Расчетно-экспериментальное определение динамического воздействия и сопротивления разрушению объектов при высокоскоростных испытаниях тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.06 ВАК РФ

На правах рукописи

¡¿-О

Кикеев Василий Андреевич

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДИНАМИЧЕСКОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ И СОПРОТИВЛЕНИЯ РАЗРУШЕНИЮ ОБЪЕКТОВ ПРИ ВЫСОКОСКОРОСТНЫХ ИСПЫТАНИЯХ

Специальности: 01.02.06 - Динамика, прочность машин, приборов и аппаратуры; 01.02.05 - Механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

5 ДЕК 2013

Нижний Новгород - 2013

Работа выполнена в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Нижегородский государственный технический университет имени P.E. Алексеева» на кафедре «Аэрогидродинамика, прочность машин и сопротивления материалов».

Научный руководитель: доктор физико-математических наук,

Герасимов Сергей Иванович

Консультант: доктор физико-математических наук, профессор

Ерофеев Владимир Иванович

Официальные оппоненты: Гордеев Борис Александрович

доктор технических наук, профессор, ФГБУН Институт проблем машиностроения РАН,

главный научный сотрудник Абрашкин Анатолий Александрович, доктор физико-математических наук, ФГБУН Институт прикладной физики РАН, ведущий научный сотрудник

Ведущая организация: ЗАО "Центр прикладной физики МГТУ им. Н.Э.

Баумана"

Защита состоится 26 декабря 2013 года в 12-00 часов на заседании диссертационного совета Д212.165.08 при ФГБОУ ВПО «Нижегородский государственный технический университет имени P.E. Алексеева» по адресу: 603950, г. Нижний Новгород, ул. Минина, 24, ауд. 1258.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ФГБОУ ВПО «Нижегородский государственный технический университет имени P.E. Алексеева».

Ваш отзыв на автореферат, заверенный печатью организации, просим направлять по адресу: 603950, Нижний Новгород, ул. Минина, 24, НГТУ, ученому секретарю диссертационного совета Д 212.165.08.

Автореферат разослан ноября 2013 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета,

доктор технических наук, ^

профессор у" Грамузов Евгений Михайлович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. В системе создания и совершенствования изделий различного назначения, в том числе военного, важную роль играет многоцелевой испытательный комплекс, включающий в себя различные стенды и установки. На этих стендах и установках осуществляется отработка конструкций и узлов на стойкость к внешним воздействиям, моделируются условия транспортировки и хранения радиоактивных материалов, аварийные ситуации, обеспечивается законченный цикл комплексной функциональной отработки боевого снаряжения современного ракетного оружия. При этом возрастают требования по ужесточению параметров испытаний и к качеству получаемой в результате испытаний информации, и к точности измерений. Это обуславливает необходимость совершенствования как самих стендов и установок, так и приборов и методов регистрации и измерений, а также необходимость проведения расчетного и экспериментального моделирования сопутствующих физических процессов.

Степень разработанности темы исследования связана с развитием техники и методик, используемых для пулеосколочных и аэробаллистических испытаний. Одним из наиболее важных результатов подобных испытаний является определение аэродинамических сил и моментов, а также линейных и угловых координат объекта испытаний во время его свободного полета (иначе говоря, внешнетраекторных данных, полученных в ходе испытаний).

Особое значение придается проблеме наиболее точного определения линейных и угловых координат объекта при подходе его к мишени. Эти параметры являются одними из основных регистрируемых данных при проведении пулеосколочных испытаний изделий, содержащих энергоемкие вещества, и средств их защиты. Из практики известно, что на пробивную способность пули может существенно оказать влияние изменение угла атаки на 1-2°; аналогично, и степень воздействия на одно и то же изделие, содержащее энергоемкие вещества, при такой же разнице в угле подхода может быть принципиально разным (например, привести к стационарной детонации или не привести). В связи с этим, принципиальное значение придается определению фактического положения поражающего элемента в момент касания поверхности мишени. Для этого необходимо, во-первых, осуществлять регистрацию углов атаки с абсолютной погрешностью, не превышающей 0,5°; во-вторых, разработать алгоритмы определения внешнетраекторных данных и аэродинамических характеристик тел вращения для обработки опытных данных; в-третьих, произвести расчетные исследования аэродинамических параметров движения объекта испытаний с по-

мощью численных методов расчета, реализованных в современных пакетах инженерного анализа с целью верификации и корректного моделирования физических процессов, сопровождающих эксперимент. Данные проблемы являются актуальными для подобного рода испытаний.

Наряду с вышесказанным, одной из проблем является увеличение скоростей полёта, что вызывает необходимость корректного моделирования, оценки возможности и методической отработки проведения аэробаллистических испытаний при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях обтекания. Проблема корректного моделирования физических процессов, сопровождающих гиперзвуковой полёт тела, является фундаментальной задачей механики. Основной методической особенностью проблем аэродинамики больших скоростей является трудность их экспериментального моделирования. Этим объясняется та ситуация, что теоретические исследования по уровню и глубине значительно опережают экспериментальные достижения. В связи с этим, актуальной проблемой является оценка возможности и методической отработки проведения аэробаллистических испытаний при гиперзвуковых скоростях обтекания.

