Разработка, создание и использование газодинамических установок кратковременного действия для научных исследований тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Звегинцев Валерии Иванович

РАЗРАБО1КА, СОЗДАНИЕ И ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ УСТАНОВОК КРАТКОВРЕМЕННОГО ДЕЙСТВИЯ ДЛЯ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

01 02 05 — механика жидкости, 1аза и плазмы

Автореферат диссертации на соискание ученой степени догсторд т ехничсских наук

Новосибирск - 2007

003060267

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им С Л Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук

Научный консучьтлнт

Д ф -м н , академик ФОМИН

Василий Михайлович

Официальные оппоненты

Д т н , член-корреспондент РАИ ВОЛЧКОВ

Эдуард Петрович

Д ф -м н , с н с КОРН И ЛОВ

Владимир Иванови I

Д-гн ВЕРХОВСКИЙ

Вячеслав Петрович

Ведущая организация Центральный научно-исследоватепьский институт машиностроения (ЦНИИмаш), I Москва

Защита состоится 2007 Г в час мин на заседании диссертационно! о сове! а

Д 003 035 02 при Институте теоретической и прикладной механики им С А Христиановича Сибирскою отделения Российской академии наук по адресу 630090, г Новосибирск-90, ул Инсштутская, 4/1

С диссер!ацией можно о ¡лакомиться в библиотеке Института теоретической и прикладной механики им С А Христиановича СО РАН

Автореферат разослан «__»___2007 г

Ученый секретарь диссертационного совета

У! А

дтн /1А -¿с с^-—-—у ЗасыпкинИМ

ОБЩАЯ ХАРА1СТЕРИСТИКА РАБОТЫ Актуальность проблемы

Продолжительный креисерский гиперзвуковой полег в плотных слоях темной атмосферы остается на сегодняшний день главным вызовом развитию авиации и освоению ближнего космоса в XXI столетии Актуальные задай космонавтики, эксплуатация космических станций, рдшитие сис1ем космической связи, нави ация, наблюдения за состоянием окружающей сречы предполагаю! необходимость разработки и создания новою поколения транспортных систем, существенно снижающих стоимость доставки грузов и людей на околоземную орбиту и в любую точку нашей плане(ы Принципиально новые возможности в пом направлении открывают различные концепции гиперзвуковых летательных аппаратов, использующих воздух атмосферы для создания тяги и подъемной силы

Практическая реализация подобных аппаратов в значительной степени зависит от успешного решения задач аэротермодинтмики планера, газодинамики и процессов горения и смешения в воздушно-реактивных дьигателях, от выбора оптимальной компоновки планера, возд>хо!аборника, соплового блока Кроме множества технических проблем, относящихся к созданию гиперзнуковых летательных аппаратов, в настоящее время остаются нерешенными ряд фундаментальных научных проблем аэротермодинамики гиперзвукового полета к, в частости точное предсказание аэротермодинамических характеристик и теплозащиты летательных аппаратов в широком диапазоне потетных условий Проблемы теплозащиты для аэ-рокосчической техники, сопротивление трения при полете в значительной степени определяются состоянием пограничного слоя на поверхностях летательного аппарата Приемлемый уровень аэродинамических и тепловых нагрузок для перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов обеспечивается посредством тщательного исследования и оптимизации (Ьормы аппарата и его теплозащиты применительно к различным условиям полета

Очевидно, что создание гиперзвуковых аппаратов требует большо;о объема предварительных исследований для накопления опыта и практики в решении перечисленных технических и научных проблем Несмотря на большие успехи в развитии численных методов, возможности их практического применения пока еще ограничены Вычислительные методы (СЮ), несомненно, являются важным компонентом в процессс разработки летательных аппаратов, но используемые модели и методы вычислительной аэрогаюдинамики требуют обязательной верификации путем сравнения с надежными данчыми физического эксперимента Прямые летные эксперименты, даже с исполтзованием небольших моделей (полетных демонстраторов), представляют собой наиболее дорогой путь накоплеьия практического опыта Испытания в «продинамическик трубах позволяют получить дешевые и надежные экспериментальные данные, обеспечивающие верификацию численных методов и накопление базовых знании длч подготовки финальных летных экспериментов

Растущие запросы практики, вытекающие из непрерывного расширения и усложнения условий применения перспективных летательных аппаратов, приводят к необходимости соответствующее непрерывною развития экспериментальной техники Наземные испьпа-¡елыые установки для аэротермодинамических исследований должны обеспечивать

- тщательное воспроизведение полетных условий (соблюдение кршериев моделирования),

- большой диачгзон параметров создаваемого потока,

- высокое качество потока в рабочей части установки,

- хорошие возможности д.1я измерений,

высокую точность и надежность измеряемых данных Как показывает обзор лигера1урных источников, именно газодинамические установки кратковременно!о действия по своим техническим характеристикам позволяют обеспечить максимально широкий диапазон условий, необходимых для аэродинамических испытаний в пшерлвуковом диапаюне скоростей Короткая продолжительность рабочего режима в них зачастую противоречит эксплуатационным требованиям, перечисленным выше Однако су-

ществует целый ряд конструкторских идей и схем установок, которые позволяют обеспечить компромисс между стремлением к достижению экстремальных параметров и разумными эксплуатационными ограничениями Кроме того, современное развитие электроники и средств измерения практически снимает проблемы получения высокой точности измерений в быстропротекающем физическом эксперименте Поэтому разработка азодинамических установок кратковременно! о действия с высокими эксплуатационными и метрологическими свойствами является актуальной, проводшея во всех ведущих странах мира и рассматривается как одно из перспективных направлений в современной экспериментальной аэродинамике

Цели работы

Разработка и обоснование методов расчет и проектирования газодинамических установок кратковременного действия, обеспечивающих выполнение аэродинамических экспериментов в широком диапазоне моделируемых условий помета

Практическая реализация различных вариантов I азодинамических установок кратковременного действия для выяснения реально возникающих конструкторско-техпо логические проблем и ограничений

Отработка новых методов проведения основных измерений в условиях быстропроте-кающего аэродинамического эксперимента с целью почучения высокой точности, сравнимой с точностью измерении в аэродинамических трубах стационарного действия

Выполнение основных видов аэродинамических исследовании с целью апробации возможностей разработанных установок кратковременно! о действия и методов измерений Научная новизна

Новыми научными рез'ультатами диссертационной работы являются

1 Обобщение, обоснование и использование принципов расчета и проектирования >становок кратковременного действия .<а основе квазисгационарного подхода, в том чисчс

теоретические и экспериментальные доказательства области применимости гипотезы квазистационарнос ги,

р^зрабопса метода расчета запуска аэродичам и ческой трубы с камерой Эйфеля, разработка метода расчета процесса заполнения вакуумной емкости

2 Разработка и создание новых типов установок кратковременного действия для проведения газодинамических экспериментов в широком диапазоне определяющих критериев моделирования В число созданных автором установок входят

малогабаритная газодинамическая установка «Транзит», предназначенная для проведения пробных и отладочных аэродинамических экспериментов,

модельная аэродинамическая установка «МАУ» предназначенная для обучения студентов методам современной экспериментальной аэродинамики

гиперзвуковая аэродинамическая труба «Траяж-М» для проведения испытаний в диапазоне чисет Маха от Ми = 4 до Мц ~ 8,

уникальная гиперзвуковая труба АТ-30? адиабатического сжатия для проведения исследований по тематике ГЛА с ВРД в широком диапазоне параметров набсгающе1 о потока, которая по своим характеристикам и по метролотичееккм свойствам входит в класс аэродинамических труб мироьот о уровня

3 Разработка проектов новых перспективных установок кратковременного действия, в том числе

проект тазодинамической установки <(Транзит-2ч, проект крупномасштабной аэродинамической 1рубы М/, '2-7, проект новой гиперзвуковой трубы адиабатического сжатия АТ-304, проект трансзвуковой криогенной трубы,

способ получения гиперзвукового потока, заключающийся в отводе тепла от сверхзвукового потока в канале постоянного сечения

4 Новые методики выполнения измерений в установках кратковременного действия, в том числе

методика учета инерционности пиевмотрасс при измерениях быстроменяющихся давлений,

способ динамического измерения давлений в установках кратковременного действия, методика и оборудование для испытаний дагчиков давления в условиях экстремальных импульсных нагрузок,

методика учета динамических погрешностей, возникающих при испытаниях воздухозаборников в условиях переменных параметров набегающег о потока,

методика измерения сил с использованием свободно-перемещающихся модечей,

- усовершенствованная методика исследования процессов разделения в неоднородном сверхзвуковом потоке,

методика исследования тягово-аэродинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов с моделированием работы воздушно-реактивной силовои установки,

методика вычисления погрешностей при определении параметров потока в установках с высокими пара,метрами торможения,

методы ПЕЮчатизации измерений в быстропротекающем аэрофизическом эксперименте

5 Новые экспериментальные данные, полученные в созданных установках кратковременного действия, в том числе

- распределения давлений и тепловых потоков на поверхности тестовых моделей при гиперзвуковых скоростях набегающего потока,

аэродинамические характеристики возвращаемых летательных аппаратов в чиапазоне чисел Маха 01 Ми = 10 до Мц = 18 при натурных значениях чисел Рейнольдса,

газодинамические и тягово-аэродинамические характеристики действующих модельных прямоточных воздушно-реактивных двигагетей

Достоверность полученных результатов обоснована тщательным изучением динами ческих погрешностей используемых средств и методик измерений, проведением тестовых опытов, подробным анализом получаемых экспериментальных данных, а также сопоставлением их с известными данными из литературных источников Научная и практическая ценность

Основная научная ценность работы заключается в обосновании методов разработки и применения газодинамических установок кратковременного действия для выполнения аэрофизических экспериментов в широком диапазоне определяющих критериев моделирования

На основе предложенных автором конструкторских решений и методов про?ктирова-ния разработан и создан ряд газодинамических установок кратковременного действия, охватывающих диапазон чисел Маха от Мн = 1 до Мц = 20 и чисел Рейнольдса вплоть до натурных значений В число реально созданных установок входят

газодинамическая установка <Лранзш> (Мц =1-7) Активно использовалась для проведения лабораторных работ студентов самолетостроительного факультета НПУ Аналогичные установки были созданы для МВТУ им Баумана, Иркутскою высшего авиационного инженерного училища, ЦИАМ (г Москва), Пермского государственного унирерсигета, ИПРИМ РАН (г Москва)

модельная аэродинамическая установка <<МАУ» (Мц = 2 — 7) Активно используется для проведения научно-исследовательских работ в ИТПМ Аналогичные установки быта созданы для Вирджинского политехнического университета (США), Шсньянского политехнического института (Китай), Конкук университета (Южная Корея)

гилерзвуковая аэродинамическая труба «Транзит-М» (Мц -4-8) Активно используется для проведения научно-исследовательских работ в ИТПМ Аналогичные установки были созданы для ЦИАМ (г Москва) и КБ «Южное>/ (Украина)

- I иперзвуковая аэродинамическая труба адиабатическою сжатия АТ-303 (А/// =-8 - ?0) Ус1ановка используется для выполнения исследований по российским и международным программам

Перечисленные установки оснащены современными измерительными средствами, соответствуют мировому уровню практики аэродинамических испытаний и используются в ведущих научных центрах России, Украины, США, Южной Кореи и Китая На разработанные автором лично и в соавторстве конструкции !азодинамических устройств кратковременного действия и способы их использования выдано 6 патентов Российской Федерации На защиту выносятся

Результаты цикла теоре1ических и экспериментальных исследований, направленных на обоснование принципов расчета, проектирования и создания газодинамических установок кратковременного действия с использованием гипотезы квазис!ационарности рассматриваемых процессов

Деист вующие ус ановки кратковременного действия «Транзит», «Транзит-М», М ЛУ, а ткже уникальная гиперзвуковая груба адиабатического сжатия АТ-ЗОЗ, обеспечивающие проведение аэродинамических экспериментов в широком диапазоне определяющих критериев моделирования и, в частности, для проведения испытании ГЛА с ВРД

Результаты цикла работ по обеспечению высокой точности основных измерении в быс-тропротскакнцем газодинамическом эксперименте

Результаты научных и прикладных исследовании, выполненных с использованием разработанных газодинамических установок и методов испытаний в них Пичнмй вклад автора

Задач \ разработки и применения газодинамических установок кратковременного действия для исследований научно-технических проблем, относящихся к созданию шперзвуко-вых летательных аппаратов с прямоючными воздушно-реактивными двигателями, была поставлена в ИТПМ СО РАН директором Института академиком В В Струминскич и заведующим табораторией В В Затолокой Автору принадлежит формирование идеи и реализация первых испытаний с измерением тяги работаювдею гиперзвукового прямоточного двигателя в импульсной аэродинамической трубе ИТ-301, а также активное участие в подготовке и проведении последующих анатогичных испытаний в ИГПМ

Автором выполнена разработка методических вопросов проведения испытаний в установках кратковременного действия, в частности, разработка аппаратуры и методов измерения быстроменяющихся давлений, методор измерения сит с помощью свободно-перемещающейся модели, анализ динамических погрешностей измерений в бь^тропроте-кающем аэродинамическом зкеперимен те и т д

Автором выполнено теоретическое и жепериментальное исследование условий применимое! и гипотезы квазистационарности при расчетах хараю еристик нестационарных газодинамических процессов На основе одномерного хвазистационарного подхода им были проведены основные расчеты газодинамики рабочего процесса установок кратковременно!о действия и их этементов

При разработке и создании новых газодинамических установок автором выполнялись

- выбор и обоснование конструктивной и компоновочной схемы установки

- расчет основных хараюеристиг установки и диапазона рабочих параметров создаваемого потока,

- формирование хехпических предложений и технических заданий на разработку и изготовление установки и всех основных ~> кмешов, включая измерительный комплекс,

- техническое и научное руководство вопросами создания установки, а 1 акже инфраструктуры, обеспечивающей нормальное функционирование (система управления, вакуумная система, компрессорный комплекс, система подачи рабочего га ¡а, крепление моделей в рабочей части и др),

- постановка задач и научное руководство при тестовых и отладочных испытаниях новых установок,

- разработку программ и методов выполнения конкретных экспериментов,

- систематический анализ рабочих характеристик трубы, выявление недостатков, разработка и выполнение мер по их устранению

Создание хиперзвуковой аэродинамической грубы АТ-303 происходило по инициативе директора Института академика В М Фомина под научным руководством д т н AM Харитонова ид ф-мн ME Топчияна Практическая разработка и строительство трубы выполнены коллективом под руководством и при участии автора

Представленче изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных работах, обсуждено и сотласовано с соавторами

Апробация работы

Результаты работы докчадывались и обсуждались па

семинарах Инсгигу га теоретической и прикладной механики СО РАН 1990 - 2007 г г , II - XIII Международных конференциях по методам аэрофизических исследований (ICMAR), ИТПМ, Новосибирск, 1979 - 2007 г г , Российско-Корейском международном Симпозиуме по прикладной механике "RUSKO-AM-2001', НГГУ, Новосибирск, 2-4 октября, 2001, Всерог сийской научно-технической конференции, СибНИА, Новосибирск, 15-17 июня 2004 г , IV Всероссийской конференции «Фундаментальные и прикладные проблемы современной механики», НИИ ПММ при ТГУ, 1 омск, 4-7 октября 2004 г , технических совещаниях и науч-но-прастических * онференциях Ассоциации «'Сибирская промышленная гидравлика и пневматика предприятий» с учасшем предприятий Новосибирска, Барнаула, Кемерово, Бийска и др (2004 - 2007 г г), 29th Joint Propulsion Conference and Exhibit, Monterey, CA, US, June 28 -30, 1993, AGARD FDP Symposium "Aerodynamics of wind tunnel circuits and their components' Moscow, Russia, Sept 30 - Oct 3, 1996, 3rd European Fluid Mechanics Conference (EUROMECH

