Развитие методов экспериментального исследования аэродинамических характеристик возвращаемых космических объектов тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

КОЖТрО£ЬЕЫЗ ЭКЗШОЛОр На правах рукописи

Адамов Николай Петрович

РАЗВИТИЕ МЕТОДОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗВРАЩАЕМЫХ КОСМИЧЕСКИХ

ОБЪЕКТОВ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Новосибирск - 2005

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения РАН

Научные руководители:

доктор технических наук, профессор

Харитонов Анатолий Михайлович, кандидат технических наук, старший научный сотрудник Бродецкий Марк Давидович

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор

Кураев Анатолий Алексеевич, кандидат технических наук, старший научный сотрудник Латыпов Альберт Фатхиевич.

Ведущая организация:

ЦНИИмаш (Москва)

Защита состоится «_»_2005 г. в_часов на заседании диссертационного совета Д 003.035.02 по присуждению ученой степени доктора наук в Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения РАН по адресу: 630090, Новосибирск 90, ул. Институтская 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН.

Отзыв на автореферат в 2-х экземплярах, заверенный печатью учреждения, просим направлять по адресу: 630090, Новосибирск 90, ул. Институтская 4/1, ИТПМ СО РАН, ученому секретарю диссертационного совета.

Автореферат разослан «_»_2005 г.

Ученый секретарь диссертационного со доктор физико-математических наук

¿не

Общая характеристика работы

Актуальность темы

Разработка многоразовых космических систем в настоящее время - одно из перспективных направлений, поэтому развитие метрологически обоснованных экспериментальных методов исследования аэродинамических свойств возвращаемых многоразовых космических объектов в лабораторных условиях является весьма актуальным Многообразие функциональных особенностей и форм возвращаемых летательных аппаратов обуславливают необходимость постоянного метрологического обеспечения развитых экспериментальных методов, что в свою очередь делает необходимым их совершенствование

Цель работы

- разработать и реализовать в сверхзвуковых аэродинамических трубах, не оснащенных шестикомпонентными аэродинамическими весами и р-механизмом, методику шестикомпонентных измерений аэродинамических характеристик моделей, алгоритм и программу вычисления на ЭВМ коэффициентов аэродинамических сил и моментов как функций углов атаки и скольжения, а также выполнить исследования методической и реальной моделей;

- получить суммарные и распределенные аэродинамические характеристики модели с малым моментом крена на фоне значительных других компонент нагрузки при числе Маха М„=4 в диапазоне углов атаки а=±15° и скольжения р=0-И5° и исследовать влияние надстроек на локальные и суммарные аэродинамические характеристики,

- разработать методику проведения и алгоритм обработки результатов экспериментальных исследований аэродинамических характеристик системы "головное тело (ГТ) + парашют" и условий балансировки этой системы в сверхзвуковых аэродинамических трубах и исследовать характеристики конусного парашюта за моделью блока А - ускорителя ракеты-носителя "Энергия";

- создать пакет программ, позволяющий проводить цифровой спектральный и корреляционный анализ данных экспериментов с тормозным устройством (ТУ), включая отображение промежуточных результатов на экране монитора, а конечных - и на графопостроитель;

- развить метод экспериментального исследования аэродинамических характеристик разделяющихся моделей двухступенчатых аэрокосмических систем и выполнить экспериментальное исследование их разделения с использованием набора схематизированных крылатых моделей и одной из вероятных конфигураций исследовательской концепции Е!_АС-ЕОЗ для достижения более глубокого понимания структуры и особенностей этих течений и получения данных для тестирования расчетных моделей и методов численного моделирования

I РОС. НАЦИОНАЛ М' , БИБЛИОТЕКА

Научная новизна и практическая ценность работы:

- создана методика шестикомпонентных измерений аэродинамических характеристик моделей в сверхзвуковых аэродинамических трубах, не оснащенных шестикомпонентными аэродинамическими весами и р-механизмом, и получены наиболее полные и систематизированные результаты экспериментальных исследований суммарных и распределенных аэродинамических характеристик модели изолированного блока А при сверхзвуковых скоростях;

- полученные обширные экспериментальные данные по распределенным и интегральным характеристикам изолированного блока А, по визуализации картин его обтекания могут быть использованы в качестве тестовых при апробировании новых алгоритмов расчета обтекания подобных тел сверхзвуковым потоком;