Также, наряду с пулеосколочными и аэробаллистическими испытаниями, важную практическую роль имеют испытания конструкций на моделирование аварийных воздействий, например, соответствующие требованиям МАГАТЭ по отношению к разрабатываемым транспортным упаковочным комплектам. Испытания представляют из себя разгон комплекта до требуемой скорости, отделение комплекта от средств разгона и последующее соударение под заданным углом с имитатором мишени. Для этого объект испытаний монтируется на ракетном поезде, включающем ракетные двигатели, и способном перемещаться вдоль рельсовых направляющих. Для регистрации процесса разгона, отделения, полета и соударения используется как различная фотографическая аппаратура и различные методы визуализации аэродинамических процессов, так и средства оптико-фотоэлектронной регистрации, включаемые в состав поезда. Для получения качественной оптико-фотоэлектронной информации о разгоне и отделении объекта испытания от средства разгона необходимо обеспечить работоспособность оптико-фотоэлектронного оборудования в условиях нагрузок ракетного трека. Таким образом, оценка прочности и динамики регистрирующей аппаратуры в ходе аэробаллистического эксперимента является также актуальной задачей.

Целью работы является проведение расчетных исследований физических процессов, возникающих в ходе аэробаллистических испытаний, верификация построенных моделей на основе экспериментальных данных, получен-

ных в ходе экспериментов на многоцелевом испытательном комплексе, анализ и рекомендации по методам определения внешнетраекторных данных, обсуждение и интерпретация полученных экспериментальных данных.

Задачи исследования:

1. Анализ методов определения внешнетраекторных параметров тел вращения применительно к аэробаллистическим и пулесколочным испытаниям.

2. Расчетно-экспериментальное определение динамического воздействия, сопротивления разрушению и аэродинамических характеристик движения тел простой формы (шар, конус) при сверх- и гиперзвуковых скоростях обтекания.

3. Верификация полученных расчетных данных на основе экспериментальных зависимостей.

4. Проведение расчетных исследований прочности и динамических характеристик регистрирующей аппаратуры, используемой в практике аэробаллистических испытаний транспортных упаковочных контейнеров.

Научная новизна

1. Метод определения внешнетраекторных параметров, используемый в пулеосколочных и аэробаллистических испытаниях для определения фактического положения поражающего элемента при подлете к мишени.

2. Результаты расчетно-экспериментального исследования динамического воздействия и сопротивления разрушению объектов при проведении аэробаллистических испытаний при гиперзвуковых скоростях обтекания.

3. Определение динамического воздействия и сопротивления разрушению оптико-фотоэлектронной аппаратуры при проведении аэробаллистических испытаний в условиях ракетного трека.

Теоретическая значимость исследования:

1. Сформулирован метод наземных стереофотограмметрических измерений внешнетраекторных параметров, используемый для определения пространственных координат летательного аппарата в пулеосколочных и аэробаллистических испытаниях.

2. Представлена методика математической обработки результатов стереофотограмметрических измерений.

Практическая значимость исследования:

1. Полученные в результате численного моделирования данные позволяют применять методы и пакеты современного инженерного анализа для моделирования физических процессов при гиперзвуковых скоростях обтекания.

2. В результате проведенного расчетно-экспериментального исследования и методической отработки проведения аэробаллистических испытаний при ги-

перзвуковых скоростях обтекания появляются перспективные направления исследований в этой области, в частности, корректное моделирование процесса аэротермомеханического разрушения и уноса материала объекта испытаний.

3. Анализ динамического воздействия на видеооборудование, а также другую регистрирующую технику, монтируемую на блоке видеорегистрации при проведении аэробаллистических испытаний транспортных упаковочных комплектов позволяет обеспечить работоспособность регистрирующей аппаратуры и дать рекомендации к её защите.

Методология исследования основана на использовании обще- и частно-научных методов познания. Системный подход положен в основу комплексного рассмотрения проблем динамики и разрушения объектов аэробаллистических испытаний. Решение задач аэродинамического обтекания тела и механики деформируемого твердого тела основано на использовании теоретических и эмпирических методов исследования, разработанных в области математического анализа, механики жидкости и газа, механики деформируемого твердого тела, численных методов в механике.

Положения, выносимые на защиту

1. Метод определения внешнетраекторных параметров в условиях аэробаллистических и пулеосколочных испытаний.

2. Результаты расчетно-экспериментальных исследований тестовых объектов шаровой и конической форм при гиперзвуковых скоростях обтекания.

3. Результаты расчетно-экспериментальных исследований динамики и прочности регистрирующей аппаратуры в условиях испытаний на ракетном треке.

Достоверность результатов работы подтверждается сравнением с экспериментальными данными, представленными как в известных работах других авторов, так и полученными в настоящем исследовании.

Апробация результатов работы. Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях, симпозиумах и съездах: 17-ой Нижегородской сессии молодых ученых (технические науки) (Нижний Новгород, 2012), IX Всероссийской научной конференции им. Ю. И. Неймарка «Нелинейные колебания механических систем» (Нижний Новгород, 2012), 7-ой Всероссийской конференции «Необратимые процессы в природе и технике» (Москва, МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2013), XXVI Международной научной конференции «Математические методы в технике и технологиях» (Нижний Новгород, 2013).