- 97), Goettmgen, Germany, Sept 15 - 18, 1997, 20th AIAA Advanced Measurement and Ground Testing Technology Conference Albuquerque, NM, June 15 - 18, 1998, 3rd Furopean Symposium on Aerothermodynamicb for Space Vehicles ESTEC, Noordwijk, ГЬе Netherlands, 24 - 26 Nov 1998, Всероссийской научно-технической конференции «Фундаментачьные проблемы аэро термодинамики силовых установок летательных аппаратов», М , ЦАГИ, 1-3 декабря, ]99е» г , Всероссийской научной конференции "Двигатели XX века", М , ЦИАМ, декабрь 2000 г, 95th Semi-annual Meeting of the Supersonic Tunnel Association International (STAI), Langley Research Center NASA, Hampton VA, USA, Apr 29 - May 2, 2001, 1l'1" A1AA/AAAF International Confeience "Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies", 29 Sept - 4 Oct 2002 Orleans, France, lUO"1 Meeting of the Supersonic Tunnel Association International (STAI) French-German Research Institute of Saint-Louis, ISL, Freiburg, Germany, October 12 - 14, 2003, 4th International Symposium on Atmospheric Re-entry Vehicles and Systems Arcachon, France, March 21 - 23, 2005, AIAA/CIRA 13th International Space Planes and Hypersonics Systems and Technologies conference Centro Italiano Riccrche Aerospaziali (CIRA), Capua, 16 - 20 May 2005, Первой европейской Международной научной конференции по аэрокосмическим исследованиям Москва, 4-7 июля 2005 г , Пятой международной школе-семинаре "Модгли и методы аэродинамики" Украина, Евпатория, 5-15 июня 2005 г, 5th International Seminar on Flame Structure, Novosibirsk, Russia, July 11 - 14, 2005

Публикации

По теме диссертации опубликовано свыше 80 печатных работ В их число входят 20 сытей в рецензируемых отечественных журналах и изданиях, а также 6 патентов РФ Основное содержание диссертации изложено в публикациях список которых приведен в конце автореферата

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, рисунков и списка литературы В ней 380 стр , 170 рисунков и 55 таблиц Список чИтерагуры насчитывает 225 наименований, приведенных по мере цитирования

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении дан краткий обзор современного состояния научных и технических проблем, относящихся к созданию летательных аппаратов, способных выполнять продолжительный гипсрщуковой полет в атмосфере Земли Показано, что испытания в наземных аэродинамических установках, наряду с численным моделированием и легьым экспериментом, остаются одним из основных инструментов при исследовании, разработке и создании новых высокоскоростных летательных аппаратов

Глава 1 посвящена анализу требований г характеристикам совремечных установок для наземных аэродинамических испытаний ГЛА с ВРД и способов технической реализации Э1их требований Основная проблема заключается в спожности воспроизведсния натурных условий набегающего потока, особенно в типерзвуковом диапазоне скоростей Оценки показывают, что распочагаемая мощность аэродинамической грубы для испытания моделей ГЛА при натурных параметрах набегающего потока должна составлять от 22 МВт до 106 МВт в диапазоне чисел Мц от 2 до 12 При этом диаметр сопла установки должен быть порядка 2 м при Мц =• 2 - 4 и около 1 м при Мр > б Огромные технические трудности получения требуе чых параметров потока в аэродинамических установках заставляют рассматривать обходные пути решения задачи испытании ГЛА

Прежде всею, глобальная задача испытаний ГЛА с ВРД разбивается на ряд подзадач, для решенля которых привлекаются различные методы физического моделирования В частности, отдельно могут рассматриваться внешняя аэродинамика планера ГЛА, взаимодействие планера с воздухозаборником и соглом ВРД, работа элементов силовой установки, взаимодействие планера и работающей силовой установки и т д В общем случае предметом ис следований для указанных подзадач является пространственные течения вчзкото сжимаемого несовершенного газ? при наличии тепломассообмена и химических реакций в потоке

При испытаниях рабочего процесса ПВРД и, в частности, при исследованиях взаимодействия воздухозаборника и камеры сгорания, определяющими критериями подобия для

Го, блр 200

Ро,бар 10000

1000

100

'] о, К

М„ = 6, а = 0,27, М, 1,0, Н2, а = 1,0

Рис 2 Параметры набегающего потока для испытаний 1ТГВРД

I - траектория Я = 0, 2 - моделирование Но и Яе, 3,4- траектория ц„ - 72 кПа 5 - ЛТ-ЗОЗ

работы воздухозаборника будут число Маха и число Рейнольдса набегающего потока воздуха В качестве критерия для моделирования работающей камеры сгорания удобно взять критерий Iомохронности Но в виде отношения времени горения тх к времени пребывания потока х„р в камере сгорания {Но = т/тгр) Границей области автомодельное™ для числа Яе можно считать условие обеспечения перехода пограничного слоя в турбулентное состояние до входа во внутренний канал воздухозаборника, те до областей значитетьных градиентов давления, опасных с точки зрения появления отрывов Граница области автомоделыюсти дая числа Но выбирается из условия, чтобы путь частицы, соответствующий времени юрения тх при данной скорости потока, составлял определенную часть полной длины камеры сгорания

На рис 1 показаны кривые соответствующие выполнению каждою из указанных условий, в зависимости от температуры и давления торможения для конкретных условий эксперимента Видно, что повышение температуры потока приводит к сокращению времени тх и, соотвегиьенно, длины горения, а при заданной длине юрения - к уменьшению требуемого давления потока В то же время увеличение температуры уменьшает число /?е потока и должно быть скомпенсировано повышением давления для сохранения заданной длины перехода пограничного слоя Показанная для примера ючка пересечения двух отмеченных штриховкой кривых дает минимальное значение параметров торможения, при которых одновременно выполняются оба критерия моделирования

По предложенной методике были рассчитаны типичные значения То и Ро для диапазона Мц = 2 - 12 (рис 2) Видно, что при использовании водорода в качестве топлива (при М2- I) требуемая темгера!ура торможения составляет всею 1100 - 1200 К во всем рассматриваемом диапазоне чисел Маха Уве шчение числа Маха на входе в камеру сгорания (до Мг - 4 при Мц - 12) приводит к необходимости существенного повы'иения потребной температуры торможения (до 4000 К), что может быть скомпенсировано соответствующим увеличением длины камеры сгорания В случае применения углеводородных тонлив указанные минимальные значения темпеоатур торможения повышаются до 1500 - 1600 К В любом случае требуемый уровень дарления торможения получается заметно выше натурных значений

Обзор литературы показал что необходимый для испытаний диапазон давлений и температур может быть реализован только в аэродинамических установкам кратковременно! о де!'С1яия, которые в основном делятся на ударные трубы и установки с квазиетационарным истечением из замкнутого объема Различные конструкции ударных труб отличаются способами создания ударных волн, с помощью которых темпера сура рабочего газа может быть доведена до 10000 К Однако время существования рабочего режима в ударных трубах, как правило, не превышает 10 мс, что совпадаем с характерным временем установления газодинамических процессов и является основным препятствием для использования ударных труб для аэродинамических экспериментов Установки с истечением обеспечивают параметры торможения создаваемого потока до 4000 К и до 300 МПа, при этом характерная продолжительность рабочею режима достигает ог Ч") до 500 мс Конструктивные схемы установок с истечением из замкнутого объема отличаются большим разнообразием и активно разрабатываются в различных странах мира Одним из перспективных направлений является разработка установок адиабатическою неизэнтропического сжатия

Большой цикл работ, выполненный в ШПМ СО РАН с применением элсктроразряд-ных импульсных аэродинамических труб показал перспективность их использования для решения задач, относящихся к моделированию характеристик ГЛА с ПВРД в широком диапазоне рабочих режимов (ог Мн~ 4 цо Мц — 12) Автором данной работы было выдвинуто предположение, что осноьнои принцип аэродинамических установок кратковременного дей-С1вия заключается в замене трудновыполнчмою условия потной стационарности условий эксперимента на условие квазистационарности, и импульсные трубы электроразрядной схемы далеко не исчерпывают всех возможностей этого принципа Были предложены основные направления разви гия конструкции установок кратковременного действия

применение управляемого быстродействующего соплового затвора вместо разрушаемой диафрагмы с нерегулируемым моментом срабатывания,

применение сравнительно медленных способов нагрева рабочего газа, обладающих практически неограниченным уровнем энергетики,

увеличение расхода рабочего газа в десятки раз для расширения диапазона применимости создаваемых установок,

отказ от применения сложной и громоздкой вакуумной выхлопной системы при числах Маха менее Мц -7-8

Основные результаты главы 1:

Выполнен анализ условий испытаний перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями в наземных газодинамических установках Показано, что основными проблемами для таких испытаний являются чрезвычайно высокие значения требуемой температуры торможения и большие затраты мощности (до 1 МШ на 1 кг массы испытываемой модели)

Рассмотрены различные возможности уменьшения энергетических затрат при испытаниях ГЛА с ПЗРД в наземных установках

Во-первых, выигрыш может быть получен за счег применения различных методов моделирования При э том уменьшение размеров испытываемых моделей или температуры потока, хотя и требуют увеличения давления, однако позволяют уменьшить потребную мощность установки в десятки и сотни раз Предложена методика выбора условий моделирования ПВРД с горением, обеспечивающая оптимальное сочетание давления и температуры набегающего потока, основанная на предположении существования областей одновременною моделирования критериев подобия Ше и Но

Во-вторых, уменьшение продолжительности рабочего режима в наземной ус!ачовке приводит к пропорциональному уменьшению энергетических затрат, в отличие от натурного полета, где уменьшение продолжительности эксперимента (например, от 100 с до 1 с) уменьшает энергетические затраты всею в 2 - 3 раза

Из сопоставления необходимых и достижимых условий испытаний делается вывод о перспективности применения установок кратковременно!о действия для исследования проблем ГЛА с ПВРД в наземных условиях Определены задачи, исследование которых в установках кратковременного действия представляет наибольший интерес

Выполнен аналитический обзор перспектив применения и направлений развития современных газодинамических установок кратковременного действия Предложены пути совершенствования консгрукцяй установок обеспечивающие расширение диапазона их применимости

Глава 2 посвяшеча исследованию теоретических аспектов расчета и проектирования газодинамических установок кратковременного действия В качестве основною допущения здесь исполыуется гипотеза о квазистационарности рассматриваемых газодинамических процессов

Рабочий режим импульсной аэродинамической трубы представляет собой, как правило, [ипрерывное истечение 1-аза и» форкамеоы постоянного объема через сопло в вакуумную емкость За время рабочего режима размерные параметры потока, такие как давление, температура, плотность, расход и др, уменьшаются до 30 - 50 % от первоначального значения Сшль бысгрое н значительное изменение параметров создаваемого потока приводит к необходимости отказа от общепринятой в экспериментальной аэродинамике гипотезы стационарности течении и перехода к гипотезе квазиаациоварности, которая преднола! ает стационарность процесса н любой отдельно взятый момент времени, но допускает смену состояний между рассматриваемыми моментами Применительно к газовому потоку это эквивалешно предположению, что характерное время распространения возмущений в рассматриваемом объеме значительно меньше, чем время изменения параметров в любой точке потока Г ино-теза квазистационарности лежит в основе методов расчета термодинамических параметров в

объеме с переменной массой газа Использование гипотезы квазистационарности позволяет также упростить обработку экспериментов в установках кратковременного действия и сделать се однотипной с обработкой экспериментов в аэродинамических трубах стационарного действия

Практическая значимость и ключевая роль шпотезы квазистационарности для интерпретации результатов экспериментов в установках кратковременного действия предполагают тщательное исследование условий ее применимости Степень применимости гипотезы квазистационарности для расчета импульсных аэродинамических труб исследовалась путем сравнения результатов численного моделирования одномерного нестационарного течения и результатов КЕазистационарного расчета На рис 3 показано типичное распределение полного давления по длине импульсной трубы, полученное в процессе нестационарного одномерного расчета Видно, что с течением времени неоднородность параметров, вызванная несгацио-нарностыо, сг таживается, посис чего основную роль играет общее падение давления, описываемое квазистационарными уравнениями На рис 4 приведены полученные оценки различия результатов по давтепию и температуре потока Видчо, что это отличие уменьшается по мере увеличения параметра моделирования Ь = У/Ра (здесь V - объем форкамеры, Г - пло-шадь критического сечения сопла, а - скорость звука) При значениях В 20 мс, что соответ-сгвует рабочему диапазону существующих импульсных труб (заштрихованная область), степень отличия нестационарных ч квчзиста-ционарных расчетов по давлению не превышает 2,5%, а но температуре 0,6%

Общим для гиперзвуковых устагозок кратковременного действия является процесс перетекания рабочего газа из форка-меры в вакуумную емкость, которая поддерживает перепад давлении, необходимый

е, %

Рис 3 Распределение полного давтения но длине импульсъои трубы в различные момен ты времени

1

Рис 4 Отличие результатов неста циочарного и квазисгационарпото расчета

для реализации расчетного режима течения в сопле Несмотря на важность и актуальность вопросы выбора и согласования параметров вакуумной емкости для импульсных аэродинамических груб практически не рассматривались в научной литературе Автором на основе квазистационарнсго подхода были получены простые аналитические соотношения для расчета изменения давления в вакуумной емкости, а также для расчета продолжительности рабочего режима в случае адиабатического или изотермического втекания Анализ полученных рсчучьгаюв и сравнение их с экспериментальными данными показали, что несмотря на большие ыбариты, можно считать, что выравнивание давления по объему происходит мгновенно и гипотеза квазистационарности выполняется Температура в вакуумной емкости при

Ра

А

быстром адиабатическом ее ¡аполнении получается заметно выше, чем температура втекающего I аза, что требует соответствующего увеличения объема При изотермическом втекании

объем вакуумной емкости можно уменьшить в 10 раз Расчеты также показали, что наличие определенного начального давления в вакуумной емкости не влияет на продолжительность рабочего режима

Непременным атрибутом установок кратковременного дей-

Ра

Ра

Pi

Изменение давления в процессе запуска рабочей части установки «Транзит»

ствия считается наличие мгновенного (волнового) запуска соппа с выхлопом в вакуумную емкость Автором был предложен и опробован в конструкции установок «Транзит» и МАУ способ квазистационарного запуска с выхлопом струи в атмосферу, который позволяет отказаться от вакуумной емкости в диапазоне чисел Маха от Мп = 2 до Ми ~ 7 Известно, что в аэродинамических трубах стационарного действия для запуска сопел при малых перепадах давления иногда используется эффект самоэжекции рабочей струи в камере Эйфеля с диффузором Как показал обзор ли гературы, вопрос продолжительности запуска трубы до сих пор не рассматривался Поскольку для установок кратковременного действия продолжительность запуска сопла имеет принципиальное значение, было проведено экспериментальное исследование и построена квазистационарная модель для расчета процесса запуска аэродинамической трубы с выхлопом струи через диффузор в атмосферу, которая описывает изменение давления в рабочей части, начиная от атмосферного давления в момент возникновения рабочей струи до установления стационарного уровня давления в рабочей части На рис 5 показаны результаты расчета давления в процессе запуска рабочей части установки «Транзита, которые отражают изменение газодинамической картины течения в процессе запуска (схемы А, В, С, D) и хорошо согласуются с результатами измерений

Р4, МПа 6

3/ 6/ 4} \5_ \2 \1 Рис 6 Схема пневмоимпульсного устройства

4 t, с 5

Рис 7 Изменение давления в процессе работы устройства

Квазистационарная методика расчета была также использована при анализе конструкции промышленного пневмоимпульсного устройства, предразначенного для периодического выброса мощных импульсных струй газа Конструкция устройства показана на рис 6 Устройство содержит корпус, разделенный поршнем 5 на входную камеру / и накопительную камеру IV Рабочий газ (воздух или ают) подается во входную камеру foi источника сжатого газа (баллона) через подводящий канал ] Входная камера / сообщена с накопительной камерой IV через канал 2 в поршне 5 После подачи воздуха па вход генератора давление во входной емкости / возрастает и заставляет поршень двш аться влево По мере заполнения накопительной камеры IVсила, действующая на поршень по площади отверстия 3, увеличивается и, в конце концов, превосходит силу, действующую на торцевую площадь поршня со стороны"

входной камеры I. В этот момент поршень начинает перемещаться вправо и открывает сбрасывающие отверстия 4, после чего происходит резкий выброс воздуха из накопительной камеры IV я окружающую среду с образованием воздушных струй и ударных волн.

На рис. 7 показано сравнение экспериментальной записи давления в камере [V с результатами расчета. Видно, что расчет достаточно точно отражает особенности газодинамических процессов,

происходящих во время работы устройства. Это подтверждает правильность построения математической модели рабочего процесса сложного динамического устройства. Результаты работы позволили выполнить разработку конструкций других пнев-м»импульсных устройств В частности, был выполнен анализ динамики различных конструкций установок адиабатического сжатия. Рассмотрены возможности уменьшения колебаний, возникающих в Процессе сжатия, и показана предпочтительность гидраилнчсских способов демпфирования. Установлено, что в случае параллельной работы двух установок адиабатического сжатия (рис, 8) наличие трения приводит к существенной разнице в движении поршней.

