Аэродинамическое охлаждение стенки при течении сверхзвукового потока в следе за обратным уступом


Просмотр статьи
PDF, 1,1 МБ

Aerodynamic cooling for supersonic wake flow behind a backward-facing step

The results of an experimental study of the effect of reducing the adiabatic wall temperature (aerodynamic cooling) for a case of separated supersonic flow behind a backward-facing step are presented. The study was conducted on unsteady-state regime during the launching a wind tunnel before reaching the equilibrium thermal state. The parameters of thermal gas dynamics were compared with the results obtained for the case of continuous flow around the smooth wall. The free-stream Mach number was 2.2, the Reynolds number along the length of the dynamic boundary layer was at least 20 million at the nozzle exit section. The height of the step ranged from 8 to 12 mm. The graphs of the wall temperature, stagnation flow temperature, adiabatic wall temperature, the total and static pressure, the heat flux, the distribution of the temperature recovery coefficient and the relative Stanton number along the length of the model are presented. The studies were carried out in the joint inter-university laboratory of MSU-BMSTU "Thermal Gas Dynamics" on the experimental base of the Research Institute of Mechanics of Lomono-sov Moscow State University.

aerodynamic cooling, adiabatic wall temperature, temperature recovery coefficient, heat transfer coefficient, supersonic flow, temperature stratification

DOI: http://doi.org/10.33257/PhChGD.20.1.781


Том 20, выпуск 1, 2019 год



Представлены результаты экспериментального исследования эффекта снижения адиабатной температуры стенки (аэродинамического охлаждения) при отрывном течении сверхзвукового потока за уступом. Исследование проводилось на нестационарном режиме в процессе запуска аэродинамической установки до выхода на равновесный тепловой режим. Параметры термогазодинамики сравнивались с результатами, полученным при безотрывном обтекании гладкой стенки. Число Маха набегающего потока составило 2.2, критерий Рейнольдса по длине динамического пограничного слоя – не менее 2·10^7 на срезе сопла. Высота уступа варьировалась от 8 до 12 мм. Представлены графики изменения в процессе эксперимента температуры стенки и потока, полного и статического давления, теплового потока, а также распределения по длине модели коэффициента восстановления температуры и относительного числа Стантона. Исследования выполнены в совместной межвузовской лаборатории МГУ-МГТУ «Термогазодинамика» на экспериментальной базе НИИ механики МГУ.

аэродинамическое охлаждение, адиабатная температура стенки, коэффициент восстановления температуры, коэффициент теплоотдачи, сверхзвуковой поток, температурная стратификация