В законченном виде работа докладывалась на семинаре в Федеральном

государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Нижегородский государственный технический университет имени Р.Е. Алексеева» на кафедре «Аэрогидродинамика, прочность машин и сопротивления материалов».

Публикации.

По теме диссертации опубликовано 10 печатных работ, в том числе 2 статьи в рецензируемых журналах, рекомендованных ВАК, приведенных в списке литературы.

Структура и объем работы.

Диссертация состоит из введения, трёх глав, общих выводов и списка литературы. Общий объём диссертации составляет 117 страниц, диссертация содержи 54 рисунка, 3 таблицы. Список цитируемой литературы состоит из 50 наименований.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы исследования, сформулированы цель и задачи диссертационной работы, отмечены научная новизна, теоретическая и практическая значимость полученных результатов.

В первой главе анализируется проблема, обусловленная необходимостью повышения точности и совершенствования методов определения внешне-траекторных данных при проведении пулеосколочных и аэробаллистических испытаний. Данная проблема является важной, так как последующая обработка и оценка динамических параметров движения объекта испытаний в аэробаллистическом эксперименте происходит по полученным внешнетраекторным данным.

Особое значение в данного вида испытаниях придается экспериментальному определению линейных и угловых координат объекта испытаний при подлете к мишени. Необходимость повышения точности определения внешне-траекторных данных продиктована тем фактом, что изменение некоторых угловых координат на 1-2° при касании изделия, содержащего энергоемкие вещества объектом испытаний может вызвать принципиально разную реакцию данных веществ.

Для увеличения точности определения линейных и угловых координат объекта испытаний в процессе свободного полета и подлета к мишени предложен метод определения внешнетраекторных параметров тел вращения (кониче-

ской, составной конической, цилиндроконической и других форм), катапультируемых в свободный полет со скоростями от 100 до 4000 м/с, основанный на методе наземных стереофотограмметрических измерений.

Задача определения пространственных координат объекта на траектории решается по результатам измерений стереопар-снимков с изображением объекта испытаний, получаемых в процессе стереофоторегистрации траектории полета.

Принципиальная схема метода стереофотограмметрических измерений приведена на рисунке 1.

Как видно из данной схемы, для того, чтобы определить параметры пространственного положения объекта, необходимо сфотографировать его измерительными фотокамерами с двух точек пространства (с концов базиса фотографирования 5; и на два неподвижных фотоснимка. Получаемая пара перекрывающихся фотоснимков (стереопара) обладает рядом неизменных геометрических свойств, называемых проективными, что с учетом геометрической обратимости фотографического процесса позволяет по измеренным величинам на снимках определять шесть параметров, характеризующих пространственное положение объекта испытаний на траектории полета:

- три линейные координаты ХТ^Т,2Т центра масс объекта;

- три угловые координаты 9, у/, у ориентации осей объекта.

Для определения и представления означенных внешнетраекторных параметров объекта испытаний используются следующие системы пространственных прямоугольных координат:

1) Наземная система опорных геодезических координат ОгХгУг2г (ориентацию осей можно видеть на рисунке 1). Основное назначение данной системы - использование в качестве единой системы координат для представления внешнетраекторных параметров объекта испытаний, путем точного пересчета координат в эту систему из однотипных с ней фотограмметрических систем координат измерительных средств. Начало наземной системы координат размещается в окрестности точки катапультирования объекта испытаний.

рудования аэробаллистической установ-

2) Система связанных координат ТХУ2 с корпусом объекта испытаний (ориентацию осей можно видеть на рисунке 1). Начало этой системы - точка Т, совпадает с центром масс ОИ. Связанная система координат ТХУ2 определяется реперными точками, замаркированными на корпусе объекта испытаний по отношению к центру масс. Это дает возможность задавать как положение центра масс объекта испытаний координатами ХТ,УТ,2Т так и ориентацию связанной системы углами 9,у/,у, относительно наземной системы координат.

Решение задачи определения параметров пространственного положения объекта испытаний основано на проективных соотношениях метода аналитической фотограмметрии между координатами х, у изображений соответствующих точек стереопары (опорных геодезических точек или точек на корпусе объекта), измеряемых в плоской прямоугольной системе фотограмметрических координат Оху каждого фотоснимка и координатами этих точек в наземной системе оперных геодезических координат. Эти соотношения имеют вид:

_ I'Xф -*„ -2ф

г (1)

Здесь Хф,Уф,гф - координаты опорных геодезических точек или точек объекта испытаний, получаемых в результате матричных преобразований координат этих точек из наземной системы в фотограмметрическую систему координат, непосредственно связанную с каждой фотокамерой (фотоснимком), т.е.: - для опорных геодезических точек;

(2)

(х Л лф Хг -Х0

Уф = В- У -У г 1 0

■а. N ^Г ~ у

— для точек на корпусе ОИ:

Уф

= в

X„ — X г,

Уг-Уо

г.-г,

+ А'

о /

У

(3)

у

где В - матрица направляющих косинусов углового ориентирования фотоснимков относительно наземной системы координат; Х„ Уг 2Г - координаты

опорных геодезических точек (контрольных марок) в наземной системе координат; Х9Уй7.й - координаты начала фотограмметрической системы координат

в наземной системе; А — матрица направляющих косинусов углового ориентирования объекта относительно наземной системы координат; XТ,УТ,2Т - координаты центра масс объекта в наземной системе координат; - координаты реперных точек на корпусе объекта в связанной системе координат ТХУ2.