Основные результаты главы 2:

Для расчета рабочих и переходных процессов в газодинамических установках кратковременного действия выбрана методика расчета системы сообщающихся сосудов с переменной массой газа в них, основанная на гипотезе квазистационарности. Получены теоретические и экспериментальные обоснования применимости гипотезы квазистационарности при расчетах газодинамических процессов в установках кратковременного действия:

сравнением результатов численного моделирования нестационарного и квазистацио!¡арного течения показано, что характеристики рабочего потока я импульсной аэродинамической трубе можно рассчитывать с помощью квазистационарных соотношений;

показано, что рабочие характеристики реальны* газодинамических устройств импульсного действия хороню согласуются с результатами расчетов но квазистационарным соотношениям.

На основе гипотезы квазистаиионариоети были разработаны: методика расчета переходных процессов при запуске аэродинамической трубы с камерой Эйфеля и с выхлопом в атмосферу; - методика расчета процесса заполнения вакуумной емкости и предложены критерии выбора ее объема;

II Главе 3 приведено описание разработанных и созданных под руководством автора газодинамических установок кратковременного действия.

1. Газодинамическая установка «Транзит» была создана в ИТПМ в 1982 г. для практической проверки новых принципов создания установок кратковременного действия и рассматривалась как переходная стадия на пути к разработке крупномасштабных аэродинамичс-

Рис, 8. Схема установки адиабатическою сжатия.

еких труб аналогичной конструкции.

Общий вид установки "Транзит" показан на рис. 9, 10. Основным элементом установки наймется форкакерд 2 с быстродействующим зат&ором. Открывание затвора происходит под действием давления рабочего г аза в форкамере после срабатывания ручного сбрасывающего клапана 1. Внутри форкамеры расположен электрический нагревательный элемент 3 мощностью & к {1т. К фланцу форкамерЕ.1 крепятся сменные осееимметричные профилированные сопла 5 с диаметром среза ¡00 мм. Поток газа из форкамеры, разгоняясь в сопле, истекает в закрытую рабочую часть 6, выполненную в виде камеры Эйфеля. В рабочей части размещается исследуемая модель и измерительные датчики, Выхлоп струи рабочего газа про изводится через диффузор 7 я атмосферу. Для ограничения выхлопной струи установлен рассекатель К. Форкымера. рабочая часть и рассекатель размещаются на общей раме. Установка оснащена быстродействующим многоканальным измерительным комплексом, разработанном с участием автора в стандарте КАМЛК. Характеристики установки; давление торможения от 2 до 200 бар; температура торможения от 300 К до 600 К; числа Маха/диаметр среза сопла, мм: М„~ 1/100. Мн - 2.56, Ми • 3/80, Мн 4/100, Мн -5/100, Мн = 6/100, Мф 7/100; время рабочего режима от 0,07 до 0,13 с

На установке была выполнена отработка конструкции быстродействующего управляемого затвора, выхлопного диффузора, электрического нагревателя. Проверена возможность реализации рабочих режимов в широком диапазоне условий. Опыт работы показал, что минимальные затраты на создание и обслуживание установки, минимальное потребление энер-горссурсов позволяют рассматривать установку "Транзит" как эффективный инст румент для газодинамических и физических исследований в небольших лабораториях к, в частности, в научно-исследовательских лабораториях вузов. Установка в течение нескольких лет иегюль-зоватась для проведения «рактйческюь и лабораторных занятий, й также для кынолнении научно-исследовательских работ студентов ИГУ и НГТУ.

2, Рабочий проект газодинамической установки «Транзит-!» был выполнен в 1992 г, для проработки новых конструкторских решений, обеспечивающих постоянные параметры создаваемого потока в установке кратковременного действия. С згой целью рассматривался вариант вытеснения нагретого воздуха из форкамеры специальным поршнем, движущимся под действием постоянного давления толкающего газа (рис. 11). Давление в форкамере - до 200 бар, температура - до 900 К. При диаметре среза сопла 100 мм. установка обеспечивает продолжительность рабочего режима с постоянном параметрами от 0,18 с при M/i — 2 до 1,17 с при Мц- 9,

3, Проект крупномасштабной аэродинамической трубы кратковременно го действия с числом Маха потока от 2 до 7. Оставаясь в рамках схемы установки «Транзит», был рассмотрен вариант аэродинамической тр'убы с уйеяйчшхыми размерами рлботето потока {диаметр среза сопла 300 мм вместо 100 мм на установке «Транзит»). Основная идея проекта заключалась втом, чтобы увеличением объема форкамеры и, соответственно, массы запасаемого рабочего газа компенсировать увеличивающийся при малых числах Мала расход газа, и сохранить приемлемый темп падения давления газа в форкамере за время рабочего режима. Оказалось, что каждое значение числа Маха грсбуег другого объема форкамеры и другого рабочего давления, поэтому основная проблема заключается в обеспечении многорежимкои работы при минимальном количестве сменных форкамер Другой решаемой Проблемой была разработка управляемого затвора с диаметром протока свыше 200 мм и с временем срабатывания от 5 ДО 10 мс.

Рис. 11, Схема установки «Тратит-2»

Рис 12. Проект аэродинамической трубы на Мц- 2 - 7.

На рис. 12 вверху показан общий вид разработанной импульсной трубы в варианте с форкамерой, рассчитанной на работу в диапазоне Мн = 2-4. Основными элементами трубы являются: форкамера I (объем 0,8 м\ максимальное рабочее давление до 50 бар) с управляемым быстродействующим затвором 2; сменные осесимметрич-пые профилированные сопла Зс диаметром среза сопла 300 мм; рабочая часть 4 в виде камеры Эйфеля с опорной плитой 5 для крепления моделей и окнами 6 для визуализации течения; диффузор 7; выхлопная система и шахта шумоглушения 8; рама 9 для крепления элементов трубы ВнЦзу показан вариант трубы, рассчитанный на работу в диапазоне Мц = 5 7. "Здесь используется другая форкамера (объем 0,1 м , рабочее давление до 200 бар), два подогревателя 10 мощностью по 50 кВт и соответствующие профилированные сопла. Разработка проекта показала сложность проблемы обеспечения много режим пост и в принятой схеме истечения из Одной форкамеры, поэтому в дальнейшем рассматривалась схема с двумя форкамера ми.

4. Аэродинамическая труба «Транзит - М» является практической реал и зацией предложений актора по расширению диапазона применения установок кратковременного действия и была предназначена для аэродинамических испытаний в диапазоне чисел Мц = 4 8 при повышенных значениях числа Рейиольдса.

Общий вид установки показан на рис. 13. Основу установки составляет форкамеркыЙ блок, который является источником рабочего газа и определяет характеристики рабочего режима трубы. Форкамерпый блок включает основную 3 и вспомогательную 4 форкамеры, а также две дополнительных емкости 1, соединенных с основной форкамерой. Внутри дополнительных емкостей размещены четыре электрических подогревателя мощностью по 25 кВт

каждый, которые служат для

I ? 1 л 5 й 7 й 0 т п ^

нагрева рабочего газа до температуры = 700 к! Внутри основной форкамеры расположен быстродействующий затвор, перекрывающий проход диаметром 40 мм во вспомогательную форкамеру и сопло, 13рсмя открывания затвора составляет 5-8 .чс. В конструкции импульсной аэродинамической трубы "Транзит-М" используются сменные осе-симметричные профилированные сопла с диаметром среза согша 300 мм. Контуры много режим но то сопла с числом Маха Мн = 4, 5, 6, 7, 8 для данной установки были раз-

ч

V V V V '--Ч >— ■у -1

Рис 13. Аэродинамическая труба «Транзит-М».

работаны в ЦАГИ. Рабочая часть 7 выполнена в виде осеснмметричной камеры Эйфеля и состоит из двух о тсеков с Оптическими окнами 8 для визуализации картины обтекания, (i нижней части одного из отсеков имеется карман для крепления тс изо весов или державок моделей на отдельном вибронЗолированном фундаменте 9. Все элементы аэродинамической трубы размещаются на обшей раме и имеют возможность перемещаться вдоль оси по специальным направляющим. Такое переметет!не необходимо для доступа к модели в рабочей части в период между пусками трубы. Рама установки кренится на фундаменте, допускающем импульсные продольные натрузки до 5000 кгс. Общая длина установки, включая выхлопной диффузор, составляет 7600 мм, ширина - 870 мм, высота - 1470 мм.

Рабочий газ перед опытом накапливается одновременно в основной форкамере и в дополнительных емкостях, что в общей сложности дает 110 дм"1 сжатого газа под давлением до 200 бар Открывание затвора происходит под воздействием давления рабочего газа после включения ручного сбрасываю nie го клапана 2. После срабатывания затвора сжатый газ перетекает во вспомогательную форкамеру, где происходит уменьшение полного давления (дросселирование) и выравнивание потока перед входом в сопло б. Далее поток газа обтекает исследуемую модель, установленную ti рабочей части трубы 7. Из рабочей части газ через диффузор I I диаметром 0,4 м выбрасывается либо в атмосферу, либо в вакуумную емкость. В диффузоре предусмотрена возможность установки разделительной мембраны диаметром 0,4 м, которая позволяет создавать перед пуском трубы разрежение в рабочей части и сопле установки. В случае использования вакуумной емкости необходимость в установке мембраны отпадает. Характеристики трубы: диапазон чисел Маха от 4 до 8; давление торможения от 10 до 200 бар; температура торможения от 300 К до 700 К; диаметр потока 300 мм: время рабочего режима от 0,3 до 0,6 с.

5. Модельная аэродинамическая установка МАУ, Особенностью этой установки является увеличенный начальный запас рабочего газа (8 баллонов но 40 дм' с давлением до ] 50 бар) Такое решение обеспечивает продолжительность рабочего режима до 1 2 с и низкий темп падения давления в форкамере в коде эксперимента (менее 5%).

Схема и общий вид установки МАУ приведены на рис. 14. Перед экспериментом рабочий Газ находится и баллонах 4 при давлении до 15 МПа, а электрический подогреватель 12 прот рет до Заданной температуры. Для пуска установки на заданное время включается быстродействующим Клапан 3 и рабочий газ из баллонов поступает через подогреватель \ 2 В форкамеру 11 Здесь давление воздуха уменьшается в зависимости от диаметра критического сечения используемого сопла и модель, установленная в рабочей части 9, обтекается рабочим потоком с заданными параметрами. Сменные осесимметричные профилированные сопла позволяют создать рабочий поток диаметром 100 мм с числом Маха от Ми = 2 до Мц = 7» Далее поток через диффузор 8 выбрасывается в атмосферу на рассекатель струи 7, Следует отметить, что аналогичная установка с омическим подогревателем и с постоянными параметрами потока в течение 0.3 с была создана A.C. Королевым в ЦАГИ для моделирования больших гиперзвукоаых скоростей (Мц = 10 и Мц= 14).

Установка МлУ отличается широким диапазоном реализуемых режимов работы, про-

Рис. 14. Модемная аэродинамическая установка кратковременного действия.

стотой конструкции, низкими расходами сжатого газа и электроэнергии; Создаваемый поток имеет хорошие метрологические характеристики, сравнимые с характеристиками рабочего потока в современных аэродинамических трубах. Установка оснащена современным измерительным комплексом и представляет особый интерес для научных исследований в малых аэродинамических лабораториях, и в частности для обучения студентов вузов.

6, Гинерзвуковая аэродинамическая труба адиабатического сжатии АТ-ЗОЗ создавалась для исследования фундаментальных проблем, возникающих при разработке перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД). Эта задача определила основные требования к конструкции установки: максимально возможные значения числа Рейнольдса в диапазоне чисел Маха от Мц — 8 до Мц = 20, большие размеры сопла и рабочей части, достаточная продолжительность режима, а также высокая степень чистоты рабочего газа. Общий вид и схема трубы АТ-ЗОЗ представлены на рис, 15.

Основу конструкции трубы АТ-ЗОЗ составляет действующая модель (1:2,5) источника рабочего газа для промышленной АДТ, разработанная совместно ИГиЛ и КТИ ГИТ по заданию ЦАГИ в 1983 - 1989 г.г. и изготовленная в Сибирском отделении РАН. Принцип действии источника рабочего газа базируется на адиабатическом сжатии рабочего газа в форкаме-рс при помощи сравнительно медленно движущихся поршней - мультипликаторов давления, которые позволяют получать давление газа в форкамере до 300 МПа и, соответственно, высокие значения числа Рейнольдса создаваемого потока Адиабатическое сжатие обеспечивает также нагрев газа до 2500 К без загрязнения сто продуктами сгорания.

Используемый источник рабочего газа с предварительным электрическим подогревателем обеспечивает от 1 до 3,6 дм3 сжатого воздуха с давлением от 100 до 300 МПа и с температурой от 600 до 2500 К, что является достаточным для получения продолжительности рабочего режима от 40 до 200 ме при диаметре выходного сечения сопла от 300 до 600 мм и числе Маха создаваемого потока от Мц = 8 до Мц = 20 После срабатывания быстродействующего пускового затвора внутри форкамеры, рабочий газ перетекает в дополнительную форкамеру, в которой происходит регулирование давления торможения, Дтя разгона потока в первоначальной конструкции использовалось КОЕ1ИЧССКОС сопло с углом раскрытия 16°. Первая секция сопла имела диаметр среза 300 мм и обеспечивала получение числа Маха от Мц = 8 до Мц= 14 Вторая секция сопла имела диаметр среза 600 мм и обеспечивала получение числа Маха от М„ = 12 до Мц = 20. В настоящее время конические Сопла заменяются профилированными соплами с диаметром среза 400 мм и 600 мм.

Рабочая часть грубы в

Рис. 15. Общий вид гиперзвуковой аэродинамической грубы адиабатического сжатия АТ-ЗОЗ. I - источник рабочего газа; 2 коническое сопло; 3 - рабочая часть; 4 - ВЫХЛОПНОЙ диффузор; 5 - вакуумный затвор; 6 - выхлопная вакуумная емкость.

виде камеры Эйфеля имеет поперечное сечение 175Ох2(XX) мм и длину 2500 мм. Внутри рабочей части на специальном виброизолированном фундаменте располагается альфа-механизм, который позволяет изменять угол атаки испытываемой модели и ее положение по оси сопла. Управление механизмом и перемещение модели может производиться при помощи внешних приводов без разгерметизации рабочей части. В боковых стенках и сверху выполнены 8 оптических окон диаметром 400 мм для проведения оптических измерения и визуализаций картины обтекания, На выходе т рабочей части устанавливается подвижный сменный диффузор. Имеется набор диффузоров с диаметром горла 400 к 800 им., соответствующих соплам диаметром 300 и 600 мм.

Общий откачиваемый объем вакуумной системы составляет 260 м". Откачка производится системой вакуумных насосов, включающей два форвакуумных насоса НВЗ-500 и два насоса 2ДВН-1500. При работе всех 4 насосов откачка системы до давления ! Па происходит за 50 минут. Для удобства обслуживания рабочая часть отделяется от остальной выхлопной системы при помощи Крупногабаритного вакуумного затвора диаметром 1200 мм, В процессе создания трубы АТ-ЗОЗ использовался накопленный в ИТПМ опыт разработки и применения газодинамических установок кратковременного действия, который учитывался при выборе и обосновании диапазона рабочих параметров трубы, а также ее конструктивной и компоновочной схемы. Используется схема двойной форкамеры для расширенна диапазона чисел Маха до Мн =-- 8 Ьыла выполнена разработка новой конструкции предварительного пс-дщ-реватсмя рабочего газа. Предложены меры гю обеспечению термостойко^ критического сечения сопла. Разработана и создана инфраструктура обеспечения работы трубы (вакуумная система, хймнрессарный «омплекс, система ¡юдачи рабочего Газа, спртша подачи рабочей жидкости, крепление моделей в рабочей части и др.). Одновременно с конструкцией трубы был создан современный высокоточный измерительно-вычислительной комплекс, включающий автоматизированную систему управления работой трубы и систему оптической визуализации и регистрации обтекания моделей. Для регистрации и обработки получаемых результатов создана база данных, доступная внутри локальной сети Института. В процессе эксплуатации производился систематический анализ характеристик трубы, выявление недостатков, разработка и выполнение мер по их устранению.