- создан стенд и развита методика определения аэродинамических характеристик аппаратов с тормозным устройством (парашютом) в условиях свободной балансировки в сверхзвуковом потоке;

- выполнены метрологические исследования созданного стенда, определены динамические характеристики и погрешности измерительной системы, и проведены исследования ряда моделей ГТ+ТУ;

- развит метод раздельного экспериментального исследования с помощью комплекса аэродинамических весов нагрузок на элементы двухступенчатой многоразовой аэрокосмической системы при сверхзвуковых скоростях. Полученные экспериментальные данные расширяют представление о механизме аэродинамической интерференции при разделении и способствуют более глубокому пониманию роли каждой из ступеней в формировании собственных и интегральных аэродинамических характеристик;

- коэффициенты интерференции сведены в базу данных и использованы в опытно-конструкторских разработках организаций, занимающихся сверхзвуковыми двухступенчатыми многоразовыми аэрокосмическими системами, а также для валидации расчетных методов

Достоверность результатов

Достоверность результатов подтверждается путем оценок возможных погрешностей измерения, полученных либо на основании выполненных ранее другими экспериментаторами специальных методических исследований точности измерений на контрольных моделях аэродинамической трубы, либо при проведении многократных измерений, позволивших получить среднеквадратичные погрешности измерений и доверительный интервал Анализ и сопоставление результатов повторных измерений, а также измерений, выполненных с помощью различных средств и методов, также свидетельствует о достоверности экспериментальной информации

На защиту выносятся:

- методика и результаты экспериментального исследования сверхзвукового

(М-=4) обтекания изолированного блока А; ,

i

- методика определения аэродинамических характеристик аппаратов с тормозным устройством (парашютом) в условиях свободной балансировки в сверхзвуковом потоке;

- усовершенствованный метод раздельного измерения аэродинамических сил и моментов, действующих на ступени аэрокосмической системы в процессе их разделения;

- некоторые результаты систематических экспериментальных исследований аэродинамической интерференции двухступенчатой аэрокосмической системы в процессе разделения ступеней, в том числе: 1) особенности обтекания компоновки и связанные с ними изменения в распределении давления по поверхности, 2) роль аэродинамической интерференции в формировании собственных аэродинамических характеристик, 3) влияние изменения взаимного расположения ступеней на их аэродинамическую интерференцию.

Личный вклад автора в работу по теме диссертации заключается в: -разработке методов и необходимого оборудования й моделей, необходимых для проведения экспериментов; -непосредственном участии в проведенных исследованиях на всех стадиях их выполнения, начиная с постановки задачи и заканчивая обработкой и анализом полученных данных, подготовкой публикаций по результатам исследований Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами. Апробация работы

Основные результаты диссертации докладывались на Международных конференциях по методам аэрофизических исследований (ICMAR'94, ICMAR'96, ICMAR'98, ICMAR 2000, ICMAR 2002, Новосибирск); Межотраслевой научно-технической конференции "Аэродинамика гиперзвуковых летательных аппаратов", 1990, Калининград Московской обл; Международной конференции "Методы и средства экспериментальных исследований в аэронавтике", Жуковский, 1993; VIII Всероссийском съезде по теоретической и прикладной механике, Пермь, 2001 и ECCMAS-2004, Ju-vaskula, Finland.

По теме диссертации опубликовано 11 печатных работ, список которых представлен в конце автореферата.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, трех глав, заключения и списка литературы из 67 наименований. Общий объем диссертационной работы составляет 199 страниц и содержит 86 рисунков.

Содержание работы

Во введении кратко изложены аэродинамические проблемы, возникающие во время полета космических аппаратов, указаны место и роль аэродинамического эксперимента как основного инструмента при исследовании аэродинамики летательного аппарата, в том числе и интерференции его элементов Сформулированы цель исследований, основные положения работы, которые выносятся на защиту, и кратко описано содержание работы по главам.

Первая глава посвящена методике шестикомпонентных измерений аэродинамических характеристик моделей с малым моментом крена (рис 1) на фоне значительной нагрузки по другим компонентам, разработанной и реализованной для сверхзвуковой аэродинамической трубы ИТПМ СО РАН Т-313.

Аэродинамическая труба Т-313 оснащена четырехкомпонентными аэродинамическими весами механического типа, снабженными только "а-механизмом", позволяющим изменять угол атаки модели от -4° до +22°. Для решения поставленной задачи выбран способ реализации необходимого диапазона углов скольжения; создана шестикомпонекткая весовая измерительная система; разработаны алгоритм и программы вычисления коэффициентов аэродинамических сил и моментов.