Для определения параметров пространственного положения ОИ по его изображениям на стереопаре снимков необходимо знать положение каждого фотоснимка в момент фотографирования объекта. Величины, характеризующие это положение — элементы ориентирования снимка, разделяются на две группы:

- элементы внутреннего ориентирования, определяющие положение . снимка относительно центра проектирования и служащие для восстановления

связок проектирующих лучей, существовавших при стереофоторегистрации. К ним относятся координаты главной точки х0,у0 и фокусное расстояние /;

- элементы внешнего ориентирования, определяющие положение связок проектирующих лучей относительно наземной системы геодезических координат; для каждого фотоснимка задаются шестью величинами:

- координатами центра проектирования 5 в наземной системе координат;

со,а,х - углами ориентации фотограмметрической системы координат Охух относительно наземной системы, где со - угол наклона оптической оси фотокамеры, а - угол ориентации оптической оси фотокамеры в горизонтальной плоскости, х~ угол крена фотокамеры.

Уравнения (1), составленные для точек стереопары-снимков, вместе с общими уравнениями преобразования пространственных координат (2 и 3), содержат все необходимые параметры, которые определяют математическую модель стереофотограмметрического метода измерений для определения параметров пространственного положения объекта в полете.

Определение элементов ориентирования фотоснимков осуществляется аналитически с использованием выражений (2) по совокупности данных, получаемых из измерений координат фотоизображений опорных геодезических точек, а определение параметров пространственного положения объекта с использованием выражений (3) по совокупности данных, получаемых из измерений фотокоординат реперных точек, замаркированных на корпусе объекта.

Далее, в данной главе диссертационной работы приводится методика математической обработки результатов стереофотограмметрических измерений, дается оценка точности определения параметров пространственного положения объекта испытаний.

Вторая глава посвящена расчетно-экспериментальным исследованиям динамического воздействия на объект испытаний в результате аэробаллистического эксперимента при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях обтекания. Проблема корректного описания и моделирования физических процессов при гиперзвуковых скоростях полета объектов, используемых в аэробаллистических испытаниях является актуальной задачей, сформулированной развитием современной техники. Исследование процессов, возникающих в среде и твердом теле, сопровождающих свободный полет тела при гиперзвуковых скоростях является фундаментальной проблемой аэродинамики и механики деформируемого твердого тела.

Экспериментальную отработку процессов, описанных выше удобно производить на телах простой формы (например, шар, конус), что продиктовано возможностью разгона данных тел до гиперзвуковой скорости, в частности, на аэробаллистическом треке, расположенном во ВНИИЭФ «РФЯЦ» (г. Саров). Например, шары, выполненные из различных конструкционных материалов могут бьггь запущены в свободный полет с начальной скоростью порядка М = 15, где М- число Маха.

Использованная аэробаллистическая установка включает два основных элемента: легкогазовую метательную установку и измерительную трассу полета объектов общей длиной Ь = 160 м. Метательная установка и начальный участок трассы полета (/, = 36 м) расположены на открытой местности, а основной участок трассы - аэробаллистический тир (АБТ), расположен в объеме закрытого затемненного сооружения, где сосредоточена большая часть оптической аппаратуры.

АБТ представляет собой измерительную трассу закрытого типа, оснащенную 15 фотопостами, равномерно расположенными вдоль участка траектории полета объекта.

Управление работой оптико-фотографической аппаратуры АБТ осуществляется с помощью автоматизированной системы управления на базе ЭВМ в реальном масштабе времени с учетом измеренной базозадающим устройством реальной скорости движения.

На открытом участке трассы и в АБТ предусмотрена возможность установки рентгеновских аппаратов мягкого излучения, синхро-баллистических и

электронно-оптических фотокамер, позволяющих в совокупности повысить информативность и качество получаемой опытной информации.

Типовая схема расстановки оборудования представлена на рисунке 2 (1 -метательная установка, 2 - рентгеновский аппарат, 3 - импульсный источник света, 4 - аэрофотоаппарат, 5 - электронно-оптическая фотокамера, 6 - СБФ, 7 - экран).

160м

.............................. -Мм.......................„ 2 ......................................................................>-• Д...

/!\ / \ □ □0 \ 0 1 Фотопост 1 1 ! 1 i i i i i .1........ Г Фотопост 15 р ^ ¡0 .....Т.............t ..

öö 5 \/ ä, □; Л 3<Q i i i (- 9 д i

Рис. 2 Состав и схема расстановки оборудования аэробаллистической установки

Основными объектами испытаний в постановочных опытах на аэробаллистической установке являлись шары диаметром 10,4 мм, массой 10 г, изготовленные из ВНЖ-90 (опыт №4), и шары из высокопрочного сплава ВР (диаметр 10,4 мм, масса 11,5 г) (опыты №1-3). Данные шары метались с начальными скоростями 3,86 км/с (опыт №1); 4,70 км/с (опыт № 2); 5,07 км/с (опыт №3); 5,8 км/с (опыт №4).