7. Проект криогенной трансзвуковой трубы кратковременного действия прорабатывался а ИТПМ в качестве альтернативы для аналогичной трубы стационарного действия для выяснения возможности создания такой грубы я выяснения проблем на пути се реализации. Один из вариантов грубы представлен на рис, ¡6. В этой схеме, рабочий таз (азот или воздух) л од давлением до 20 МПа поступает' от системы питания, проходя через специальный холодильник 1, заполненный испаряющимся жидким азотом. Здесь рабочий газ охлаждается цо температуры ISO - 190 К. В зависимости от эффективности холодильника на охлаждение 1 кг рабочего газа потребуется от 0,4 до 0,8 кг жидкого азота. Холодный рабочий таз собирается в накопителе 2, который состоит из стандартных баллонов высокого давления с объемом по 0,4 м3, выполненных из нержавеющей стали. Количество баллонов зависит от разме-

ров создаваемого потока и от желательной продолжительности рабочего режима Для получения постоянных параметров потока в процессе истечения газа из накопителя, сюда может подаваться толкающии воздух обычной температуры с давлением 20 МПа

Для запуска трубы открывается затвор 3, через который газ из накопителя 2 начинает перетекать в форкамеру 4 На пути между затвором и форкамерой установлен нерегулируемый дроссель, где происходит уменьшение давления газа примерно в 20 раз, посте чего давление торможения создаваемо! о потока не превышает 1 МПа Одновременно, за счет эффекта Джоуля-Томпсона при адиабатическом дросселировании температура торможения рабочего газа уменьшается до 110 - 120 К В конструкции форкамеры используются известные приемы, направленные на выравнивание потока перед входом в сопло и понижение его cic-пени турбулентности установка сеток, отсос пограничного слоя, высокая степень гюджатия потока в форкамере итд Поспе форкамеры рабочий газ поступает в звуковое сопло 5, а затем в рабочую часть 6 Рабочая часть имеет перфорированные стенки и камеру давления, из которой происходит отсос газа После обтекания модечи, установленной а рабочей части, рабочий газ выбрасывается через диффузор в выхлопною емкость 8 Между диффузором и выхлопной емкостью установлен клапан 7, который позволяет отделить тракт трубы от выхлопной емкости

По окончании рабочего режима закрывается затвор 3 и, после выравнивания давчения по тракту трубы, кчапан 7, отсекающий выхлопную емкость Газ, находящийся в рабочей части, сбрасывается в атмосферу, после чего становится возможным доступ к модели для переналадки Холодный газ из выхлопной емкости сбрасывается в атмосферу через разбавляющий эжектор 9 или используется повторно через компрессоры 10

Положительной особенностио конструкции рассматриваемой схемы является сравнительно небольшая криоюнная темпепатура 1аза в баллонах накопителя 2 (-80 °С), что существенно уменьшает затраты на охлаждение и упрощает эксплуатацию Кроме тою, отсутствует необходимость в теплозащите стенок проточного тракта из-за короткого времени ¡юз-дейсгвия на них потока с низкой температурой

На основе квазистащ.онарной математической модели были проанализированы возможные режимы работы трубы и требуемые размеры основных элементов трубы Так для трубы с размерами рабочего потока 1,0x1,0 м и продолжительностью рабочею режима 10 с требуется объем накопителя 94 м3, объем жидкого азота 15,5 м\ обьем выхлопной емкости 1486 м1 Для получения постоянных параметров объем толкающего воздуха должен составлять 617 м3 Как видно из графика на рис 16, предлагаемая труба с указанными выше параметрами потока обеспечивает значения числа Рейнольдса на уровне Европейской трансзвуковой трубы FTW При размерах потока 2,0x2,0 м (или 2,5x2,5 м) в предлагаемой трубе меж-но достичь чисел Рейнольдса грубы NTF (США)

Основные результаты главы 3

В соответствии с предложенными принципами повышения эффективности газодинамических установок кратковременно! о действия разработаны и созданы новые установки «Транзит» «Tpamm-M», МА.У, а также уникальная гипер^вуконая труба адиабатическою сжатия АТ-303, которые обеспечивают проведение газодинамических экспериментов в широком диапазоне определяющих критериев моделирования и, в частности, проведение испытании ГЛА с ВРД Также разработаны и подгоювлены к реализации проекты установок следующего поколения гиперзвуковой трубы адиабатическою сжатия А1-304 и трансзвуковой криогеньой трубы кратковременного действия

Глава 4 посвящена вопросам измерений в быстропротскающсм ¡аюдинами^еском эксперименте В начале выполнения данной работы (в 70-х годах прошлого века) среди специалистов в области аэродинамического эксперимента существовало усгоиччвое мнение о невозможности обеспечения высокой точности измерений в установках кратковременного действия Это объяснялось низкой точностью существовавших тогда быстродействующих измерительных средств ч отсутствием систематических исследований rio вопросам аэрофизи"е-

ских измерений в динамическом режиме Поэтому одной из целей настоящей работы являлось доведение точности основных измерений в быстропротекающем аэродинамическом эксперименте до уровня точности измерений в аэродинамических трубах стационарного действия

Ключевым вопросом аэродинамического эксперимента является определение параметров создаваемого потока В высокоэнергетических установках с высокими параметрами торможения этот вопрос осложняется необходимостью учета реальных свойств рабочего газа Были рассмотрены различные методики расчета газодинамических характеристики потока и предложена двухпараметрическая аппроксимация уравнений состояния для реального азота и воздуха в диапазоне температур до 3500 К и давлений до 1000 бар При расчетах параметров потока в АТ-ЗОЗ с давлениями торможения до 3000 бар использовалась методика, разработанная М Е Топчияном

На основе анализа зависимостей между основными параметрами потока были получены простые аналитические выражения для оценки погрешностей вычисляемых величин в зависимости от погрешностей измерения Аналогично были рассчитаны значения погрешностей для реального азота в широком диапазоне исходных параметров Показано, что для реального газа вычисляемые параметры потока зависят от погрешности измерения температуры торможения, которая для высокоэнтапьпийных установок достигает 10% и более

Измерения давлений являются наиболее массовым видом измерений в экспериментальной аэродинамике Как показал выполненный в 70-е годы обзор имеющихся измерительных средств, наилучшими характеристиками для применения в установках кратковременного действия обладали разработанные в ЦАГИ датчики (преобразователи) индуктивного типа ДМИ Они отличались малыми габаритами и диапазоном рабочих частот от 0 до 2000 Гц Под руководством автора была разработана 16-канальная аппаратура для работы с датчиками ДМИ, которая обеспечивала точность измерений не хуже 0,5% Комплекты аппаратуры АНЧ-16 выпускались в ИТПМ малой серией и обеспечивали измерение быстроменяющихся давлений вплоть до 2000 года С 2000 г по инициативе автора в установках кратковременного действия ИТПМ используются тензометрические модули давления ТДМ-2(4) с точностью измерений 0,1%

Принципиальным вопросом при измерениях переменных давлений является использование пневмотрасс, соединяющих точку измерения давления с датчиком Даже при использовании таких миниатюрных датчиков как ДМИ, применение пневмотрасс позволяет обойти целый ряд конструктивных и эксплуатационных трудностей Однако инерционность пневмотрасс приводит к динамическим погрешностям измерений, которые должны быть исключены или учтены при обработке

В предположении квазиустановившегося изотермического развитого течения Пуазейля

изменение давления газа в пневмотрассе можно записать в виде аР\ сИ = - Р; ),

здесь Ри - нестационарное измеряемое давление на входе в пневмотрассу, Рт - давление на выходе из пневмотрассы, измеряемое датчиком, N - коэффициент, зависящий от геометрии трассы и от условий течения внутри трассы В случае ступенчатого импульса уравнение имеет аналитическое решение, откуда можно найти время переходного процесса, которое рассматривается как характеристика инерционности конкретной пневмотрассы Такое направление разрабатывалось Р М Бондаренко в ЦАГИ и было подтверждено обширным экспериментальным материалом применительно к длинным пневмотрассам в обычных аэродинамических трубах

Автором было предложено в качестве характеристики пневмотрассы использовать коэффициент N. который в первом приближении зависит только от геометрии пневмотрассы Значение N может быть найдено, либо расчетным путем, либо путем динамической тарировки с подачей ступенчатого сигнала Решая уравнение для пневмотрассы при известной величине Лг, можно определить функцию Рт(1) для давления, записываемого датчиком, при

Р бар

Рис 17 Измерение статического давления на срезе сопла 1 — без пневмот------- 1 „ —-отрассой, 3 - функция 2 после учета инерционности

оо

0,8

0,4

о

любом характере поведения измеряемого давления Ри(I) на входе в пневмотрассу Сравнивая зависимости Рт(1) и Р„(1), легко определить ожидаемую погрешность измерений С другой стороны, имея экспериментальную запись Р,(1) и зная величину N. можно по уравнению пнев-чотрассы определить искомую функцию Ри(1) В качестве примера, на рис 17 показаны резуль-

о

20

40

60 1. МС

таты измерения переменного давления двумя датчиками, один из которых был подключен через пневмотрассу диаметром 1,6 мм и длиной 300 мм Видно, что исходные записи датчиков сильно различаются После введения поправок на инерционность, среднеквадратическое отклонение показаний на рабочем режиме составляет не более 6%

Метод динамического измерения давления с непрерывным перемещением приемника использовался ранее в аэродинамических трубах стационарного действия для регистрации профилей давлений в пограничном слое, для измерения параметров ударных волн и др В данной работе было предложено использовать метод динамической регистрации в установках кратковременного действия С этой целыо в установке "Транзит" при числе Маха 2,95 были проведены измерения профилей давзения торможения в окрестности ударных волн, генерируемых круговыми конусами с углами позураствора Д = 15° и 30° Измерения проводились при непрерывном перемещении приемника давзения по оси потока на расстояние 25 мм со скоростью, не превышающей 2,5 м/с Позожение зонда контролировалось индукционным датчиком перемещений Аналогичным способом (с перемещением приемника поперек потока) были проведены измерения в пограничном слое на стенке сопла аэродинамической трубы «Транзит-М» В обоих случаях быю получено хорошее согласование результатов динамических измерений с расчетами и с результатами измерений в фиксированных положениях приемника Таким образом была показана возможность динамических измерений давления при исследовании сверхзвукового квазистационарного потока длительностью < > 10 мс при градиентах изменения измеряемых давзений йР/(И < 0,2 МПа/мс

Современный аэродинамический эксперимент требует воспроизведения максимально достижимых значений температуры и давления создаваемого потока, соответствующих условиям гиперзвукового полета в атмосфере Земли Аналогичные задачи возникают в высокоэнергетических промышленных установках Однако датчики давления, выпускаемые промышленностью, как правило, не регламентированы на предмет работы в сложных условиях при воздействии высокой температуры В работе было выполнено исследование динамических свойств различных датчиков давления при измерении импульсов давления продолжительностью до 100 мс с амплитудой до 400 бар и с температурой газа до 1000 К В результате исследования было установлено, что воздействие высокой температуры приводит к сильному искажению результатов измерения даже при чалой продолжительности измеряемого импульса Мембранный разделитель, заполненный жидкостью, позволяет эффективно защитить датчики давления от теплового воздействия и рекомендуется в качестве штатного элемента измерительной системы Применение пневмотрасс (импульсных линий), заполненных жидкостью, приводит к появлению переходных колебательных процессов, что усложняет трактовку результатов и, соответственно, снижает точность измерений

Одна из методических проблем для установок кратковременного действия проявилась при измерении расходных характеристик воздухозаборников Наличие объема У2 внутри мо-

дели воздухозаборника приводит к нестационарности течения, когда расход Ог измеряемый на выходе из модели, отличается от расхода О/ , подлежащего измерению на входе модели ¿Рог

Gx{t)-G2{t) = V2-

dt

Была разработана методика учета отмеченной систематической по-

грешности, включающая вычисления производных температуры и давления по времени Для устойчивого дифференцирования экспериментальных зависимостей использовался алгоритм, основанный на построении регуляризующих сплайнов Статистический анализ предлагаемой методики показал, что при точности измерения температуры и давления в 3%, динамическая погрешность при определении расходной характеристики воздухозаборника не превысит 1 -8% в зависимости от объема внутри модели

Наряду с измерениями давлений наиболее распространенными в аэродинамических исследованиях являются измерения аэродинамических сил, действующих на испытываемую

R{t) dy m d2y ,

модель Как видно из модельного уравнения для тензовесов у = ——~rj—----5-, общая

С dt С dt

проблема тензометрических методов измерения сил заключается в наличии существенных динамических погрешностей, вызванных нестационарным приложением нагрузки Если в установках стационарного действия демпфирование rj в конце концов приводит к установлению стационарных показаний тензовесов, то в установках кратковременного действия время установления зачастую на порядок превышает продолжительность рабочего режима и поэтому демпфирование можно не принимать во внимание 77 = 0 Оставшаяся часть уравнения отражает сущность всех возможных способов уменьшения динамической погрешности а) уменьшением массы модели, б) увеличением жесткости тензовесов С, в) одновременным измерением перемещения у и ускорения d2y dt2 , г) уменьшением производной d2y dt2 , д) восстановлением функции нагружения R(i) по уравнению тензовесов

Учитывая проблемы, возникающие при использовании тензометрических методов, в качестве основного направления при выполнении данной работы было выбрано измерение аэродинамических сил по методу свободно-перемещающихся моделей (СПМ) В этом случае модель имеет возможность свободно перемещаться в направлении измеряемой силы Измеряя параметры такого перемещения (путь X, скорость dX/dt или ускорение d2X/dt2 в зависимости от времени t) можно вычислить величину действующей силы Основной проблемой методов СПМ является точность измерений, которая требуется для получения заданной точности вычисления действующих сил Оценки показали, что, измеряя положение модели с

2 -

1 -

20-

I С*

- 0,4 2 - го С 20- s -s

- 0,2 о I о- X _

0 1 - 10-

0 J

40 t, мс

Рис 18 <5Л"= 0,20 мм, m = 5,3 кг,

5 = 20 10 м', I -3 — X(t), 4 - SCx

С, = 0,423, 2 -q,,(!),

Рис 19 5Х = 0,11 мм, m = 5,3 кг,

5 = 20 I О"4 м2, 1 -Сх = 0,412-22,73 /+217 4 I2

2-q„(t),3-Xfi),4-SCx

точностью 0,001 мм и применяя двойное дифференцирование полученной траектории, можно получить погрешность определения сил в импульсной аэродинамической трубе от 2 до 10% Для повышения ючности было предложено использовать обычное предположение о постоянстве искомого аэродинамического коэффициента C\(t) — const в течение измеригель-hoi о цикла и находить эту константу, используя все точки траектории Предложенный способ был проверен в реальных экспериментах с измерением сопротивления конусов и шара (массой 4 3 ki) при Ми = 11 Полученная погрешность определения коэффициента сопротивления не превышала 7% и определялась, в основном, погрешностью определения скоростнот о нзпора

В дальнейшем подобная методика была развита длр случаев с изменяющимся по времени коэффициентом аэродинамической силы Зависимость CA{t) записывалась в виде поли-

я

нома Сх (t) к. V а/ заданной степени п с неизвестными коэффициентами а Искомые коэф-

1=0

фициенгы находились из сравнения расчетной и экспериментальном траекторий методом наименьших квадратов На рис 18 и 19 приведены результаты обработки реальных экспериментов в импульсной трубе Модель массой 5,3 кг перементалась по оси трубы под действием набегающего потока Траектория модели определялась путем скоростной (с частотой 500 кадров в 1 с) киносъемки движения мочели и последующего измерения положения модели на полученных кинограммах Видно, что в первом случае (пис 18), когда из физических соображений можно было ожидать Сх - const (геометрия модели ь опыте не изменялась, обтекание модели оставалось квазиусгановившимся), расчеты действительно показали Сх- 0,423 с погрешностью ±2 7% Во втором случае (рис 19), когда производилось изменение условии обтекания модели, расчеты показывают изменение Сх в зависимости от времени режима Доверительный интервал для С\ составляет ±0,015 в середине режима (от 10 до 40 мс) и ±0,1 в начале и в конце режима

Современный аэрофизический эксперимент характеризуется динамическим характером изучаемых процессов большим количеством одновременно измеряемых параметров, сложным характером математической обработки полученных результатов Все это вызывает необходимость применения систем автоматического сбора и обработки экспериментальных данных При выполнении рабош постоянное внимание уделялось аппаратные средствам измерений и регистрации, без которых невозможно представить выполнение экспериментов в установках кратковременного действия