Блок двигателей ориентации Задняя надстройка _ Парашютный контейнер

I I I

Номер сечения 37 Рис. 1.

Реализация необходимого диапазона углов скольжения осуществлена известным способом проводится ряд последовательных измерений характеристик модели, установленной в трубе при нулевом угле скольжения, но с различными углами крена. Из полученных зависимостей аэродинамических коэффициентов модели от пространственных углов атаки и крена выделяется их зависимость от углов атаки и скольжения.

Заданная точность измерения по всем компонентам обеспечивалась созданием шестикомпонентных тензовесов (ТВ) и соответствующего технического и математического обеспечения автоматизированной обработки результатов градуировки весов и измерений, градуировочного стенда, алгоритмов и программ автоматизированной

(1)

обработки результатов градуировок и вычислений аэродинамических коэффициентов в скоростной и связанной с моделью системах координат.

Величины сил и моментов, действующих на модель при фиксированном угле атаки, находятся решением следующей системы уравнений:

i(K§xQi) = KQixAUQj, J-1...6,

где Q1 ...Q6 -составляющие X', Y', Z\ М'х, M'y иM'z аэродинамической нагрузки в системе координат, связанной с тензовесами Первые шесть уравнений - записи мости полезного сигнала тензовесов от составляющих аэродинамической нагрузки Остальные 36 - зависимости коэффициентов взаимовлияния тензовесов от нагрузок (для повышения точности измерений принята нелинейная математическая модель тензовесов). Система уравнений решается методом последовательных приближений

В связи с этим градуировочное приспособление доработано таким образом, чтобы тензовесы можно было бы нагружать всеми силами и моментами как по от дельности, так и попарно (т.е. их комбинациями).

Из-за специфики принятой методики реализации углов скольжения, а также наличия углов скольжения, обусловленных деформацией тензовесов, аэродинамические характеристики получены в точках, неравномерно сгруппированных в координатах "а-р", так и в координатах пространственной системы "ап-фп" (рис. 2). Поэтому для получения значений аэродинамических характеристик в узлах заданной регулярной сетки выполнялась бикубическая интерполяция экспериментальных значений

С целью всестороннего изучения характеристик тензовесов и измерительной системы в целом было исследовано и учтено влияния температурного дрейфа тен зовесов и проведены методические исследования аэродинамических характеристик модели цилиндра с конусом и модели со скошенной конической носовой частью

Результаты серии метрологических исследований (табл. 1.) подтвердили обос нованность принятой методики и алгоритмов расчета рабочих формул весов и обработки результатов измерений и показали, что созданные тензовесы обеспечивают достоверность и высокую точность измерения аэродинамических характеристик моделей с малым моментом крена (тх~0.01) и имеют разрешающую способность по этой компоненте в 30-50 раз выше, чем механические весы типа АВ-313М.

Рис. 2.

Таблица 1.

Погрешности Сх Су Cz mx ту mz

Предельно допустимое СКО(Хл.,) 0.01 0.025 0.05 0.00025 0.0025 0 0025

Полученное СКО СГ 0.0040 0.0063 0.0068 0.000052 0.0025 0.0015

Для более глубокого понимания условий формирования суммарных аэродинамических характеристик и местных нагрузок были проведены дренажные испытания модели того же масштаба, что и весовая. Распределение давления измерялось в 368 дренажных отверстиях диаметром 0.5 мм, сгруппированных в 37 поперечных сечений Местоположение сечений по длине модели и положение дренажных точек в них выбирались таким образом, чтобы в местах ожидаемых особенностей течения (в окрестностях надстроек и накладок) точки располагались бы чаще, чем на регулярных цилиндрических участках Для исследования влияния парашютного контейнера он был выполнен съемным и также дренирован.

Все эксперименты выполнены в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-313 ИТПМ СО РАН при числе Маха М„=4 и Рейнольдса Re=56-10e м-1 в диапазоне углов атаки а=±15° и скольжения р=0-И5°.