Указанные объекты отстреливались в свободный полет из легкогазовой баллистической установки. Дальность свободного полета составляла порядка 160 м, в течение которого осуществлялись оптические, рентгенографические и хронографические измерения. Начальная температура объектов соответствовала метеоусловиям на момент проведения опытов (10 - 20°С).

Зависимости коэффициента силы лобового сопротивления сх(м) от числа Маха для шаров, изготовленных из разных конструкционных материалов, представлены на рисунке 6. Зависимость коэффициента силы лобового сопротивления с,(м) для сферы при отсутствии уноса материала ОИ (опыты №1-3) соответствуют "классическим" представлениям и практически постоянна в пределах погрешности эксперимента во всем реализованном скоростном диапазоне.

В опыте № 4 зависимости сх(м) имеют больший градиент, что является

косвенным доказательством наличия аэротермомеханического разрушения конструкционных материалов ОИ, сопровождающегося существенными изменениями геометрии и массы (~ 10-15 %) (рисунок 3).

С точки зрения уточнения математических моделей процесса мелкодисперсного дробления чрезвычайно важными могут оказаться факты, зарегистрированные при испытаниях шарика из ВНЖ. В первую очередь имеется в виду зарегистрированный на рентгеновских снимках вынос частиц вольфрама в лобовой зоне вверх по потоку от твердой поверхности шарика. В имеющихся математических моделях полагается, что дробленая масса (мелкие частицы), обладая значительной деформируемостью, становится близкой по свойствам к жидкости, и в этой связи возможность распространения частиц вверх по потоку даже не предполагается. В то же время наличие этих частиц в ударном слое может оказать существенное экранирующее воздействие, по крайней мере, на уровень тепловых потоков (конвективного излучения).

В этой связи может потребоваться уточнение математических моделей мелкодисперсного дробления в части учета аэробаллистических аспектов относительного движения частиц и основного тела.

• ©

а б в г

Рис. 3 Рентгеновские снимки шарика из ВНЖ в различных стадиях полета (а) - X = 14 м,

V = 4,9 км/с; б) - Х = 26м, V = 4,6 км/с, в) - А" = 43м, V = 4,1 км/с, г) - X = 156 м, К = 1,5км/с) (направление полета слева направо)

В процессе уноса материала на рентгеновских снимках в зоне лобовой поверхности шарика вверх по потоку регистрируется затемненная область с размытой границей. Судя по характеру границы, эта область является газообразной и распространяется вниз по потоку до окрестности точки начала резкого расширения потока (рис. За-Зв). Наличие указанной области обусловлено особенностями процесса аэротермомеханического уноса ВНЖ и аэробаллистическими условиями полета. Как уже отмечалось, ВНЖ является композитным материалом, и его компоненты имеют отличающиеся теплофизические свойства, в частности, температуру плавления. В этой связи, по мере разогрева лобовой части шарика, первой достигается температура плавления связующего зве-

на железо-никель, которая примерно в 2 раза ниже температуры плавления основы - зерен вольфрама. В результате плавления связки зерна вольфрама или их отдельные ассоциации теряют механическую связь между собой, и начинают автономное движение в ударном слое. Судя по рентгеновским снимкам, торможение шарика оказывается более интенсивным, и, поэтому, в относительном движении зерна вольфрама продвигаются вверх по потоку относительно твердой поверхности шарика.

Отмеченная совокупность фактов, зарегистрированных при проведении постановочных экспериментов, относится главным образом к аэротермомеха-ническим и баллистическим аспектам движения тел при гиперзвуковых скоростях обтекания. Полученные результаты свидетельствуют, что аэробаллистический метод может быть достаточно эффективным инструментом исследования данных процессов.

Для отработки методик расчета с помощью современных инженерных методов компьютерного моделирования процесса гиперзвукового обтекания произведен расчет моделей при различных скоростях обтекания.

В качестве объекта моделирования выбран шар 10,4 мм. В качестве метода моделирования выбран метод численного решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, дополненный к-е - моделью турбулентности. Кинетическая энергия турбулентности к и диссипация этой энергии е определяются в результате решения следующих уравнений:

дрк д , д 3/ дх„ ^ * ;

аре

Э/ дх.

(рще) =

дхь

дх¿.

Ц/+-1

М/ +

А)

дх, )

■нл.

(4)

(5)

где:

я ди.

!,!Г—РБ + Мя.

£=С„

т":

ч

к

ди

дх,

-С^/у

ре

удх, дх,

Здх,

8, 1 Ф

Зг "' " о„рдх/ где г - время, р - плотность текучей среды, Р - давление текучей среды, 8(/ -дельта функция Кронекера, gl - составляющая гравитационного ускорения в координатном направлении х,,ов= 0,9, Св= 1 при Рг>0 и Св= 0 при

Рш* 0,/=1 +

0,05Ч

Л

,= 1 -ехр(-),= 1,44,Се2 = 1,92,суе = 1,3, а„=1, ц,-

коэффициент динамической вязкости, ц,- коэффициент турбулентной вязкости.