В экспериментах 70 х юдов для регистрации результатов измерений в осьовном использовались светолучевые осциллографы Затем в ИГПМ цля автоматизации измерений в быстролротекающих процессах была создана многоканальная измерительная система «Спектр» Она содержала до 20 высокоскоростных измерительных модулей КАМАК с 8-ми разрядным АЦП и памятью яа 512 показаний С появлением персональных компьютеров (ПК) системы сбора экспериментальных данных в стандарте КАМАК стали постепенно переводиться на работу с персональными ЭВМ По предложению автора была разработана КАМАК-система, управляемая от компьютера и содержащая в своем составе регистрирующий модуль АЦП ФК-4225, 4-х канальный нормализатор Н-4 и 8-канальнын коммутатор К-8 Всею было изготовчено и установлено на различных экспериментальных установках института около двух десятков таких систем

Каждая установка, создаваемая при участии автора, оснащалась автоматизированным измерительным комплексом Наиболее с южный и высокоточный измерительный и управляющий комплекс был установлен ча гипер¡вуковой трубе А1-303 Систему автоматизации аэродинамической трубы А1-303 можно рассматривать в качестве примера современною подхода к задаче создания системы автоматизации экспериментальных исследований в установках кратковременного действия

Основу системы управления составляет шасси промышленного компьютера IPC-610 фирмы Advan'ech В корпусе установлены центральная процессорная плата PC А - 6159F,

накопитель с объемом 4,3 Гбайта, две платы аналогового ввода PCL-818HG, плата цифрового ввода PCL-733, а также две релейные платы PCL-735 для управления работой внешних устройств В целом в системе управления пуском АТ-303 используется 50 аналоговых и цифровых каналов измерения, а также 15 каналов управления Прежде всего, система управления позволяет в автоматическом режиме подготовить трубу к эксперименту при заданных исходных параметрах Рабочий режим трубы продолжается 2-3 секунды и происходит полностью в автоматическом режиме После сигнала «Старт» включаются системы регистрации, электрическое питание в заданные моменты времени подается к электромагнитным клапанам, которые обеспечивают заполнение форкамеры нагретым рабочим газом из предварительного подогревателя Затем толкающий газ подается к гидроцилиндрам, происходит процесс сжатия рабочего газа и открывается сопловой затвор, который открывает выход газа из форкамеры в сопло Система регистрации параметров работы установки записывает изменение давления в характерных точках установки и перемещение поршней - мультипликаторов

Одновременно с сигналом «Старт» включается отдельная многоканальная система измерения и регистрации экспериментальных данных, поступающих от испытываемой модели, установленной в рабочей части трубы Система измерения состоит из двух подсистем подсистемы высокой точности и подсистемы обычной точности Подсистема высокой точности построена на использовании многоканальной измерительной системы сбора информации SCP-3200 производства фирмы Eckelmann Steuerungstechnik GmbH (Германия) Каждый канал измерительной системы содержит высокоточный усилитель, фичьтр низкой частоты с регулируемой частотой среза, аналого-цифровой преобразователь (до 1 млн отсчетов в секунду) и цифровую память (до 512 тысяч отсчетов) Все используемые каналы включаются и работают одновременно В настоящее время подсистема высокой точности имеет 52 измерительных канала

Подсистема обычной точности построена на использовании отечественных 16-ти канальных плат АЦП фирмы «Руднев-Шиляев» Каждый измерительный канал при помощи мультиплексора по очереди подключается к программно-управляемому усилителю и АЦП и результаты измерений записываются в память ЭВМ При тактовой частоте 700 кГц скорость опроса 16 каналов достигает 45 кГц В настоящее время подсистема обычной точности имеет 48 измерительных каналов

Важную роль в измерительном комплексе новой трубы играет система визуализации течений и оптических измерений характеристик потока Эта система включает два оптических устройства хорошо известный теневой прибор ИАБ-451 с диаметром поля зрения 230 мм и уникальный голографический интерферометр ИЗК-462 с диаметром поля зрения 400 мм Оба эти прибора подвешены на общей плавающей раме, которая может легко перемещаться вдоль окон рабочей части установки Для регистрации получаемых изображений используется уникальная высокоскоростная цифровая видеокамера, которая позволяет производить до 2500 снимков в секунду с записью их в собственную цифровую память с емкостью 512 Мбайт Все используемые на трубе измерительные методики основаны на долгосрочном опыте эксплуатации установок кратковременного действия в ИТПМ СО РАН

Основные результаты главы 4-

Разработаны вопросы основных измерений в быстропротекающем газодинамическом эксперименте и в том числе

- получены обоснованные оценки требований к характеристикам используемой измерительной техники, учитывающие последующую цифровую обработку сигналов,

- выбраны, проверены и внедрены в практику экспериментов в установках с высокими параметрами торможения методы расчета параметров создаваемого потока, учитывающие реальные свойства рабочего газа, получены соотношения для вычисления погрешностей при определении параметров потока,

предложен и апробирован способ динамического измерения давлений в установках кратковременного действия, включающий методику учета инерционности пневмограсс, разработана методика и выполнено исследование работы датчиков давления в условиях экстремальных тепловых нагрузок,

выполнен анализ возможностей различных способов измерения аэродинамических сил в динамическом режиме, разработаны и опробованы в эксперименте способы измерения сил с использованием свободно-перемещающейся модели,

предложена и опробована методика учета динамических погрешностей, возникающих при испытаниях воздухозаборников,

разработаны и внедрены в практику различные варианты систем автоматизации научных исследований и, в частности, современные системы измерении и автоматическою управления для крупномасштабной аэродинамической установки кратковременного действия

Тлава 5 посвящена описанию экспериментальных результатов, полученных с применением установок кратковременно! о деиствия при исследованиях проблем газотермодинамики перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов

С целыо калибровки новой типерзву-

ig(ReL)

ковой аэродинамической трубы АТ-303 и ее измерительного комплекса был выполнен цикл исследовании параметров потока в зоне расположения исследуемых моделей после коническою сопла с углом раскрытия 16° диаметром 300 и 600 мм в широком диапазоне чисел Маха потока от Мц - 8 до Ми - 20 Область исследованных режимов показана на рис 20 Определена степень неравномерности параметров создаваемого потока Так в поперечных сечениях на выходе из сопла неравномерность поля чисел Маха в ядре по I ока не превышает 1% при Мц = 8 и 3% при Мц — 20 По эшму критерию качество потока в трубе АТ-303 вполне сопоставимо с изьестпыми тинерзвуко-выми аэродинамическими трубами Однако но длине рабочей зоны (300 мм) число Маха увеличивается из-за комичности сопла на 5% для сопла диаметром 600 мм и на 10% для сопла диаметром 300 мм Полому для испытаний удлиненных моделей требуется разработка и применение профилированных сопел

Для проведения весовык измерений в трубе АГ-303 было предложено использовать ввугримоде тьные б-хомпонентные тензовссы высокой жестлосм с дальнейшей математической коррекцией возникающих динамических искажений В качестве тестовой модели была испытана модель ИВ-2 с известными аэродинамическими характеристиьами Масса модели 0,97 кг Тензометрические весы, изготовленные в ЦНИПМаш, были рассчшаны на нагрузки 1500 Н но оси X, 2000 Н по оси У и 200 Нм по моменту тангажа Реально измеряемые на-гру ш! были на 1 - 2 порядка меньше Измерения аэродинамических характеристики модели НВ-2 иод углами амки -4" - +12° были выполнены в диапазоне чисел Маха Мц~ 9,7 - 15,6 и чисел Реинольдса Яе,/ — 0,14 10б - 1,32 !06 После эксперимента осуществлялась цифровая фильтрация, когда в полученной записи убирались частоты, превышающие 70 Гц (частота собственных колебаний системы «модеяь+тензовссы») Анализ результатов показал хорошую певшряемость получаемых результатов Среднеквадратическое отклонение в 7 последовательно выполненных опытах составило 0,9% по Сд , 1,1% по С г и 0,5% по тг Основная

Рис 20 Диапазон моделируемых параметров в аэродинамической трубе АТ-303 1 - траектория Shuttle, 2 — граница траекторий Г ЛА с ВРД, 3 - сопло 300 мм, 4 - сопло 600 мм, Ь - исследованные режимы

погрешность проведенных экспериментов заключалась в сильном влиянии коничносш потока на измеряемые характеристики, особенно на величину продольною момента Для устранения указанной погрешности использовались поправки, основанные на расчетных оценках аэродинамических характеристик модели НВ-2, выполненных для равномерного и конического потока После введения поправок результаты экспериментов показали хорошее со1ла-сование с известными из литературы данными по Су и Су По моменту тангажа ту хорошее согласование получено только при углах атаки более 4 — 8°

Отличительной чертой аэродинамической трубы АТ-303 является возможность моделирования полетных значений чисел Маха и Рейнольдса для широкого спектра гиперзвуковых летательных аппаратов, включая аппараты с воздушно-реактивными двигателями (ВРД) В данной работе были получены аэродинамические характеристики двух моделей гиперзвуковых лета1ельных аппаратов - аэрокосмическо! с демонстратора ARES-H и возвращаемого аппарата для физических исследований EXPERT - в диапазоне чисел Маха Мн~ Ю - 18 и чисел Рейнольдса Re = 4 - 35 106 1/м, соответствующих натурным значениям при полете этих аппаратов по ожидаемым траекториям Для обеих моделей, как и для модели НВ-2, получена хорошая повторяемость результатов эксперимента и сильное влияннь конич-ности потока, которое корректировалось по результатам расчетов характеристик моделей в однородном и коническом потоке

-f HEG МЕ9 75 R»L= 3 62 to Po~<7 0 МГМ To= 7042 К

В АТ-ЗСЗ М«9 92 ReL* 2 63 10е Ро»31 9 МПа То=1039 К

Д ДТ-303 М»9 91 F«l» 2 в! 10е Ро-31 1 NITU То=1031 Á

ф AT 303 М-10 3 PcL= ' 00 10" Ро»2 ГОМПч Ту=П83К

Рис 21 Модель HF

О 0,2 0,4 0,6 0,8 I X/L

Рис 22 Распределение тепловых потоков при Мц= 10

Сильное влияние вязкости на харак'еристикч теплообмена с поверхностно при обтекании ее гиперзвуковым потоком было показано в экспериментах с моделью (рис 20 гиперболоида вращения HF (Hyperboloid Flare), которая ранее была испытана в аэродинамических груб ix кратковременного действия Бельгии (Longshot), Германии (HEG) Франция (í-1) Вдоть едной обра1ующел моде™ быти установлены 22 датчика давления, а вдоль противоположной ей образующей - 22 датчика тепловых потоков Испытания модези проводились при двух значениях числа Маха потока Мц ~ 10 и 15 в диапазоне чисел Re¿ =1 1 ()' - 2,6 10r> по длине модели 0,114 м Распредетение относительных величин тенловьх потоков но образующей модели поь a «но на рис 22 Здесь же приведены значения относительного тештово! о потока, полученные в трубе HEG Видно, что до начала зоны отрыва распределения относи тельных тентозых потоков, полученных в ратных а^одинамических трубах, хорошо согласуются между собой Влияние числа 7fe¿ проявляется в области отрыва и существенно возрастает в области присоединения оторвавшеюся потока к поверхности юбки модели При больших значениях числа Reí максимальный уровень относительного тепловою потока к поверхности юбки в три раза превышает максимальную величину теплового потока на носовой части модели На режима* с низкими значениями чисел ReL как в трубе HEG, так и в Al-303 максимальные уровни теп нового потока в этой же области юбки не превышают 60 - 80% от величины теплового потока в носовой части модели Гаким образом, увеличение числа ReL

приводит к перераспределению тепловой нагрузки по длине модели, в результате чего максимальный уровень теплово! о поюка реализуются на поверхности юбки

Цикл работ по исследованию разделения тел в сверхзвуковом потоке был выполнен в модифицированной аэродинамической трубе «Транзит-М» Основным требованием эксперимента было низкое значение скоростного напора для обеспечения малых скоростей движения разделяющихся моделей Для выполнения этого требования была выполнена передедка трубы «Транзш-М» в трубу вакуумного типа с подачей атмосферного воздуха через быстродействующий клапан диаметром 210 мм После реконструкции аэродинамическая труба обеспечивала следующие параметры давление торможения 105Па, температура торможения 290 К, число Маха Мн~ 4, скоростной нанор 8000 Па, число Рейнольдса по диаметру сопла 1,5 10 6 Продолжительность рабочего режима до 0,25 с

,» , 1 11 1) • 1 1 I 2 1 0 -2 } -»ч — 1

• • 1 / / \

1 9 * / ( \

160

Рис 23 Аэродинамические характеристики модели «конус-цилиндр» Мн =3,95

В этих условиях с помощью тензометрических весов выполнялось ишерение аэродинамических сил, действующих на две модели типа «конус-цилиндп» Одна из моделей массой 282 1 крепилась к тетновссам по сооснол схсме и испьпывалась под уг (ами атаки от -30° до +30° При обработке результатов использовалась цифровая фильтрация с исключением частот свыше 70 Гц Дру1ая модель массой 4,4 г крепилась по схеме с боковой дерясавкой, что позволило выполнить измерения через 40° в диапазоне углов атаки от 0° до 160° В этом случае при обработке применялось простое осреднение получаемых результатов по времени режима На рис 23 показаны аэродинамические коэффициенты для легкой модели которые сравниваются с результатами расчетов (А П Шашкин, Т А Коротасва)

В рамках работ по экспериментальному исследованию характеристик прямоточных воздушно-реактивных двшателей (ПВРД) выполнены измерения ко)ффициенга расхода для эталонного осссимметричного воздухозаборника в диапазоне у*лов атаки от 0 до 28° Эксперименты выполнялись в импульсной аэродинамическом установке «Транзит» при Мн = 2,92 за время существования рабочего режима 0,04 с Использовалась обычная техника измерения расхода на выходе из мерного сопла модели с помощыо приемников полнот о и статическою давления Динамические погрешности прямых измерений достит али 10-15% Введение поправок по изложенной выше методике позволило получить среднее по времеьи зна тение коэффициента расхода при нулевом утле атаки воздухозаборника/= 0,97 со среднеквадратиче-ским отклонением 2% Проведенные испытания показали, что измерения расходных характеристик воздухозаборников могут выполняться в импульсных аэродинамических трубах с достаточно высокой точностью, близкой к точности аналоги шых испытании в аэродинамических трубах стационарного действия

Более простои и приемлемой в аэродинамических трубах кратковременное действия является методика определения абсолютного значения расхода воздуха через воздухозаборник по темпу нарастания давления в емкости, присоединенной к модели воздухозаборника Отработка методики на модели осесимметричного лобового воздухозаборника внутреннего сжатия была выполнена в импульсной установке "Транзит" при числах Маха потока Мн - 3 и Му - 4 В этих экспериментах расход воздуха измерялся одновременно двумя независимыми методами На выходе из модели было установлено расходомерное сопло, где измерялось

Г J

a fu

до f*P

Cr

-0,40

-0,20 -

-0,00

-0.20

-0,40 Cx

с торением

полное и статическое давление, по которым определялся коэффициент расхода. Кроме того, весь выходящий из модели воздух отводился в специальную емкость с объемом 32,3 дм3. Здесь расход определялся по скорости изменения давления в камере. Для вычисления dPjdl применялась аппроксимация экспериментальных данных степенными полиномами 6-ой степени Результаты измерении массового расхода по двум независимым методикам хорошо согласуются между собой. Различие в коэффициентах расхода не превышает 5%.

По предложению автора в импульсной трубе ИТ-301 ИТ11М СО РАН в 1979 г. впервые было выполнено исследование суммарных гягово-аэродйнамических характеристик модели гиперзвукового летательного аппарата с работающим ПВРД. В модели (рис. 24) использовался воздухозаборник конвергентного типа, который представлял собой секторную вырезку (с углом сектора 70") из осесимматричного течения сжатия. Расчетное число Маха для воздухозаборника Мн -■ 9. Расчетная степень геометрического сжатия захватываемой струи - 10. Камера сгорания двигателя имеет на входе уступ высотой 1 I мм для стабилизации пламени в рециркуляционной зоне за уступом. ТОПЛИВО (газообразный водород) подавалось из топливного бачка, расположенного внутри модели перст отверстия по потоку в верхней части уступа. Сопло модели представляет собой секторную вырезку из конического расширяющегося течения с углом наклона образующей 16" . Внутри модели размещалась автономная топливная система (с запасом газообразного водорода), малогабаритные датчики давления, узлы крепления модели, электро- и пневмотрассы.

Внешняя форма модели выбиралась из условия минимального волнового сопротивления. Боковые поверхности модели расположены в одной плоскости со стенками воздухозаборника и сопла и параллельны набегающему потоку при нулевом угле атаки Полная длина модели 630 мм, масса модели 5,3 кг.