Результаты дренажных испытаний представлялись в виде векторных диаграмм распределения коэффициентов давления для поперечных (рис 3) и продольных сечений

Полученные данные использованы

оо" также для расчета аэродинамических козе0

izo» эффициентов с*, Су, cz, mx, my и mz по измеренному распределению давления и их изменение по длине модели в связанной системе координат. Проведено сравнение вычисленных значений аэродинамических коэффициентов и полученных при весовых испытаниях (на рис. 4 приведены только Ct и cj. Видно их качественное соответствие. Что же касается количественных расхождений в некоторых значениях рассматриваемых характеристик, то для модели с такой сложной геометрической формой при ограниченном количестве дренажных точек их можно считать вполне приемлемыми. Расслоение в коэффициентах продольной силы (рис. 4а) связано с тем, что при вычислении их по измеренному распределению давления не учитывается сила трения.

20(1°!_ Рис. 4.

Результаты измерений по разработанной методике суммарных (рис 5) и распределенных (рис 3) аэродинамических характеристик моделей блока А - ускорителя РН "Энергия" при числе М„=4 в диапазоне углов атаки а=±15° и скольжения р=0-15° позволили, с использованием разработанного программного обеспечения, исследовать влияние надстроек на локальные и суммарные аэродинамические характеристики Тем самым, открывается возможность не только изучения физической картины обтекания, но и выработки рекомендаций по изменению геометрии модели с целью улучшения ее местной и общей аэродинамики.

Р. маркер

-15°

-10°

-5" о

0 о

5° I

10° -

15" 4

Рис. 5. (Модель блока А модифицирована)

Во второй главе описана методика определения аэродинамических характеристик аппаратов с тормозным устройством (парашютом) в условиях свободной балансировки в сверхзвуковом потоке.

Для исследования характеристик парашютных систем при сверхзвуковых скоростях разработан специальный стенд (защищенный авторским свидетельством) (рис 6), который состоит из следующих основных элементов: основание 1, пилон 2 с

гидромеханизмом арретиро-вания модели 12-15, державка 3 с двухстепенным шарниром, соединительная втулка 4 с бесконтактными преобразователями угловых перемещений модели, тен-зометрический преобразователь силы 5, исследуемая модель 6 с перемещаемым вдоль винта 7 грузом 8 для изменения положения центра тяжести модели, узел запуска парашюта 9. механизм сброса парашюта 10 и парашют 11.

Рис 6.

Для измерения углов атаки и скольжения ГТ используются бесконтактные датчики. В их основе лежит явление зависимости яркости излучения светодиода от направления. В отличие от применявшихся ранее реохордных датчиков данная схема не имеет трущихся частей, и поэтому ее надежность и долговечность значительно выше.

Анализ результатов градуировок показал, что зависимости (рис. 7) сигналов датчиков (1)0, 1)э) от углов монотонны, но существенно нелинейны, причем имеет место их взаимное влияние. Такой характер градуировочных зависимостей усложняет их традиционное представление в аналитическом виде. Поэтому за- рис у

дача определения углов атаки и скольжения по известным сигналам датчиков решалась численно на этапе обработки результатов измерений.

Для оптической регистрации поведения парашюта в следе за ГТ при сверхзвуковых скоростях в аэродинамической трубе выполняется киносъемка через окуляр теневого прибора ИАБ-451, что дает возможность фиксировать на кинопленке форму купола и прямотеневую картину его обтекания.

При высоких требованиях к точности измерений задача восстановления быстроменяющихся входных воздействий при измерениях нестационарных процессов связана с проблемой компенсации динамических погрешностей, обусловленных использованием статической процедуры градуировки вместо динамической При неизвестной (как в нашем случае) модели измерительной системы (передаточной функции, переходной функции или уравнений состояния) это требует разработки специальных стендов, алгоритмов идентификации многомерного динамического объекта, находящегося под воздействием случайных возмущений; априорной информации или проверки имеющихся предположений относительно структуры входных воздействий, изучения структуры выходного измеренного сигнала.

Поскольку критерием адекватности выбранного метода обработки данных анализируемому процессу может служить, в первую очередь, достоверная информация о самом процессе и его структуре, задача изучения структуры процесса становится определяющей наряду с определением динамической модели измерительной системы.