Этот метод реализован в современном инженерном программном пакете ЗоНсГУУогкв. Пакет представляет собой комбинацию полной версии системы как графической среды и гидрогазодинамического решателя, препроцессор которого позволяет реализовывать автоматизированный или ручной метод блочного построения расчетной сетки и ее последующей адаптации в зонах больших градиентов параметров потока. Данный пакет позволяет решать пространственные трехмерные задачи внешнего сверхзвукового обтекания твердых тел с учетом вязкости, теплопереноса, шероховатости стенки, степени турбулентности потока. В результате решения определяются аэродинамические силы и моменты, действующие на обтекаемую поверхность объекта, получены параметры обтекающего газа в расчетном объеме - поля давлений, плотностей, температур, скоростей. Полученные результаты могут выводиться в виде контурных распределений параметров течения в объеме и на поверхности тела и в виде соответствующих графиков для любого выбранного сечения.

Для определения влияния размеров расчетного домена на характер обтекания шара и коэффициент лобового сопротивления рассматривались несколько доменов различных размеров при одной начальной скорости обтекания (М~ 6). Исходя из условий симметрии, была взята лишь четвертая часть полного, окружающего весь шар домена. Расчетный домен, используемый в дальнейших исследованиях влияния начальной скорости потока на коэффициент лобового сопротивления и на характер обтекания шара имеет размеры 90x50x50 мм.

На рисунках 4а-4б приведена исходная счетная сетка для расчетов обтекания модели, а также показана дважды адаптированная после 1380 и 2070 итераций сетка для условий обтекания с начальной скоростью М = 7. Исходная сетка состояла из 234963 ячеек, а адаптированная сетка из 381676, 801067.

На рисунке 4в фрагмент адаптированной сетки для условий обтекания с начальной скоростью М= 7 показан в увеличенном масштабе.

в

Рис. 4 Исходная а) и адаптированная б) расчетная сетка при М- 7, в) — фрагмент адаптированной сетки шара

Трехмерный расчет процесса внешнего обтекания шара сверхзвуковым потоком сжимаемого газа проводился с учетом соответствующих граничных условий на поверхности шара и на стенках расчетного домена. Диапазон рассмотренных начальных скоростей обтекания составлял 6-15 М. Для воздуха использовалось уравнение состояния идеального газа. В процессе расчета определялись полные в объеме домена поля для всех параметров обтекающего газа, определялось значение коэффициента лобового сопротивления шара. Характер обтекания шара при начальной скорости М= 7 показан на рисунке 5. Из рисунков можно заметить, что характер обтекания и вычисленные значения коэффициента сопротивления в зависимости от чисел Маха в целом соответствуют экспериментальным данным, приведенным в различных источниках ранее.

в г

Рис. 5 Распределение полей давлений а), температур б), плотностей в) и скоростей г) шара при обтекании с начальной скоростью м = 7

0,70

6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16

М

Рис. 6 Зависимость коэффициента силы лобового сопротивления (Сх) от числа Маха (М ) для шаров из различных конструкционных материалов

Расчеты с начальными скоростями более М- 10 показали, что при данных скоростях обтекания происходит нарушение алгоритма автоматической

адаптации расчетной сетки, возникает проблема получения устойчивого решения, что приводит к некорректным значениям коэффициента лобового сопротивления и характера обтекания шара в целом. Также, при столь высоких скоростях обтекания возможен процесс аэротермомеханического разрушения шара, сопровождающий процесс обтекания, характеризующийся наличием химических реакций, уноса материала и изменением формы шара, ионизацией. Наличие вышеописанных явлений требует существенной корректировки математической модели. Тем не менее, анализ полученных результатов численного моделирования до скорости не выше М- 10 и экспериментальных данных, позволяет сделать вывод о возможности использования данной математической модели в определенном скоростном диапазоне.

Для ряда конструкции, по форме более сложных, чем шар, например, продолговатых тел, вытянутых вдоль оси вращения при разгоне до гиперзвуковых скоростей актуальной проблемой является возможность возникновения пластических деформаций поверхности в следствии воздействия давления газов в стволе метательной установки. Наличие или отсутствие пластических деформаций должно контролироваться, так как может существенно повлиять на аэродинамические характеристики и траекторию полета объекта испытаний. В данной главе диссертационной работы приведены результаты экспериментальной отработки и численной верификации аэродинамических характеристик движения и характера обтекания затупленных конусов диаметром основания 60 мм, длиной 210 мм при начальных скоростях обтекания в диапазоне чисел Маха М = 2-6, при различных углах атаки (а = 0-10°), при наличии и отсутствии различного рода щитков (прямоугольной и цилиндрической форм), моделирующих органы управления.

Рис. 7 Теневой спектр обтекания (слева) и расчетное поле плотностей (справа), рассчитанное для конуса при скорости обтекания, равной м = 3,25

Результатом расчетно-экспериментальной отработки являются полученные экспериментальным путем спектры обтекания и рассчитанные поля давлений, температур, плотностей и скоростей для конусов различных конфигураций (рисунок 7). Данные картины обтекания позволяют определить наличие пластических деформации и забраковать деформированные образцы для предотвращения их дальнейшего использования.

Также верификация проводилась по полученным в результате испытаний и рассчитанным численным методом значениям коэффициента сопротивления С,(М), результаты показали хорошую корреляцию экспериментальных и расчетных данных.