Продолжительность существования рабочего режима в импульсной аэродинамической трубе ИТ 301 составляло около 0,05 с. В течение этого времени число Маха набегающего потока сохранялось постоянным (А/в = 7,9), тогда как давление воздуха в форкамерс трубы плавно уменьшалось от 50 - 60 МТТа до 7 - 10 МПа, температура торможения от 1809 -220« К до 900- 1200 К. число Ретшольдса от 2-10' до МО7 V».

Дик измерения аэродинамических сии модель подвешивалась в рабочей части трубы на двух -заостренных стальных линейках толщиной 0,5 мм и мотла бгз ограничений перемещаться по оси потока на 30 - 40 мм. В каждом опыте при помощи скоростной киносъемки фиксировалось осевое перемещение модели, по которому вычислялась суммарная аэродинамическая сила, действующая на модель по оси потока, В опытах без подачи топлива коэффициент сопротивления модели не менялся по времени режима и составлял в среднем Сх~- 0,4!. При Додаче и горении водорода на траектории движения модели через 25 - 30 мс от начала рабочего режима трубы появляется точка перегиба, которая означает, что вместо силы сопротивления на модель начинает действовать сила тяги. Величина коэффициента суммарной избыточной гаги доходила до величины С& - 0,3. Предполагалось, что погрешность измерений аналогична гю)решггости модельных расчетов, где она не превышала 20%.

Для наглядной демонстрации образования избыточной силы тяги перемещение модели

Риг.. 24. Реализация тяги при испытаниях модели ГЛЛ с ПВРД в импульсной аэродинамической трубе ИТ-301.

назад no потоку в нескольких опытах было ограничено специальным упором. В этом случае модель пойле подачи водорода начинала двигаться под действием тяги вперед против набегающею потока воздуха, проходя за время эксперимента расстояние до 5 мм от своего нейтрального положения.

В каждом опыте измерялись величины статического давления на поверхности внутреннего контура дпитательного тракта. № распределения давлений видно, чго при подаче и самовоспламенении водорода давление н камере сгорания и в сопле модели повышалось в 5 - 7 раз, за счет чего образовывалась внутренняя тяга двигателя. Величина коэффициента внутренней тяги двигателя достигала в опытах значения С™ = 0,8. Сравнение полученной внутренней тяги с известными экспериментальными данными для других моделей показывает высокую достигнутую эффективность работы испытанного двигателя.

Теоретические и экспериментальные результаты данной работы показали осуществимость и эффективность направления исследований суммарных аэродинамических характеристик гмперзиуковых летательных аппаратов о ПВРД - путем испытаний моделей с работающей двигательной установкой и одновременным моделированием внешнего обтекании в аэродинамических трубах кратковременного действия.

В следующей работе исследовались возможности и проблемы при проведении испы тании ПВРД с горением твердых тон ли в н установках кратковременного действия. Осесимметричная модель ПВРД ТТ была выполнена з виде тонкостенного цилиндра диаметром 30 мм и длиной 153 мм (рис. 2?) Передний торец цилиндра образует лобовой воздухозаборник диаметром 15 мм. В камере сгорания модели располагался заряд Твердого топлива в виде цилиндрической шашки диаметром 24x18 мм и длиной 27 мм. Внутренний канал модели заканчивался коническим соплом. Модель располагалась в потоке под нулевым углом атаки на двух пилонах, прикрепленных к ген зочувствите ль ному элементу, который позволял измерять осевую аэродинамическую силу.

Опыты были выполнена в установке «Транзит» при Мн 2,95; температуре торможения до 700 К и давлении торможения 25 - 30 бар. Перед экспериментом в модели устанавливался заряд твердого топлива и электрический воспламенитель (пиропатрон). Затем по команде от системы синхронизации срабатывал воспламенитель, который гюджигаи заряд внутри модели. Через несколько секунд производился пуск трубы и поток воздуха, вытекающий из форкаме-ры через сопло, в течение 0,3 с обтекал модель с горящим зарядом. В это время быстродействующая цифровая измерительная система производила регистрацию измеряемых сил и давлении. После окончания рабочего режима трубы происходило догорание заряда в модели.

Результаты испытаний показали, что во время обдува модели сверхзвуковым потоком воздуха горение топлива приводило к увеличению (в 2 4 раза) давления в камере сгорания и в сопле модели, тогда как давление в воздухозаборнике оставалось практически постоянным- Различные составы твердого топлива давали при горении различную картину изменения давления в камере сгорания: устойчивое горение, пульсирующее давление, горение е нарастающей интенсивностью н полное прекращение горения во время пуска. Измерения осевой силы показали, что сопротивление модели (вместе с поддерживающими пилонами) уменьшалось при горении топлива на 30 - 40 % (рис, 25). Отработанная технология испытаний малогабаритных моделей ПВРД ТТ в импульсном режиме оказалась достаточно эффективной дня проведения поисковых экспериментов в широком диапазоне определяющих параметров.

__

. J.

n '¿I -J | гГ

I №2 «и*

О 50 10Q 150 200 мс Рис. 25. Намерение сопротивления работающего ПВРД "IT

Основной целью создания гиперзвуковой аэродинамической грубы АТ-ЗОЗ было расширение возможностей моделирования в наземных условиях условий гиперзвукового полета ;шя исследования фундаментальных и прикладных проблем, относящихся к разработке ГЛА с ПВРД. Труба создавалась с учетом накопленного о!гыта испытаний в трубах кратковременного действия, в том числе и опыта испытаний работающих гиперзвуковьгх ПВРД. Поэтому сразу же после монтажа и отладки аэродинамической грубы АТ-ЗОЗ и не ¡г были начаты исследования моделей ГПВРД с горением. Первые испытания модели ГПВРД были выполнены в 2002 году при числе Маха набегающего потока Мн ~ 8 и в диапазоне чисел Рейнольдеа от Re/ - 2,7- 10й до 4,0-101 1/м. Давление торможения потока около 400 бар, температура торможения 1200 К. Основным направлением этого цикла работ была демонстрация возможности применения новой трубы для проведения испытаний моделей ГПВРД с горением.

Схема испытываемой модели показана на рис. 26. Ис пользуется трехмерный

воздухозаборник с передним горизонтальным клином (12,5°) и двух наклонных боковых клиньев (по 10й). Геометрическая степень сжатия в горле - 10. Внутренний канал

воздухозаборника и камеры сгорания имеет прямоугольное поперечное сечение. Камера сгорания имеет участок постоянного сечения длиной 155 мм и расширяющий под углом 2° участок длиной 160 мм. На начальном участке камеры сгорания установлены два ряда клиновидных вертикальных пилонов для инжекции газообразного водорода. Через первый ряд Подавалось 55,5% расхода горючего, через второй - 45,5%. Сопло образовано плоскими стенками и обеспечивает расширение выходной струи в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Внутри модели измерялось статическое давление в плоскости симметрии модели на нижней и верхней поверхностях канала (25 точек), и тепловые потоки ( 1S точек) калориметрическими датчиками.

Анализ результатов, выполненный ГО П. Гунько, показал, что в опытах с подачей водорода через 5-7 мс после запуска трубы давление в камере сгорания выходит на уровень, соответствующий режиму в испытаниях без горения Через 15 мс происходит самовоспламенение водорода и после этого на интервале времени 15-25 мс реализуется режим сверхзвукового горения. Интервал времени 27 44 мс соответствует режиму горения с термическим псевдоекачком, при котором происходит постепенное повышение давления в диффузоре воздухозаборника, но возмущения давления не вымолят вперед на участок внешнего сжатия. Спустя примерно 55 мс после запуска трубы расход набегающего потока воздуха резко уменьшается и процесс горения и модели прекращается

Основные результаты главы 5:

¥шраСдагатдаые газодинамические установки кратковременного дейстаяи и методы испытании в них опробованы при выполнении ряда экспериментальных программ, в которых были получены следующие научные результаты:

папоны подачи горнею

Рис 26. Распределение давлений при горенки а модели ГТГОРД.

- измерения поля создаваемого потока в диапазоне от Ми = 8 до Мн = 20 и тестовые испытания эталонной модели НВ-2 при числах Маха Л///=10 и Мн~ 15 показали высокие метрологические свойства новой трубы АТ-303 и ее измерительного комплекса,

- показано сильное вяияпие вязкости и зпачителыюе перераспределение давлений и тепловых потоков в зоне отрыва на модели «гиперболоид вращения» при изменении числа Рей-нольдса,

- получены аэродинамические характеристики возвращаемых летательных аппаратов в диапазоне чисел Маха при натурных значениях чисеч Рейнольдса,

- уточнена методика исследования процессов разделения тел в сверхзвуковом потоке и отработана техника многокомпонентных измерений аэродинамических сил в трубе кратковременного действия «Транзит-М»,

- получена высокая точность измерения расходных характеристик при испытаниях эталонных воздухозаборников в установке кратковременного действия,

- выполнены измерения тягово-аэродипамических характеристик работающего ПВРД в импулъснои аэродинамически» трубе и впервые получена гяга, превышающая сопротивление,

- отлажепа методика и проведены испытания в установке кратковременного действия прямоточного двигателя с горением твердого топлива,

- выполнены измерения распределения давлений и тепловых потоков при испытания модели ГПВРД с горением водорода в новой гиперзвуковой трубе АТ-303

В Заключении диссертации сформулнровапы основные выводы работы.

1 Из сопоставления необходимых и достижимых условий для испытаний перспективных пшерзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями в наземных условиях сделан вывод о перспективное га применепия установок кратковременного действия для такого рода испытаний Выполнен аналитический обзор перспектив применения и направлений развития современных газодинамических установок кратковременного действия Предложены пути совершенствования конструкций установок, обеспечивающие расширение диапазона их применимости

2 Получены теоретические и экспериментальные обоснования применимости гипотезы квазистационарности, выбранной для расчета рабочих и переходных процессов в газодинамических установках кратковременного действия В частности, показано, что характеристики рабочего потока в импульсной аэродинамической трубе можно рассчитывать с помощью квазистационарных соотношений, а рабочие характеристики реальных газодинамических устройств импульсного действия хорошо согласуются с результатами квазистационарных расчетов

3 На основе гипотезы квазкстационаррости разработаны методика расчета переходных процессов при запуске аэродинамической трубы с камерой Эйфеля и методика расчета процесса заполнения вакуумной емкости для установки кратковременного действия

4 В соответствии с предложенными принципами повышения эффективности газодинамических установок кратковременного действия разработаны и созданы новые установки «Транзит», «Транзиг-М», МАУ, а также уникальная гиперзвуковая труба адиабатического сжатия АТ-303, которые обеспечивают проведение газодинамических экспериментов в широком диапазоне определяющих критериев моделирования и, в частности, проведение испытании ГЛА с ВРД

5 Разработаны п подготовлены к реализации проекты установок следующего поколения гиперзвуковой трубы адиабатического сжатия АТ-304 и трансзвуковой криогенной трубы кратковременного действия

6 Предложен способ получения гиперзвукового потока, заключающийся в отводе тента от сверхзвукового потоха в канале постоянного сечения

7 Разработаны методики выполнения основных измерепий в быстропротекающем газодинамическом эксперименте и в том числе

выбраны, проверены и внедрены в практику методы расчета параметров создаваемого потока с высокими параметрами тормо-кения, учитывающие реальные свойства рабочего газа, получьны соотношения для вычисления погрешностей при определении параметров потока,

предложен и апробирован способ динамического измерения давлении в установках кратковременного действия, включающии методику учета инерционности пневмотрасс,

выполнен анализ возможностей различных способов измерения аэродинамических сил в динамическом режиме, разработаны и опробованы в эксперименте способы измерения сил с использованием свободно-перемещающейся модели,

предложена и опробована методика учета динамических погрешностей, возникающих при испытаниях воздухозаборников,

- разработаны и внедрены в практику различные варианты систем автоматизации научных исследований и, в частности, современная система управления и измерительная система для ьрупиомасш габной аэродинамической установки кратковременного действия

8 Разработанные газодинамические установки кратковременного действия и методы испытании в них исггользовачьт при выполнении ряда экспериментальных программ, в которых были получены следующие научные результаты

- показано сильное влияние числа Рейнольдса на распределение давлений и тепловых потоков в зоне отрыва на модели «гиперболоид вращения»,

получены аэродинамические характеристики возвращаемых летательных аппаратов в диапазоне чисел Маха при натурных значениях чисел Рейнольдса,

- получены расходные характеристики эталонных воздухозаборников при испытаниях в установке кра1ковременного действия,

- выполнены эксперименты по измерению тягово-аэродинамических характеристик работающего ПВРД в импульсной аэродинамической срубе, в которых впервые получена тяга двигателя, превышающая его сопротивление,

отлажена методика и проведены испытания в установке кратковременного действия прямоточного двигателя с горением твердог о топлива,

выполнены измерения распределения давлений и тепловых потоков при испытания модели Г ПВРД с горением водорода в новой гипер звуковой трубе АЛ-303

Основное результаты диссертации изложены в следующих публикациях:

1 Дмитриев В А, Заголока ВВ, Звегинцев В И Весовые испытания тяжечых моделей в импульсной аэродинамической трубе // Изв СО Ail СССР Сер течи наук 1978 №3, выл 1 С 32 - 38

2 Dimtnev V А , Zatoloka V V , Zvegmtsev V I Вз1апсе Testing of Heavy Models m an Impulse (Hot-Shot) wtnd Tunnel//Fluid Mechanics - Soviet Research 1979 Vol 3,No 1 P 119-121

3 Струминскии В В , Затолока В В , Антонов А С , Бошенятов Б В , Воронов Г М , Гилязет-динов Б Н , Гольдфельд М А , Дмитриев В А , Звегинцев В И , Яростаацев МИ О моделировании турбулентного пограничного слоя в импульсных аэродинамических трубах в широком диапазоне изменения основных параметров потока // Механика турбулентных потоков Труды Всесоюз конф по проблемам турбулентных потоков жидкости и газа Жданов, 7 -10 еент 1977 М Наука,1980 С 248- 258

4 Ведерников Г Л , Звегинцев В И Метод измерения сил при испытаниях в импульсной аэродинамической грубе // Изв СО АН СССР Сер тсхн наук 1981 №13, вын 3 С 58 -64

5 Звегинцев В И , Седельников А И Применение метода регуляризации для учета инерционное си пневмотрасс//Изв СО АН СССР Сер техн паук 1987 №18, пыл 5 С 36-42

6 Звегинцев В И , Седельников А И Учет эффектов нестационарности при испытаниях воздухозаборников в импульсных аэродинамических трубах // Изв СО АН СССР Сер техн наук 1988 №15, вып 4 С 63-69

7 Звегинцев В И, Шашкин А П О квазистационарности потока в импульсных аэродинамических трубах//Изв СО АН СССР, сер техн наук, №18, вып 5, 1988 -С 54-59

8 Звегинцев В И Применение импульсных аэродинамических труб при М < 8 // И ¡в СО АН СССР Сер техн наук 1990 Вып 5 С 129-134

9 Патент РФ №2023228 от 7 08 92 5F28 G1/16 Пневмоимпульсный генератор для очистки поверхностей / Звегинцев В И //БИ № 21, опубл 15 11 94, С 137

10 Звегинцев В И Экспериментальное исследование тягово-аэродинамических характеристик работающего ПВРД в импульсной аэродинамической трубе // Сибирский физико-технический журнал 1993 №2 С 37-40

11 Zvegmtsev V I Fxpenmental studies of aerodynamic performances of hypersonic scramjet m impulse hot-shot wind tunnel // AIAA/SAE/ASME/ASEE 29,h Joint Propulsion Conference and Exhibit, June 28 - 30, 1993, Monterey, CA, USA AIAA 93-2446 -4 p

12 Звегинцев В И , Кисель Г А Измерение расходной характеристики воздухозаборника в импульсной аэродинамической трубе // Моделирование в механике Т 7(24), №4 Новосибирск 1993 С 90-99

13 Бродецкий МД , Васенев Л Г , Звегинцев В И и др Методы аэрофизического эксперимента Лабораторный практикум 4 1/ Под ред А М Харитонова Новосибирск Ново-сиб гос техн ун-т, 1995 278 с

14 Zvegmtsev VI, Omelacv A I Elaboration of cryogenic transonic short-duration wind tunnel at 11 AM // AGARD FDP Symposium "Aerodynamics of wmd tunnel circuits and their components". Stpt 30-Oct 3, 1996, Moscow, Russia Quebec, Canada Comm Group Inc , 1997 P 13-1- 13-9