Для получения этой информации были проведены

- отработка и тестирование системы измерения параметров пространственной ориентации ГТ с использованием созданного генератора вынуждающих колебаний, -экспериментальное исследование динамических характеристик системы

"ГТ+ТВ+ПУ" без потока; -экспериментальное исследование пульсаций давления в рабочей части аэродинамической трубы Т-313; -анализ дисперсии воспроизводимости результатов измерений на стенде в потоке Исследование работоспособности датчиков положения выполнено путем сопоставления углов атаки и скольжения ГТ, вычисленных по показаниям датчиков и зафиксированных с помощью кинокамеры "Пуск-16" Для установления соответствия ориентации ГТ, зафиксированной на кинопленке, показаниям датчиков использовались те же специальные электронные шестиразрядные цифровые часы-секундомер и те же алгоритмы, что и в трубных экспериментах

Максимальная разница между углами, определенными по показаниям датчиков и кинограммам, не превышала ошибки вычисления угла по кинограмме, равной -0,3°

Оценки динамических характеристик системы "ГТ с тензовесами и поддерживающее устройство (ПУ)" были получены на стенде, закрепленном в вертикальном положении с тремя различными по весу моделями ГТ. В выходном сигнале системы "ГТ+ПУ+ТВ" содержатся несколько периодических составляющих с частотами ~40, -90 и -140 Гц, слабо зависящими от массы ГТ.

При исследованных значениях чисел Маха (М=2, 3, 4 и 6) в диапазоне частот до 2 кГц в спектрах параметров потока Р0' и Рст, полученных как аналоговым, так и цифровым способом, в пустой трубе не обнаружены периодические составляющие

Для оценки воспроизводимости результатов измерений на стенде проводилась серия многократных испытаний ТУ в виде шара. Вычисленные значения СКО не превышают для угла атаки аа=0.42°, для угла скольжения ар=0.2° и для коэффициента сопротивления Осх=0-03 при уровне Сх=0.4.

Разработанный и метрологически аттестованный метод исследования парашютов при сверхзвуковых скоростях применялся при решении некоторых задач торможения возвращаемых элементов аэрокосмических систем, в частности первых ступеней ракеты-носителя «Энергия». Некоторые результаты, полученные при исследовании характеристик конусных парашютов (рис.8, 9) в Т-313, приведены на рис. Юч-13. Конусный парашют (см рис 8) представляет собой купол в виде усеченного конуса, боковая поверхность и большее основание которого выполнены из ткани (возможно с вырезами, обеспечивающими необходимую 0 -о85О конструктивную проницаемость), обычно армированной шнурами, являющимися продолжением ^„ = 0018 м

полюсное' гЗ^У

й = 0.3 о0

строп (см. рис. 9).

На рис. 10 представлена кинограмма раскрытия и последующей работы парашюта на режиме М=4 и Ке^ббЮ6 при скорости киносъемки 2500 кадр/с График коэффициента сопротивления парашюта в следе ГТ приведен на рис 11, на котором также указаны номера соответствующих по времени кадров кинограммы согласно нумерации их на рис. 10.

Росн = 0.00785 м 0___ = 0, 20,40 мм

стропы: п=24 шт г = 150, 250, 350 мм

Рис. 8

рр

га

•* f ' Ри с. 9. ш . W , 1 ш ш Щ Рис. íal 2S ш\

ZZj : ¥ ^ Нин то t~f ы ш ахй! Ш i зз' jTft TTj IL.

3 iiriTrinl й цщ Щ w гШ у у и

во 70 90

1W 110 120 130 140 190 t|*cj Рис. 11.

В диссертации подробно описан созданный пакет программ, позволяющий проводить цифровой спектральный (см. рис. 12) и корреляционный анализ данных экспериментов с ТУ в рамках моделей локально-стационарного случайного процесса и принципа суперпозиции, приведены результаты метрологических исследований стенда: исследованы пульсации потока в рабочей части трубы Т-313 и определены динамические характеристики и погрешности измерительной системы.

5 участков с 50 %-м перекрытием ото Кайэера-Бессепя AL=3

iooi 1 ' '' Гц

Рис. 12.

Рис. 13.

В третьей главе представлены результаты экспериментальных исследований по разделению с использованием набора схематизированных крылатых моделей, а также одной из вероятных конфигураций исследовательской концепции ЕЬАС-ЕОЭ, преследовавших цель достижения более глубокого понимания особенностей обтекания таких конфигураций, а также получения данных для тестирования расчетных моделей и методов численного моделирования.

Процесс разделения моделей 1-й и 2-й ступеней имитировался с помощью специально созданного стенда «Разделение», установленного В камере давления Первая ступень

(Модель Е1ЛС1С

аэродинамической трубы Т-313 ИТПМ (рис. 13). Нагрузки, действующие на модель 1-й ступени, измерялись штатными мехвесами АВ-313, а на модель 2-й ступени -внутримодельными шести-компонентными тензометри-ческими весами.