DOI: http://doi.org/10.33257/PhChGD.20.1.781


Том 20, выпуск 1, 2019 год



1. Леонтьев А.И. Газодинамические методы температурной стратификации (обзор) // Изв. РАН. МЖГ, 2002. №4. С. 6-26.
2. Бурцев С.А., Леонтьев А.И. Исследование влияния диссипативных эффектов на температурную стратификацию в потоках газа (обзор) // Теплофизика высоких температур. 2014. Т. 52, № 2. С. 310-322.
3. Лапин Ю.В. Турбулентный пограничный слой в сверхзвуковых потоках газа. М.: Наука, 1970. 344 с.
4. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя // М: Наука, 1974. 711 с.
5. Суржиков С.Т., Шувалов М.П. Анализ радиационно-конвективного нагрева четырех ти-пов спускаемых космических аппаратов //Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2014. Т.15, вып. 4. http://chemphys.edu.ru/issues/2014-15-4/articles/237/
6. Кузенов В.В., Дикалюк А.С. Реализация приближенного метода расчета конвективного теплообмена вблизи поверхности ГЛА сложной геометрической формы // Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2017. Т.18, вып. 2. http://chemphys.edu.ru/issues/2017-18-2/articles/689/
7. Eckert E.R.G. Energy separation in fluid streams // Int. Comm. Heat mass transfer. Vol. 13, 1986. P. 127-143.
8. Леонтьев А.И., Здитовец А.Г., Виноградов Ю.А., Стронгин М.М., Киселев Н.А. Безмашинное энергоразделение газовых потоков / Под ред. А.И. Леонтьева. Издательство КУРС, Москва. 2016. 112 с.
9. Sanitjia S., Goldstein R.J. Forced Convection Heat Transfer from a Circular Cylinder in Cross-flow to Air and Liquids // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2004. V. 47. P. 4795.
10. Aleksyuk A.I., Osiptsov A.N. Direct numerical simulation of energy separation effect in the near wake behind a circular cylinder // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2018. Vol. 119. P. 665–677.
11. Ryan L.F. Experiments on aerodynamic cooling // Ph. D. thesis, Eidgen. Tech. Hockschule, Zurich. 1951.
12. Thomann H. Measurements of the recovery temperature in the wake of a circular cylinder and of a wedge at Mach numbers between 0.5 and 3 // The Aeronautical Research Institute of Swe-den, FFA Report 84. 1959.
13. Brinich P.F. Recovery temperatures and heat transfer near two-dimensional roughness elements at Mach 3.1 // NACA TN4213. 1958.
14. Gadd G.E., Cope W.F., Attridge J.L., Heat-transfer and skin-friction measurements at a Mach number of 2.44 for a turbulent boundary layer on a flat surface and in regions of separated flow // R. & M. No. 3148. A.R.C. Technical Report. London. 1960. 42 p.
15. Garland B.J., Hall J.R., Measurement of aerodynamic heat transfer in turbulent separated re-gions at a Mach number of 1.8 // NACA RM L57L09, 1958. 16 p.
16. Чжен П., Отрывные течения / М.: Мир. Т. 3. 1973. 335 с.
17. Carscallen W.E., Currie T.C., Hogg S.I., Gostelow J.P. Measurement and computation of ener-gy separation in the vertical wake flow of a turbine nozzle cascade // J. of Turbomachinery, 121, 4, 1999. P. 703–708.
18. Попович С.С. Влияние ударных волн на эффект безмашинного энергоразделения: авто-реф. дис. канд. техн. наук. М.: Объед. ин-т высок. температур РАН. 2016. 22 с.
19. Leontiev A.I., Popovich S.S., Strongin M.M., Vinogradov Yu.A. Adiabatic wall temperature and heat transfer coefficient influenced by separated supersonic flow // EPJ Web of Confer-ences. 2017. Vol. 159. P. 1–5. DOI: 10.1051/epjconf/201715900030.
20. Leontiev A.I., Popovich S.S., Vinogradov Yu.A., Strongin M.M. Experimental research of su-personic aerodynamic cooling effect and its application for energy separation efficiency // Pro-ceedings of the 16th International Heat Transfer Conference, IHTC-16. Vol. 212244. Beijing, China, 2018. P. 1–8.
21. Leontiev A. I., Popovich S.S., Vinogradov Y.A., Strongin M.M. Experimental research of heat transfer in supersonic separated compressible gas flow // Journal of Physics: Conference Se-ries. 2018. Vol. 1129, no. 012022. P. 1–4. DOI: 10.1088/1742-6596/1129/1/012022.
22. Попович С.С. Особенности автоматизации эксперимента и обработки результатов при исследовании теплообмена в сверхзвуковом потоке сжимаемого газа // Программная инженерия. 2018. № 1. С. 35–45. DOI: 10.17587/prin.9.35-45.
23. Hayes J.R., Neumann R.D. Introduction to the aerodynamic heating analysis of supersonic missiles // Hemsch M., Nielsen J. (Eds.). Tactical Missile Aerodynamics. Progress in Astro-nautics and Aeronautics Series. Vol. 142, AIAA, Washington, 1992. P. 63-114.
24. Виноградов Ю.А., Попович С.С., Стронгин М.М. Экспериментальное исследование коэффициента восстановления температуры и интенсификации теплоотдачи при течении на плоской стенке за ребром сверхзвукового потока сжимаемого газа // Наука и образование (Научное издание МГТУ им. Н.Э. Баумана). 2016. № 11. С. 55-75. DOI: 10.7463/1116.0849557.
25. Schultz D.L., Jones T.V. Heat-transfer measurements in short-duration hypersonic facilities. AGARDograph 165, London, 1973. 149 p.
26. Попович С.С. Экспериментальное исследование влияния падающего скачка уплотнения на адиабатную температуру стенки в сверхзвуковом потоке сжимаемого газа // Тепловые процессы в технике. 2014. Т. 6. № 3. С. 98-104.
27. Popovich S.S., Egorov K.S., Vinogradov Yu.A. Experimental research of adiabatic wall tem-perature influenced by separated supersonic flow // Proceedings of 15th International Heat Transfer Conference, IHTC-15-8962, 2014, 11 p.