15 Патент РФ №2113287 от 31 07 96 B08 B5/02 Пневмоимпульсное устройство для очистки внутренней поверхности трубопроводов / Звегинцев В И // Бй № 17, опубл 20 06 98, С 205

16 Патент РФ №2101691 от 31 01 1996, G01 М9'00 Способ получения I ипер шуково! о потока / Звегинцев В И /7 БИ № 1, оиуб i 10 01 98, С 385

17 Chirkasnenko V F Shevchcnko А М , Zvegmtsev V I Pitot Pressure Dynamic Measurements in Impulse Wind Tunnel // Intern Conf on the Methods of Aerophys Research Proc P II Novosibirsk, 1996 P 52-57

18 Звегинцев В И , Мажуль И И Новый подход к созданию гиперзвуковых потоков с натурными значениями числа Рейнольдса//Сибирский физико-тсхническии журнал 1998 Т 5, №1 С 15-20 (Zvegmtsev V I, Mazhul I 1 Anew approach to creating hypersonic flows with teal flight Reynolds number //Thermopbysics and Aeromechanics 1998 V 5, No 1 P 15-20)

19 Khariionov A M , Topchian M E , Zvegmtsev V I Simulation of hypersonic scramjet-povvered flying vehicles m adiabatic compression facilities with pressure multipliers // 20th AIAA Advanced Measurement and Ground Testing Technology Conference Albuguerque, NM, USA, lune 15- 18, 1998 AIAA 98 2497 8 p

20 Khantonov A M , Shyshov \ I, Vyshenkov Ju I, Topchian M Ь , Zvegmtsev V 1, Rychkov V N, Mcschcrjakov A A Pinakov V I SimulaPon of hypersonic scramjet-powered flymg vehicles m adiabatic compiession facilities with pressure multipliers // Proc of the 3,d bjropean Symposium on Aerothermodynanncs for Space Vehicles, ESTEC, The Netherlands, Nov 24 -26, 1998 FSASP-426 Nooidwijk, 1999 P 511-515

21 Звешпцев В VI, Поздняков Б А , Чиркашенко В Ф Применение импульсной кольцевой ¡азовой струи для очистки химического реактора // Химическая промышленность 1999 №3(189) С 55-58

22 Патент РФ №2168118 от 03 06 99 BOS В15/00 Устройство для очистки поверхностей от пыли / Аксенов В А Звегинцев В И , Овчинников А А , Рязановский Д В , Чиркашенко В Ф , Ядров В И '/ БИПМ № 15, опубл 27 05 2001, С

23 Звегинцев В И , Чиркашенко В Ф Пневмоимпульспые технологии для промышленных применений Новосибирск 2002 40 с (Препринт / ИТ ПМ СО РАН, №4-2002 )

24 Kbaritonov A M , Zvcgmtsev V I, Fomin V M , Topchian M E , Mcshcheriakov A A , and Pi-nakov VI New-Generation Hypersonic Adiabatic Compression Facilities with Piessure Multipliers /7 Progress in Astronautics and Aeronautics Vol 198 Advanced Hypersonic Test Facilities AIAA, USA, VA, 2002 P 585 - 619

25 Патент РФ №2225761 от 10 06 2002 7 B08 B5/02 Способ пневмоимпульсной очистки внутренней поверхности жидкостной отопительной системы и устройство для ею осуществления / Звегинцев В И , Чиркашенко В Ф , Голов В К // БИПМ № 8,онубл 19 03 2004, С 689

26 Goonko Y Р , Khantonov А М , Mazhul 11, Zvegintstv V I, Nalivaichenko D G , Chirka-shenko V F Investigation of a Scramjct Model at Hypersonic Velocities and High Reynolds Numbers // И'1* AIAA/AAAF International Conference "Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies', 29 Sept - 4 Oct 2002, Orleans, France, AIAA - 2002-5273 - 9 p

27 Звегинцев В И , Паикова М А Исследование метрологических свойств датчиков давления в экстремальных условиях//Приборы и техника эксперимента 2003 Т 46, №2 С 135 — 140 (Zvcgmtsev VI and Paikova М A Metrological Properties ol Pressure Gages in Extreme Conditions /' Instruments and Experimental Techniques 2003 Vol 46, No 2 P 265 - 270 )

28 Гунько Ю П , Звегинцев В И , Мажуль И И , Налнвайченко Д Г , Турко И С , Харитонов А М , Чиркашенко В Ф Испытания модели гчперзьукового прямоточного двигателя в аэродинамической трубе при больших чистах Маха и Рейнольдса // Теплофизика и аэромеханика 2003 Т 10, V°3 С 321 -345

29 Патент РФ №2288788, от 27 12 2004 В08 В5/02 Способ очистки внутренней новерхчосш нефтегазовых труб от асфальтено-смолопарафиновых отложении / Звегинцев В И , Новиков А В , Чиркашенко В Ф // БИПМ № 34, опуол 10 12 2006 С 438

30 Аульченко С М , Замураев В П , Звегинцев В И , Чиркашенко В Ф Численное моделирование нестационарной газовой струи создаваемой импульсным генератором И Инженер-ио-физическии журнал 2005 Т 7«, №2 С 145-151

31 Khantonov А М , Zvegmtsev V I, Vasenev L G , Cbirkashenko V F Commissioning and Acceptance Testing of the new Hypersonic Wind Tunnel at IT AM // AIAA/CIRA 13 th international Space Planes and Hypersonics Systems and Technologies Conference, 16-20 May 2005, Centro Itahano Ricerche Aerospaziali (CIRA), Capua, AIAA 2005-3328 - 17 p

32 Харитонов A M , Звег инцев В И, Васенсв Л Г , Кураева А Д , Налнвайченко ДI , Новиков А В , Пайкова М А , Чиркашенко В Ф , Шахматова Н В , Шпак С И Исследования характеристик гиперзвуг овой аэродинамической грубы АТ-ЗОЗ Ч 1 По 1я скоростей /' Теплофизика и аэромеханика 2006 Т 13, №1 С 1-17

33 Адамов Н П Васенев Л Г, Звегинцев В И , Мажуль И И , Наливай генко Д Г , Новиков А В , Харитонов А М , Шпак С И Исследования характеристик гиперзвуковои аэродинамической трубы АТ-ЗОЗ Ч 2 Аэродинамика эталонной модели НВ-2 Тепчофизика и аэромеханика 2006 Т 13, №2 С 173- 188

34 Адамов Н П , Бродецкин М Д, Васенев Л Г , Звегинцев В II, Мажуль И И , Харитонов А М , Пола Ж , Маиларт Дж, Кордулла В Исследования аэродинамики возвращаемых аппаратов при натурных значениях чисел Рейнольдса // Теплофизика и аэромеханика 2006 Т 13, №3 С 341 -351

35 Васильев А А , Звегинцев В И , Налнвайченко Д Г Детонационные волны в сверхзвуковом потоке реагирующей смеси // Физика горения и взрыва 2006 Г 42, №5 С 85-100

36 Звс! инцев В И Харитонов А М , Чиркашенко В Ф , Чибисов С В , Фтетчер Д, Парис С Характеристики гипербоюида вращения с юбкой при больших числах Рейнольдса // Теплофизика и аэромеханика 2006 7 13 №4 С 531 -539

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. Газодинамические установки кратковременного действия и их применение в аэродинамическом эксперименте

1.1. Проблемы испытаний гиперзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями

1.2. Газодинамические установки кратковременного действия - перспективное направление для моделирования ГЛА с ПВРД в наземных условиях

1.3. Современные газодинамические установки кратковременного действия 5 О

1.4. Направления совершенствования установок кратковременного действия 56 Основные результаты главы 1 59 Литература к главе

ГЛАВА 2. Теоретические аспекты рабочего процесса газодинамических установок кратковременного действия

2.1. Расчет нестационарной импульсной газовой струи

2.2. Квазистационарный подход при анализе газодинамических процессов в установках кратковременного действия

2.3. О применимости гипотезы квазистационарности при описании течения в импульсных аэродинамических трубах

2.4. Исследование процесса запуска аэродинамической установки с камерой Эйфеля и с выхлопом в атмосферу

2.5. Исследование процесса заполнения вакуумной емкости

2.6. Применение квазистационарных методов расчета при конструировании импульсных газодинамических устройств

2.7. Анализ конструкций и рабочих характеристик установок адиабатического сжатия газа 106 Основные результаты главы 2 111 Литература к главе

ГЛАВА 3. Опыт разработки и создания газодинамических установок кратковременного действия

3.1. Газодинамическая установка «Транзит»

3.2. Модельная аэродинамическая установка MAY

3.3. Проект аэродинамической трубы кратковременного действия с числом Маха потока от 2 до

3.4. Импульсная аэродинамическая труба «Транзит - М»

3.5. Гиперзвуковая аэродинамическая труба АТ

3.6. Проект трансзвуковой криогенной трубы

3.7. Способ повышения числа Рейнольдса в гиперзвуковом потоке 183 Основные результаты главы 3 187 Литература к главе

ГЛАВА 4. Вопросы измерений в быстропротекающем газодинамическом эксперименте

4.1. Анализ требований к измерительным системам в газодинамических установках кратковременного действия

4.2. Учет реальных свойств газов при расчетах характеристик высокоэнергетических газодинамических установок

4.3. О точности определения параметров потока в газодинамических установках с высокими параметрами торможения

4.4. Динамическая погрешность пневмотрасс

4.5. Динамические методы измерения давления

4.6. Динамические погрешности при испытаниях воздухозаборников

4.7. Весовые измерения в установках кратковременного действия

4.8. Система автоматизации эксперимента современной аэродинамической установки кратковременного действия АТ-303 261 Основные результаты главы 4 265 Литер атура к главе

ГЛАВА 5. Применение установок кратковременного действия для исследования проблем газотермодинамики перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов

5.1. Исследование поля скоростей и тепловых потоков в гиперзвуковом коническом сопле

5.2. Аэродинамические характеристики эталонной модели НВ

5.3. Характеристики модели «гиперболоид вращения с юбкой» в диапазоне значений числа Рейнольдса

5.4. Исследования аэродинамики возвращаемых летательных аппаратов при натурных значениях чисел Рейнольдса

5.5. Многокомпонентные измерения аэродинамических сил в трубе кратковременного действия "Транзит-М"

5.6. Исследование процессов разделения тел. Модификация метода CST

5.7. Измерение расходной характеристики эталонного воздухозаборника в установке кратковременного действия

5.8. Измерение характеристик воздухозаборника методом присоединенной емкости

5.9. Экспериментальное исследование тягово-аэродинамических характеристик работающего ПВРД в импульсной аэродинамической трубе

5.10. Испытания прямоточного двигателя твердого топлива в аэродинамической установке кратковременного действия

5.11. Испытания модельного ГПВРД в новой гиперзвуковой трубе АТ-303 315 Основные результаты главы 5 320 Литература к главе

Исследования по проблемам полета с гиперзвуковой скоростью в атмосфере Земли интенсивно проводятся в ведущих странах мира начиная с 50-х годов прошлого столетия в связи с появлением межконтинентальных баллистических ракет и выходом человека в космос. Проводимые исследования по конечным целям, в соответствии со сложившейся практикой развития техники сверхскоростных полетов, разделяются на два направления: а) обеспечение задач современной космонавтики. Все космические летательные аппараты, созданные к настоящему времени, выполняют кратковременный гиперзвуковой полет в атмосфере во время выхода на орбиту или спуска на землю. Однако атмосфера в ракетостроении рассматривается как враждебный противодействующий фактор для полета. На рис. 0-1 показаны типичные траектории полета различных гиперзвуковых аппаратов в атмосфере Земли. Из рисунка можно видеть, что ракетный старт и вывод на орбиту предполагают быстрый подъем на большую высоту при сравнительно небольших скоростях полета. При возвращении космических аппаратов с орбиты основное торможение по условиям допустимых перегрузок происходит также на большой высоте. И только головные части баллистических ракет (МБРР), выполняя специфические задачи, входят в атмосферу с огромной скоростью. Основным содержанием исследований этого направления является кратковременная защита летательного аппарата от неблагоприятного теплового или силового воздействия воздуха. Как показала практика, данный подход позволил при ограниченных научных и технологических возможностях быстро достичь впечатляющих результатов за счет огромных материальных затрат. б) создание новых гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), способных выполнять продолжительный полет в атмосфере и использующих воздух для обеспечения своего полета. При полете ГЛА атмосферный воздух используется для работы силовой установки (воздушно-реактивного двигателя - ВРД) и для создания подъемной силы. За счет этого принципиально повышается экономическая и техническая эффективность скоростных летательных аппаратов, что открывает новые перспективы их использования. Задачей перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) является продолжительный полет с большой скоростью в атмосфере Земли и рассматриваемые траектории их полета (см. рис. 01) заведомо предполагают огромные динамические и тепловые нагрузки на летательный аппарат. На рис. 0-2 показаны тяговые характеристики прямоточных двигателей, использующих атмосферный воздух в качестве окислителя. Видно, что в диапазоне М = 5 - 15 прямоточные двигатели на порядок эффективнее существующих ракетных двигателей и это обстоятельство является основным побудительным мотивом для их разработки.

Применение атмосферного воздуха является основой современной авиационной техники, освоившей диапазон скоростей до М = 3. В то же время разработка ГЛА с ВРД для диапазона скоростей от М = 5 до М = 20 представляет собой новую и весьма трудную задачу в силу новизны и сложности возникающих аэрогазодинамических и теплофизических проблем, требующих получения новых знаний и накопления достаточного научного задела в самых различных областях фундаментальных и прикладных наук. Именно недостаток знаний создает ситуацию, когда все разработки в области ГЛА до сих пор носят в основном поисковый характер. Основным направлением работ по данной тематике в настоящее время остается накопление научного и технического потенциала, отработка методов исследования, получение результатов при решении отдельных задач, которые в дальнейшем будут служить основой создания реальных конструкций ГЛА.

Перечень конструкций и областей применения ГЛА, предлагаемых для практической реализации, непрерывно расширяется и конкретизируется. Однако реализация подобных проектов в значительной степени зависит от успешного решения задач аэротермодинамики планера, газодинамики и процессов горения и смешения в воздушно-реактивных двигателях, от выбора оптимальной компоновки планера, воздухозаборника соплового блока. Создание гиперзвуковых аппаратов невозможно без проведения большого объёма предварительных исследований для накопления опыта и практики в области возвращения крылатых космических аппаратов. Результаты таких исследований должны способствовать накоплению знаний для разработки реальных конструкций возвращаемых аппаратов и носителей многоразового использования на базе надежных аргументов, подтверждающих их экономические и эксплуатационные параметры.

Степень готовности научно-технического потенциала постоянно проверяется путем разработки отдельных проектов, направленных на изучение возможностей практической реализации ГЛА с ВРД. Среди наиболее значимых проектов национального масштаба можно отметить: «HRE» (США, 1964 - 1976 т.); «Спираль» (Россия, 1965 - 1979 г.т.); «Хотол» (Англия, 1982 - 1988 г.г.); «Зенгер» (Германия, 1984- 1987 г.г.); «NASP» (США, 1985 - 1993 г.г.); «Ту-2000» (Россия, 1986 - 1992 г.г.). Все отмеченные проекты были остановлены без достижения конечной цели в виде реально летающих образцов.

В последнее время основным направлением работ по ГЛА считается создание небольших модельных летательных аппаратов (демонстраторов), которые в реальном полете могут продемонстрировать достигнутый уровень знаний и технологий. Основными успешными проектами этого направления являются: «Бор» (Россия, 1969 - 1988 г.г.); «Холод» (Россия, 1991 - 1999 г.г.); «Нурег-Х» (США, 2000 - 2005 г.); «Hyshot» (Австралия, с 2001 г.).

Параллельно с разработкой и испытаниями небольших демонстрационных аппаратов в различных странах ведутся активные работы по созданию крылатых управляемых ракет с использованием новейших достижений гиперзвуковых технологий. Большая скорость полета таких ракет создает проблемы их обнаружения и перехвата для обороняющейся стороны. Предполагается, что гиперзвуковые ракеты появятся на вооружении армии США к 2010 г.

Успешные результаты, полученные при выполнении реальных полетов указанных выше демонстраторов и крылатых ракет, свидетельствуют о высокой степени готовности различных стран к созданию реальных образцов ГЛА. Можно ожидать, что главные научно-технические проблемы, возникающие при создании ГЛА, будут полностью решены к 2020 году.