Стенд обеспечивает:

- плавное позиционирование модели 2-й ступени относительно 1-й в диапазоне: в направлении ДХ=СМ00мм; б направлении ДУ=50-И50мм;

- дискретную установку угла отклонения модели 2-й ступени относительно 1-й в плоскости угла атаки Да=0,2° и 5°; скольжения Д£=0, 2° и 4° и крена Дф=0, 2° и 4°;

- плавную установку взаимно спозиционированных моделей по углам атаки в диапазоне а=0-10°.

Схематизированные модели (рис 14) представляли собой комбинацию осе-симметричного коническо-цилиндрического корпуса с плоским трапециевидным крылом, имеющим гексагональный профиль с заостренными передней и задней кромками Угол стреловидности крыла по передней кромке составлял 53°. Крыло устанавливалось на корпусе по схеме среднеплана Рис.14.

таким образом, что его задняя кромка располагалась в плоскости донного среза корпуса Дренированный вариант модели 1-й ступени предусматривал возможность измерения поверхностного давления в 20-ти точках по одной образующей, лежащей в вертикальной плоскости симметрии со стороны 2-й ступени Форма поперечного сечения корпуса двух дополнительных моделей 1-й ступени представляла собой овал с соотношением большой и малой осей 1 5 и 2, а длины малой оси моделей одинаковы (Ь=0=50 мм), где О - диаметр цилиндра модели с круглым поперечным сечением.

Модель 2-й ступени представляла собой уменьшенную вдвое копию модели 1-й ступени Дренированный вариант модели предусматривал возможность измерения поверхностного давления в 17-ти точках по одной образующей, лежащей в вертикальной плоскости симметрии со стороны 1-й ступени, 5 из которых располагались на коническом носке В ходе исследований была выполнена специальная серия метрологических испытаний, которая показала достаточно низкие значения случайных погрешностей измерения аэродинамических сил и моментов и хорошую сходимость характеристик во времени (табл. 2).

Таблица 2

Суммарная погрешность 1-я ступень 2-я ступень

ДС, ±0.01 ±0 015

ДСп г0.02 ±0.03

Дт2 ±0.02 ±0.03

ДС„ ±0.015 ±0.02

Наиболее характерными для этого класса течений являются взаимодействия скачков уплотнения и вееров волн разрежения, скосы потока в коническом поле течения, разворот потока на углах атаки. Для более глубокого понимания условий формирования интерференционных составляющих изучалось распределение поверхностных давлений в сочетании с визуализацией газодинамической структуры течения в некотором диапазоне параметров взаиморасположения ступеней

На рис 16 представлены зависимости ЛКР( х) для модели 2-й ступени при а=0, Да=5° и Л у—1 0 при взаимодействии с моделями 1-й ступени с крылом и без него

Приведенные здесь распределения давлений свидетельствуют о том, что при упомянутых параметрах крыло не оказывает заметного влияния. В этих условиях 2-я ступень практически полностью находится в области возмущенного поля течения, т.е. головной скачок уплотнения 1-й ступени проходит перед ней. В этом случае (Д у=1.0) количество характерных областей на модели 2-й ступени возрастает до четырех: I и III -ДКр>0 и II и IV - ДКр<0. Протяженность этих областей интерференции и величины давлений в них существенно зависят от углов атаки а и Да. Область I вызвана падением головного скачка (ГС) 1-й ступени на поверхность 2-й ступени. Область И - результат воздействия веера волн разрежения от 1-й ступени, область III определяется падением отраженного от 1-й ступени головного скачка 2-й ступени и практически совпадающего с ним скачка от крыла 1-й ступени, а область IV обусловлена отражением от 1-й ступени веера волн разрежения 2-й ступени и веером волн от излома передней кромки крыла 1-й ступени. Увеличение угла атаки смещает место падения ГС 1-й ступени на 2-ю в сторону носка, и, следовательно, протяженность области влияния увеличивается.

Однако за счет уменьшения интенсивности этого скачка величина положительного приращения давления в области I несколько снижается. В то же время увеличение относительного угла атаки Да приводит к усилению интерференционного влияния 1-й ступени на 2-ю.

Таким образом, наибольшее интерференционное взаимодействие проявляется в пространстве между ступенями при Д у<1 5. Процесс разделения характеризуется падающими и отраженными скачками уплотнения и волнами разрежения, которые взаимодействуют друг с другом, а вблизи поверхности и с пограничными слоями. Результатом этого сложного взаимодействия является формирование интерференционных сил и моментов калодой ступени.

