперзвуковом пограничном слое
1.1 Возникновение турбулентности в пограничном слое
1.1.1 Методы предсказания ламинарно-турбулентного перехода
1.1.2 Исследования устойчивости сверх- и гиперзвукового пограничного слоя
1.1.3 Современный взгляд на проблему перехода
1.2 Влияние различных факторов на ламинарно-турбулентный переход
1.2.1 Шероховатость поверхности
1.2.1 Притупление передней кромки
1.2.2 Температура поверхности
1.2.3 Неоднородности температуры стенки
Выводы по Главе
Глава 2 Экспериментальное оборудование и методы измерений
2.1 Гиперзвуковая аэродинамическая труба ИТ-302М
2.1.1 Расчет параметров потока в ИТ-302М
2.1.2 Измерение скорости потока методом PIV
2.1.3 Измерение расхода газа в потоке пробоотборником
2.2 Гиперзвуковая аэродинамическая труба «Транзит-М»
2.3 Измерения естественного шума в установке «Транзит-М»
2.3.1 Экспериментальное оборудование
2.3.2 Численное моделирование течения в окрестности насадка
2.3.3 Результаты измерения естественного шума гиперзвуковой
аэродинамической трубы «Транзит-М»
2.4 Экспериментальная модель
2.5 Экспериментальные методы исследования
2.5.1 Теневые методы
2.5.2 Измерение тепловых потоков на поверхности модели
Выводы по Главе
Глава 3 Численное моделирование развития возмущений
3.1 Прямое численное моделирование течения на пластине
3.2 Результаты расчета устойчивости пограничного слоя методом LST
3.3 Численное моделирование развития возмущений в пограничном слое конуса 89 Выводы по Главе

Глава 4 Результаты экспериментальных исследований
4.1 Эксперименты в аэродинамической трубе ИТ-302М
4.2 Эксперименты в аэродинамической трубе «Транзит-М»
4.2.1 Некоторые методические вопросы эксперимента
4.2.2 Измерение положения перехода оптическими методами
4.2.3 Измерение распределений теплового потока
4.2.4 Исследование развития возмущений в пограничном слое
Выводы по главе
Заключение
Список литературы

Перечень основных обозначений
А - безразмерная амплитуда возмущений;
а - скорость звука [м-с-1];
Ср - удельная теплоёмкость при постоянном давлении [Дж-(кг-К)"1];
с1о - диаметр входного сечения пробоотборника [мм];
/ - частота [Гц] ;
О - массовый расход, Є =р>Р [кг-с-1];
Я - энтальпия [Дж];
Ь - расстояние от кромки модели до выходного сечения сопла [м];
М - число Маха;
Р - давление [Па];
Ро - давление торможения за ударной волной [Па];
Я - универсальная газовая постоянная [Дж-(моль-К)'1];
Кс'і - единичное число Рейнольдса [м"1];
Яе(г - число Рейнольдса ламинарно-турбулентного перехода, Ясіг = Кеі -ха;
5 - энтропия [Дж-моль_1-К_1];
- число Стэнтона, = (7 / (Яе^еС^ (7д-Д„г/));
/ - время с момента начала пуска [с];
Рїиаф - время разрыва диафрагмы от начала регистрации данных [с];
Т - температура [К];
Тг - температура восстановления [К];
Диг/ - температура поверхности конуса [К];
Ту, - температура элемента нагрева/охлаждения [К];
Тпр - коэффициент пропускания;
V - скорость [м-с-1];
V, - фазовая скорость [м-с-1];
Ус, - объем баллона пробоотборника [м3];
х - продольная координата [м];
х,г - продольная координата начала ламинарно-турбулентного перехода [м];
х,гемі - продольная координата конца ламинарно-турбулентного перехода [м];
у - поперечная координата [м];
-а,- - коэффициент роста;
а - угол вращения вокруг оси измерительной гребенки [град, °];

датчик давления ДМ-5007 У2 с диапазоном измерения давлений 0 до 16 МПа с точностью измерений ±0,5%.
Данные измерений давления, полученные в ходе пуска, были аппроксимированы степенным полиномом в заданном промежутке времени и использовались как начальные данные при расчете параметров потока с использованием уравнения состояния реального газа. В зависимости от точности аппроксимации могут меняться результаты расчета параметров потока в рабочей части. Результаты исследования влияния аппроксимации данных изложены в работе [126] и представлены в разделе 2.1.3.
2.1.1 Расчет параметров потока в ИТ-302М
Аэродинамическая труба ИТ-302М используется для создания высокоскоростного потока газа с высокой температурой торможения в рабочей части. Непосредственное измерение параметров потока невозможно или связано со значительными трудностями. В настоящее время общепринятой является практика, когда параметры потока рассчитываются на основе измерений давления торможения и известной геометрии сопла. В этом случае критически важным является правильный учет свойств реального газа, проявляющихся при больших значениях давления и температуры [127].
Для учета свойств реального газа, как правило, используется аппроксимация таблично заданных параметров, в свою очередь, полученных на основе решения уравнения состояния реального газа. Данный подход позволяет экономить вычислительные мощности, но вносит дополнительные погрешности в расчет характеристик течения. Кроме того, зачастую невозможно получить все необходимые характеристики течения из-за ограниченности опубликованных данных.
В настоящей работе был разработан алгоритм для программы расчета параметров потока в гиперзвуковых аэродинамических трубах при использовании уравнения состояния реального газа [127, 128] для воздуха в температурном диапазоне
Т = 273 -s-4000 К:
о = а0т+а{т+а1-+а^~ (2-1)

Здесь Ть, рь - температура и плотность в критической точке, а величины коэффициентов а и Д- приведены в работах [129] и [130].