Тематика и направления научных и технических задач, относящихся к созданию ГЛА, известны уже более 40 лет. Из перечня этих работ видно, что для создания ГЛА специалисты должны сосредоточить свои усилия на разработке аэродинамики аппарата, входного устройства двигателя, камеры сгорания, конструкционных материалов, топлива, стартового ускорителя и бортовых систем (обнаружения и сопровождения цели, управления полетом). Для производства ГЛА потребуются новые технологии, в частности, для получения высокоэнергетических видов топлива, создания высокоскоростных двигателей многоразового использования, материалов, выдерживающих высокие температуры, а также систем охлаждения и управления полетом. Необходимо, кроме того, тщательное изучение проблем динамики полета, в том числе взаимного влияния на траекторию полета управляющих поверхностей планера и режимов работы двигательной установки.

Кроме множества технических проблем, относящихся к созданию гиперзвуковых летательных аппаратов, остаются нерешенными ряд фундаментальных научных проблем аэротермодинамики гиперзвукового полета и, в частности, точное предсказание аэротермодинамических характеристик и теплозащиты летательных аппаратов в широком диапазоне полетных условий. Проблемы теплозащиты для аэрокосмической техники, снижения сопротивления трения при полете в значительной степени характеризуются состоянием пограничного слоя на поверхностях летательного аппарата. Приемлемый уровень аэродинамических и тепловых характеристик перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов обеспечивается посредством тщательного исследования и оптимизации формы и теплозащиты аппарата применительно к различным условиям полета.

Численные методы решения этих задач пока ещё ограничены, а их создание и развитие в ряде случаях сдерживается отсутствием надёжных экспериментальных данных, которые в полной мере удовлетворяли бы требованиям верификации выбранных моделей и методов вычислительной аэрогазодинамики. Вычислительные методы (CFD) являются важным компонентом при конструировании летательных аппаратов, но тщательная проверка используемых здесь методов и моделей должна быть основана на сравнительном анализе численных и экспериментальных результатов и должна всегда выполняться.

Поскольку в лабораторных условиях пока ещё не модулируются эффекты реального газа, процессы нагрева конструкций и горения в двигателях, во всех ведущих странах выполняется разработка и создание экспериментальных демонстраторов. Это беспилотные летательные аппараты, запускаемые с Земли или осуществляющие планирующий спуск с орбиты на поверхность Земли. Демонстраторы позволяют проверять в реальных условиях все новые концепции и решения, которые заложены на стадии проектирования и исследований. Так, например, в национальной программе ВКС США NASP предусматривалось создание экспериментального самолёта Х-30. В 2004 году был выполнен первый успешный полет с работающим ГПВРД демонстратора Х-43А по программе "Hyper-Х". Аналогичный проект под названием «ИГЛА» разрабатывался в России. Совместный проект Франции и России (ЦИАМ и ЛИИ) был направлен на разработку экспериментального возвращаемого демонстратора ARES. Аэродинамические характеристики модели космического демонстратора ARES в диапазоне чисел Маха были определены в гиперзвуковой аэродинамической трубе ИТПМ СО РАН. В настоящее время сотрудничество продолжается в рамках европейской программы FLPP (Future Launch Preparatory Program). Главные задачи намечаемых летных экспериментов сконцентрированы на критически важных аспектах аэродинамики: аэродинамических нагрузках, продольной и поперечной полетной устойчивости, эффективности элеронов, взаимодействию скачков уплотнения, поведению пограничного слоя, термическом нагреве и т.д. Результаты решения этих задач, несомненно, будут востребованы для окончательного подтверждения аэротермодинамических расчетов при конструировании будущих гиперзвуковых аппаратов.

Полетные демонстраторы являются необходимым инструментом для полного подтверждения принятых технических решений, однако в то же время они представляют собой наиболее дорогой путь для исследований и проверок. Стоимость летных экспериментов и затраты на изготовление опытных летательных аппаратов очень велики. Поэтому летный эксперимент должен оставаться финальной интегрирующей фазой процесса разработки.

Основной упор должен быть сделан на максимальное использование возможностей наземной экспериментальной и вычислительной техники. Разумное сочетание численных и экспериментальных методов исследования является наиболее эффективным. До начала любых полетных экспериментов необходимо в максимальной мере использовать наземные возможности испытаний. Следует напомнить, что перед первым полетом Space Shuttle в аэродинамических трубах были выполнены более чем 100 ООО часов испытаний и, как показывает практика, это время будет расти по мере роста сложности новых летательных аппаратов.

Основными инструментами для получения новых знаний в рассматриваемой области в настоящее время остаются экспериментальные исследования в наземных установках, моделирующих условия натурного полета. В наземных установках могут быть исследованы:

• Стационарные и нестационарные аэродинамические характеристики летательного аппарата вместе с силовой установкой в широком диапазоне условий полета. Характеристики обтекания отдельных элементов фюзеляжа и силовой установки. Оптимальные аэродинамические формы и компоновки.

• Ударно-волновые газодинамические структуры вокруг аппарата и его элементов. Взаимодействие скачков с поверхностью аппарата. Изменение давления в свободном потоке и на поверхности модели.

• Теплопередача от потока к поверхности модели. Применение и эффективность активной теплозащиты. Взаимодействие скачков с пограничным слоем на поверхности. Ламинарнотурбулентный переход в пограничном слое, как натуральный, так и вызванный искусственными путем.

• Характеристики перспективных силовых установок, в частности, ГПВРД или комбинированных двигателей. Организация и характеристики процессов горения в дозвуковых и сверхзвуковых потоках. Внутренние течения по тракту двигательной установки. Характеристики воздухозаборников и сопел BP Д.

• Вопросы интеграции планера и силовой установки с целью получения оптимальных геометрических и тягово-экономических характеристик.

Известно, что развитие технических наук определяется развитием экспериментальной базы для научных исследований. Долгое время существовал односторонний взгляд на проблему аэродинамических испытаний. Предполагалось, что испытания можно проводить только в стационарных условиях. Начиная с первых аэродинамических труб и до 50-х годов, все аэродинамические установки были установками продолжительного действия, в которых время существования режима на порядки превышало характерные времена исследуемых процессов. С началом космической эры стало ясно, что существующие установки не могут удовлетворить требованиям моделирования условий высокоскоростных полетов. Поэтому в 50-х годах стали интенсивно развиваться установки кратковременного действия, и, в первую очередь, ударные трубы, в которых на короткое время можно было создать поток газа с экстремально высокой температурой. Основными направлениями исследований в таких установках было моделирование физико-химических процессов, происходящих при больших скоростях полета на поверхности возвращаемых космических аппаратов. Из-за низкой точности получаемых результатов подобные эксперименты рассматривались скорее как физические, качественные, но никак не высокоточные аэродинамические испытания.

Начиная с 60-х годов появились импульсные аэродинамические трубы с электрическим разрядом в качестве источника энергии, в которых продолжительность рабочего режима была увеличена на два порядка. Невзирая на определенные недостатки (загрязнение потока из-за высокой температуры разряда и непрерывное падение параметров потока вследствие истечения из постоянного объема) в импульсных аэродинамических трубах был получен целый ряд новых и практически важных аэродинамических результатов.

Дальнейшее развитие установок кратковременного действия для аэродинамических испытаний происходило по двум параллельным направлениям. С одной стороны шла борьба за получение экстремально высоких параметров и, прежде всего, высокой энтальпии создаваемого потока. Этот путь постоянно упирался в преодоление огромных технических и конструкторских проблем, которые, в конце концов, требовали уменьшения продолжительности времени рабочего режима до 1 мс и менее. При таких временах аэродинамическое обтекание нельзя было даже в первом приближении рассматривать как установившееся. Возникали проблемы погрешности измерений и интерпретации результатов. Поэтому такой путь развития все более отходил от классических методов экспериментальной аэродинамики в область физических исследований и справедливо критиковался аэродинамическим сообществом.

В это же время развивалось другое направление развития установок кратковременного действия, на котором исследователи одновременно с расширением диапазона достижимых параметров газового потока пытались сохранить достаточно большую продолжительность рабочего режима. Такой подход привел к значительным успехам и существенному расширению сферы применимости подобных установок в экспериментальной аэродинамике. Наряду с этим происходило бурное развитие измерительной и вычислительной техники, которое позволило выровнять точность измерений в аэродинамических установках кратковременного и стационарного действия. Накопленный опыт показывает, что сейчас в аэродинамических установках кратковременного действия может быть использован весь арсенал высокоточных измерительных средств и экспериментальных методик, который ранее ассоциировался только с аэродинамическими трубами стационарного действия:

Известно, что процесс созданий и использования научных разработок включает фундаментальные исследования, научную проработку практических задач (научные исследования - НИР) и сопровождение промышленного производства (промышленные испытания - НИ-ОКР).

На этапе научных исследований проведение экспериментов призвано обеспечить: решение фундаментальных проблем; проверку новых концепций и технических решений; оценки основных характеристик отдельных элементов и узлов;

- верификацию методов численного моделирования

На этапе промышленных испытаний в экспериментальных условиях, максимально приближенных к натурным условиям, производятся:

- уточнение реальных технических характеристик изделий; отладочные испытания; ресурсные испытания; приемо-сдаточные испытания.

Учитывая существующее различие целей и задач экспериментальных исследований можно оценить характерные времена, необходимые для выполнения типовых аэродинамических экспериментов (см. таблицу 0-1):

Таблица 0-1.

Научные исследования Аэродинамические характеристики 0,002-0,01 Ос

Теплозащита, работа силовой установки 0,020-1,0 с

Промышленные испытания Динамические характеристики, переходные процессы 1,0-10,0 с

Ресурсные испытания 1,0-100 с

Из таблицы видно, что газодинамические установки кратковременного действия, с продолжительностью рабочего режима до 1 с, наилучшим образом подходят для выполнения именно научных исследований. Более того, задачи, решаемые в испытаниях научного направления, как правило, носят поисковый характер и не предъявляют высоких требований к точности измерений. Тем не менее, как показывает опыт, по мере совершенствования методов измерений в быстропротекающих экспериментах возможно получение точности, соответствующей точности экспериментов в современных аэродинамических установках стационарного действия.

Учитывая перечисленные выше задачи, стоящие перед современной аэродинамикой и возможные пути их решения, автором был выполнен цикл научно-исследовательских работ по расширению возможностей экспериментальной базы ИТПМ СО РАН за счет создания новых газодинамических установок кратковременного действия и совершенствования методов выполнения экспериментов в них.

Целями исследования являлись: разработка и обоснование методов расчета и проектирования газодинамических установок кратковременного действия, обеспечивающих выполнение аэродинамических экспериментов в широком диапазоне моделируемых условий полета. практическая реализация различных вариантов газодинамических установок кратковременного действия и выяснение реально возникающих конструкторско-технологических проблем и ограничений. отработка новых методов проведения основных измерений в условиях быстропроте-кающего аэродинамического эксперимента с целью получения высокой точности, сравнимой с точностью измерений в аэродинамических трубах стационарного действия. выполнение основных видов аэродинамических исследований с целью апробации возможностей разработанных установок кратковременного действия и методов измерений.

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, рисунков и списка литературы по каждой главе.

Основные результаты главы 1.

Выполнен анализ условий испытаний перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями в наземных газодинамических установках. Показано, что основными проблемами для таких испытаний являются чрезвычайно высокие значения требуемой температуры торможения и большие затраты мощности (до 1 МВт на 1 кг массы испытываемой модели).

Рассмотрены различные возможности уменьшения энергетических затрат при испытаниях ГЛА с ПВРД в наземных установках.

Во-первых, выигрыш может быть получен за счет применения различных методов моделирования. При этом уменьшение размеров испытываемых моделей или температуры потока, хотя и требуют увеличения давления, однако позволяют уменьшить потребную мощность установки в десятки и сотни раз. Предложена методика выбора оптимальных параметров набегающего потока для испытаний ПВРД с горением, основанная на предположении существования областей одновременного моделирования критериев подобия Re и Но.

60

Во-вторых, уменьшение продолжительности рабочего режима в наземной установке приводит к пропорциональному уменьшению энергетических затрат, в отличие от натурного полета, где уменьшение продолжительности эксперимента (например, от 100 с до 1 с) уменьшает энергетические затраты всего в 2 - 3 раза.

Из сопоставления необходимых и достижимых условий испытаний делается вывод о перспективности применения установок кратковременного действия для исследования проблем ГЛА с ПВРД в наземных условиях. Параметры существующих аэродинамических установок кратковременного действия позволяют проводить моделирование работающих прямоточных ВРД вплоть до верхней границы их эффективного применения (до Мн = 14 - 15). Определены задачи, исследование которых в установках кратковременного действия представляет наибольший интерес.

Выполнен аналитический обзор современных аэродинамических установок кратковременного действия и направлений их развития, который показал, что:

- газодинамические установки кратковременного действия обеспечивают максимально достижимые условия для наземных аэродинамических испытаний в гиперзвуковом диапазоне скоростей;

- их разработка является актуальной, проводится во всех ведущих странах мира и рассматривается как одно из перспективных направлений в современной экспериментальной аэродинамике.

Предложены пути совершенствования конструкций установок кратковременного действия, обеспечивающие расширение диапазона их применимости.

1.H. Twenty five years of Ramjet development. Jet Propulsion, v.25, №11, 1955, p 604-614.

2. Waltrup P.J., Anderson G.Y., Stull F.D. Разработка гиперзвуковых ПВРД в США: "Новое в зарубежном авиадвигателестроении", ЦИАМ, №2, 1978. С. 12-23.

3. Amin N.F. Сравнение характеристик ракет с ГПВРД на различных горючих при использовании для запуска орудий. J. Spacecraft and Rockets, v.4, №8, 1967. P. 1089 1091 см. также "Новое в зарубежном авиадвигателестроении", ЦИАМ, №4, 1968, стр. 11-15.

4. Летные испытания реактивного снаряда Martlet/Scramjet. Tehnology Week, №9. 1967. см. также РЖ "Авиационные и ракетные двигатели", №12, 1967, реф. 12.34.88.

5. Marquet R. Разработка и летные испытания при М=5 экспериментального ГПВРД. Pyrodynamics, № 4, 1967. см. также РЖ "Авиационные и ракетные двигатели", №11, 1968, реф. 11.34.73.

6. К гиперзвуковым скоростям. Flight int., v. 3477, 1975, p. 657-658. Перевод в Э.И. ВИНИТИ "Авиастроение", №6, 1976. С. 1-4.

7. Hearth D.P., Preyss А.Е. Hypersonic technology approach to an expanded program. Astronautics and Aeronautics, v. 14, №12, 1976. P. 20 37.

8. Курзинер P.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1977. 211 с.

9. Шляхтенко С.М. Теория ВРД. М.: Машиностроение, 1975. 568 с.

10. Зуев B.C., Макарон B.C. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. М.: Машиностроение, 1971. 367 с.

11. Гилязетдинов Б.Н., Затолока В.В. , Звегинцев В.И., Шумский В.В. Характеристики ГПВРД в диапазоне чисел Маха 3+15. В сб. Физическая газодинамика, ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1976. С. 53-56.

12. Penland J.A., Dillon J.K., Pittman J.L. An Aerodynamic Analysis of Several Hypersonic Research Airplane Concepts from M=0,2 to 6,0. AIAA Paper, 78 150, 1978.

13. Flight Int, v.l 15, №3650, 1979.

14. Flight Int, v.l 13, №3612, 1978.

15. Э.И. ВИНИТИ "Астронавтика и ракетодинамика", №26, 1979.

16. Поуп А., Гойн К. Аэродинамические трубы больших скоростей. М.: Мир, 1968. 504 с.

17. Lancaster О.Е. ed. Jet Propulsion Engines, ser. "High Speed Aerodynamics and Jet Propulsion" v.l2, London, 1959. P. 335 376.

18. Баев В.К., Третьяков П.К. Камера сгорания СГПВРД и возможность ее моделирования. Отчет №403/97, ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1970. 49 с.

19. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969. 824 с.

20. Резняков А. Б. Метод подобия. АН КАЗ ССР, Алма-Ата, 1959. 151 с.

21. Вулис JI.A., Ярин Л.П. Аэродинамика факела. Л.: Энергия, 1978. 216 с.

22. Баев В.К. Критериальное описание геометрии пламени гомогенной смеси. ПМТФ, №4, 1966. С. 145-149.

23. Баев В.К., Третьяков П.К. Расчет положения пламени в турбулентном потоке. Известия Сибирского отд. АН СССР, сер. техн. наук, вып. 1, № 3, 1969. С. 32-37.24