В результате детального анализа всей полученной информации в диапазоне чисел Маха М„ = 4 - 6 выделены три характерные области взаимодействия: слабого, сильного и отрицательной интерференции (рис. 17).

а = 0

ДХ = 0.50, ДУ= 1.50

Область сильного С. взаимодействия

а = 10° ДХ = 0.5Р, ДУ = 1.50

а = 0

ДХ = -0.50, ДУ = 2.01 Область С слабого взаимодействия

о = О

ДХ = 1.50, ДГ=1.00

Ш Первая стугмйь ф Вторая ступень Ф Голошей аапок

ф КСММЧвСКО* ПОПв ТГ46ИИЯ © Отраженный сочок ф Веер аопн рцрциинш Ф Скйнокотярылш

а = 10° ДХ= 1.50, ДУ= 1.0Э

Ч Моо

Область отрицательной С интерференции

Рис. 17. Характерные области взаимодействия (интерференции) для 2-й ступени при М=3

Расчетная газодинамическая схема взаимодействия ступеней Поскольку измерения выполнялись только при ограниченном наборе значений варьируемых параметров (относительных расстояний и углов), возникла задача получения АДХ в промежуточных точках.

Для этой цели, в рамках уравнений газовой динамики без вязкости, разработана программа расчета взаимодействия газодинамических разрывов (скачков уплотнения, вееров волн разрежения и линий тангенциальных разрывов) при течении газа в межмодельном пространстве (рис. 18).

Сравнение расчетного распределения коэффициентов давления на образующих моделей, обращенных друг к другу, и экспериментально измеренных для Дг = О приведено на рис. 19.

Рис. 18.

б)

¿2 = со iZ'D

Эксп. д О

Расчет

Кроме схематизированных моделей исследовалась двухступенчатая система ELAC-EOS (разработана в институте аэродинамики при Аахенском техническом университете) - конфигурация более сложная и максимально приближенная к реальной

Полученные данные способствуют более глубокому пониманию аэродинамики разделяющихся ступеней и могут быть использованы для валидации численных методов расчета В результате проведенных исследований сформированы базы данных аэродинамических характеристик схематизированных крылатых моделей и разделяющихся моделей ELAC1C и EOS, включающие их взаимную интерференцию

В заключении сформулированы основные выводы работы:

1. Разработаны технические и программные средства для измерения аэродинамических характеристик моделей с малыми значениями момента крена.

2. Выполнена серия метрологических исследований, подтвердившая обоснованность методики и алгоритмов расчета рабочих формул весов и обработки результатов измерений и показавшая, что созданная система обеспечивает достоверность и высокую точность измерения аэродинамических характеристик моделей с малым моментом крена (т„«0 01) и имеет разрешающую способность по этой компоненте в 30-5-50 раз выше, чем механические весы типа АВ-313М

3. Создан стенд для изучения аэродинамических характеристик аппаратов с парашютом при обтекании сверхзвуковым потоком, позволяющий измерять углы атаки и скольжения головного тела, сопротивление системы ТТ+ТУ, осуществлять высокоскоростную киносъемку прямотеневой картины обтекания парашютной системы.

4. Развита методика определения аэродинамических характеристик аппаратов с тормозным устройством (парашютом) в условиях свободной балансировки в сверхзвуковом потоке и изучения физики таких явлений.

5. Развит метод экспериментального исследования аэродинамических характеристик разделяющихся моделей двухступенчатых аэрокосмических систем. Анализ полученных результатов позволил глубже понять аэродинамику разделяющихся ступеней. Сформированные базы данных их аэродинамических характеристик, включающие взаимную интерференцию, использовались для валидации численных методов расчета.

6. В результате детального анализа всей полученной информации при М=3-6 для схематизированных моделей выделены характерные области взаимодействия: слабого взаимодействия, сильного и отрицательной интерференции.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1. Адамов Н.П., Бродецкий М.Д., ВасеневЛ.Г., Зуенко B.C. Методика проведения, алгоритм и программа обработки шестикомпонентных весовых испытаний с использованием механических и тензометрических весов // II! Всесоюзная школа по методам аэрофизических исследований. Ч. 2. Новосибирск: Изд. ИТПМ СО АН СССР, 1982. С. 224 - 227.