В третьей главе исследуется проблема оценки прочности регистрирующей аппаратуры при динамическом воздействии в ходе испытаний транспортных упаковочных комплектов, используемых для транспортировки и долговременного хранения радиоактивных материалов и отработавшего ядерного топлива, которые должны отвечать различным требованиям безопасности перевозки радиоактивных веществ. В частности, одним из них является обязательное проведение экспериментальной проверки головных образцов на соответствия конструкции требованиям, предъявляемым к упаковкам для воздушной перевозки РМ.

Испытания представляют из себя разгон упаковочного комплекта до требуемой скорости и последующее соударение с имитатором мишени. Для достижения необходимой скорости свободного полета объект испытаний монтируется на ракетную тележку, способную перемещаться вдоль рельсовых направляющих, разгон тележки осуществляется ракетными двигателями.

Для регистрации процесса разгона, полета и соударения используется как различная фотографическая аппаратура и различные методы визуализации аэродинамических процессов так и средства видеорегистрации. С помощью кабельных датчиков на финишном участке, а также при помощи штатной хронографической системы измеряется скорость движения ракетной тележки с объектом испытаний. Скорость и угол подхода объекта испытаний к мишени регистрируется с помощью фотограмметрических измерений и видеосъемки. Помимо датчиков на финишном участке, для регистрации процесса, на ракетной тележке расположен блок видеорегистрации.

Для получения качественных видеоданных необходимо обеспечить работоспособность видеооборудования а также другой регистрирующей техники, монтируемой на блоке видеорегистрации.

В данной работе выполнена оценка прочности видеокамеры и светочувствительного элемента при достижении ракетной тележкой максимальной скорости в 119 м/с.

Блок видеорегистрации представляет из себя фундамент, на котором крепится необходимая регистрирующая аппаратура. В верхней части фундамента закреплены светочувствительный элемент и видеокамера. Вид сбоку на исследуемый участок фундамента с регистрирующей аппаратурой можно видеть на рисунке 8.

Для того, чтобы оценить уровень давления, воспринимаемого аппаратурой на данной скорости был произведен расчет обтекания конструкции потоком газа.

В качестве объекта моделирования выбрана модель части блока видеонаблюдения. В качестве метода моделирования выбран метод численного решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, дополненный к-е -моделью турбулентности. Этот метод реализован в современном инженерном программном пакете SolidWorks, подробное описание которого приводится во второй главе.

Расчетная сетка, используемая в вычислениях в области крепления камеры и светочувствительного датчика к блоку видеорегистрации приведена на рисунке 8.

В результате аэродинамического расчета получены значения давления и тепературы, воздействующих на камеру и светочувствительный элемент. Данные значения использовались в прочностном анализе элементов конструкции. Конечно-элементная сетка модели светочувствительного элемента, используемая в расчетах показана на рисунке 9 (слева). Ограничения по перемещениям

прикладывались в местах крепления датчика к блоку видеорегистрации (четыре отверстия под болты). Значения давления, приложенного на фронтальные плоскости деталей взято из результатов аэродинамического анализа, проведенного ранее.

Рис. 9 Конечно-элементная сетка модели светочувствительного элемента (слева) и видеокамеры (справа)

Конечно-элементная сетка, используемая в аналогичных расчетах видеокамеры показана на рисунке 9 (справа). Ограничения по перемещения прикладывались в местах крепления камеры к фундаменту блока видеорегистрации (по контуру корпуса). Давление, приложенное на фронтальные плоскости деталей взято из результатов аэродинамического анализа, проведенного ранее.

В результате численного анализа конструкции получены значения деформаций, перемещений и напряжений в результате динамического воздействия внешней среды. После анализа полученных в результате расчетов данных можно заключить, что уровень эквивалентных напряжений в элементах конструкции не достигает опасных для материалов, используемых в конструкции блока видеорегистрации, значений, что является допустимым. Опыты подобного рода производились на ракетном треке во ВНИИЭФ РФЯЦ, при этом исследуемое оборудование работало исправно и не было повреждено. В результате получены видеосъемки, на которых запечатлен процесс разгона и остановки ракетной тележки и начало полета объекта испытаний, камера заметных повреждений не получила.

Методика, предложенная в данной главе может использоваться для оценки динамического воздействия на регистрирующую аппаратуру в ходе аэробаллистических испытаний и последующего анализа полученных данных и рекомендации к защите аппаратуры от интенсивного воздействия при высокоскоростных испытаниях.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Произведен анализ методов определения внешнетраекторных параметров тел вращения применительно к аэробаллистическим и пулесколочным испытаниям, предложен метод наземных стереофотограмметрических измерений внешнетраекторных данных тел вращения.

2. Выполнено расчетно-экспериментальное определение динамического воздействия, сопротивления разрушению и аэродинамических характеристик движения тел простой формы (шар, конус) при сверх- и гиперзвуковых скоростях обтекания.

3. Получены зависимости коэффициента силы лобового сопротивления СХ(М) от числа Маха для шаров, изготовленных из разных конструкционных материалов. Зависимость коэффициента силы лобового сопротивления сх(м) для сферы при отсутствии уноса материала ОИ (опыты №1-3) соответствуют "классическим" представлениям и практически постоянна в пределах погрешности эксперимента во всем реализованном скоростном диапазоне. В опыте № 4 зависимости С,(М) имеют больший градиент, что является косвенным доказательством наличия аэротермомеханического разрушения конструкционных материалов ОИ, сопровождающегося существенными изменениями геометрии и массы (~ 10-15 %). Отмеченная совокупность фактов, зарегистрированных при проведении постановочных экспериментов, относится главным образом к аэротермомеханическим и баллистическим аспектам движения тел при гиперзвуковых скоростях обтекания. Полученные результаты свидетельствуют, что аэробаллистический метод может быть достаточно эффективным инструментом исследования данных процессов.

4. Произведена верификация полученных расчетных данных на основе экспериментальных зависимостей.

5. Сделан вывод о возможности использования данной математической модели в определенном скоростном диапазоне (не выше М= 10) и необходимости корректировки модели для более высоких скоростей обтекания.

6. Проведено расчетное исследование прочности и динамических характеристик регистрирующей аппаратуры, используемой в практике аэробаллистических испытаний транспортных упаковочных контейнеров. В результате численного анализа определены деформации, перемещения и напряжения, возникающие в аппаратуре.

7. Полученные результаты позволяют сделать вывод о работоспособности аппаратуры и дать рекомендации к её защите.

Список работ, опубликованных автором по теме диссертации Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК РФ

1. Кикеев, В. А. Об особенностях расчетно-экспериментальных исследований аэродинамических процессов при гиперзвуковых скоростях обтекания / С. И. Герасимов, В. И. Ерофеев, А. П. Фомкин // Вычислительная механика сплошных сред. - 2013. - Т. 6, № 1. - С. 34-40.

2. Кикеев, В. А. Определение динамических характеристик эксцентрикового вибратора с использованием программного комплекса ADAMS / Б. Б. Бай-дюсенов, О. И. Ведяйкина, С. И. Герасимов, В. И. Ерофеев, В. А. Кикеев // Приволжский научный журнал. - 2013. - № 4. - С. 57-63.

Публикации в других изданиях

3. Кикеев, В. А. Расчетно-экспериментальные исследования для методической отработки проведения аэробаллистических испытаний / С. И. Герасимов, В. А. Кикеев // Труды XVII Нижегородской сессии молодых ученых (технические науки). - 2012. - С. 150-159.

4. Кикеев, В. А. Воздействие гиперзвуковых потоков на шары из различных материалов в свободном полете / С. И. Герасимов, В. А. Кикеев, С. И. Осеева, А. П. Фомкин // Вопросы атомной науки и техники. Серия: Теоретическая и прикладная физика. - 2012. - Вып. 1. - С. 40-51.

5. Кикеев, В. А. К методике получения внешнетраекторных данных в аоробалли-сгаческом эксперименте / С. И. Герасимов, В. А. Кикеев, В. И. Костин, В. Е. Лы-сенков, М. А. Хайруллин // Вопросы атомной науки и техники. Серия: Теоретическая и прикладная физика. - 2012. - Вып. 1. - С. 52 - 63.

6. Кикеев, В. А. К визуализации нелинейных волн деформации / С. И. Герасимов, В. И. Ерофев, В. А. Кикеев, С. А. Холин // Вопросы атомной науки и техники. Серия: Теоретическая и прикладная физика. - 2012. - Вып. 2. - С. 18 -23.

7. Кикеев, В. А. К методике визуализации процессов при импульсном на-гружении / С. И. Герасимов, В. И. Ерофеев, В. А. Кикеев, А. В. Лень // Труды IX Всероссийской научной конференции им. Ю. И. Неймарка «Нелинейные колебания механических систем». - Н. Новгород, 2012. - С. 230 - 243.

8. Кикеев, В. А. Расчетно-экспериментальные исследования для методической отработки проведения аэробаллистических испытаний / С. И. Герасимов, В. А. Кикеев, В. И. Костин, В. Е. Лысенков, М. А. Хайруллин // Труды IX Всероссийской научной конференции им. Ю. И. Неймарка «Нелинейные колебания механических систем». - Н. Новгород, 2012. - С. 244 - 252.

9. Кикеев, В. А. К проблеме эксцентрикового вибратора. / Б. Б. Байдюсе-нов, С. И. Герасимов, В. А. Кикеев, В. И. Ерофеев // Вопросы атомной науки и техники. Серия: Теоретическая и прикладная физика. - 2013. - Вып. 2. - С. 40 -49.

10. Кикеев, В. А. Оценка работоспособности регистрирующей аппаратуры в условиях испытаний на ракетном треке. / С. И. Герасимов, В. А. Кикеев, В. И. Ерофеев // Вопросы атомной науки и техники. Серия: Теоретическая и прикладная физика. - 2013. - Вып. 2. - С. 49 - 59.

Подписано в печать 25.11.2013. Формат 60 х 84 Бумага офсетная. _Печать офсетная. Уч.-изд. л. 1,0. Тираж 120 экз. Заказ 852._

Нижегородский государственный технический университет им. P.E. Алексеева. Типография НГТУ. 603950, ГСП-41, г. Нижний Новгород, ул. Минина, 24.