2. Adamov N.P., Bonnefond Т., Brodetsky M.D., Derunov E.K Kharitonov A.M, Vasenyov L.G. Separation of winged vehicles in supersonic. - AIAA Paper 95-6092: Proc. of Sixth Intern. Aerospace Planes and Hypersonic Technologies Conf. 3-7 april Chattanooga, Tennessee,U.S.,1995.

3. Adamov N.P., Bonnefond Т., Debiasi J.M., Kharitonov AM, Ruffino F. "Supersonic vehicles separation comparisons between wind Tunnel tests and computations" // Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. Pt 2. Novosibirsk,1996. P. 33-38.

4. Боннефонд Т., Адамов Н.П., Бродецкий М.Д., Васенев Л.Г., Дерунов Е.К., Харитонов А.М. Экспериментальные исследования аэродинамической интерференции двухступенчатых крылатых систем при разделении 1. Методика проведения экспериментов. Распределенные аэродинамические характеристики // Теплофизика и аэромеханика. 1996. Т. 3, № 3. С. 215-226

5. Боннефонд Т., Адамов Н.П., Бродецкий М.Д, Васенев Л.Г., Дерунов Е.К., Харитонов A.M. Экспериментальные исследования аэродинамической интерференции

»15392

двухступенчатых крылатых систем при разделении. 2. Суммарные аэродинамические характеристики разделяемых ступеней // Теплофизика и аэромеханика. 1996. Т. 3, № 4. С. 301-309.

6. БоннефондТ., Адамов Н.П., Бродецкий М.Д., Васенев Л.Г., Дерунов Е.К., Харитонов A.M. Пространственные сверхзвуковые течения при разделении двухступенчатых аэрокосмических систем И ПМТФ. 1997. № 1. С. 21-29

7. Адамов Н.П., Бродецкий М.Д., Васенев Л.Г., Дерунов Е.К., Харитонов А.М. Аэродинамическая интерференция элементов самолетов и аэрокосмических систем // Теплофизика и аэромеханика. 1997. Т. 4, № 2. С. 211-223.

8. Адамов Н.П., Бродецкий М.Д., Харитонов A.M., Забродин А.В., Луцкий А.Е. Численное и физическое моделирование сверхзвукового обтекания разделяющихся крылатых тел //Теплофизика и аэромеханика. 2000. Т. 7, № 1. С. 1-12.

9. Адамов Н.П., Бродецкий М.Д., Луцкий А.Е , Харитонов A.M., Шевелько А.В. Расчет сверхзвукового обтекания разделяющихся крылатых тел: Препринт ИПМ №12. М.,1999. 21 с.

10. Adamov N.P., Brodetsky M.D., Kharitonov А.М.., Zabrodin A.V., LutskyA.E. Spatial supersonic flows over separating winged bodies. Numerical and experimental simulation" // Proc. of the ECCOMAS-2004,24-28 July, Juvaskyla, Finland. Vol. 2. P. 15.

11. Adamov N.P., Brodetsky M.D., Vasenev L.G., Kharitonov A.M. Aerodynamics of separation of two-stage winged aerospace systems // Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. Pt 1. Novosibirsk, 2004. P. 5-8.

РНБ Русский фонд

12337

Ответственный за выпуск Н. П. Адамов

Подписано в печать 12.08.2005 Формат бумаги 60 х 84/16. Уел печ п 10, Уч.-изд. л. 1.0, Тираж 100 экэ, Заказ № 8

Отпечатано на ризографе ЗАО «ИНТЕРТЕК» 630090, Новосибирск, Институтская, 4/1

Список обозначений.

Список сокращений.

Введение.

ГЛАВА 1. Развитие методов измерения суммарных и распределенных характеристик моделей ускорителей аэрокосмических систем

1.1. Описание модели и методика экспериментальных исследований.

Реализация заданного диапазона изменения углов скольжения.

Реализация шестикомпонентной весовой измерительной системы.

Системы координат, используемые при измерении сил и моментов.

• 1.2. Измерительное оборудование.

1.2.1. Тензометрические весы.

1.2.2. Градуировочное приспособление.:.

1.3. Методика градуировок тензовесов.

1.4. Методика проведения экспериментов и обработки их результатов.

Определение истинных значений углов атаки и скольжения.

1.4.1. Вычисление истинных значений аэродинамических коэффициентов.

1.4.2. Вторичная обработка.

1.5. Метрологическое обоснование достоверности результатов измерений.

Влияние температурного дрейфа.

Погрешности определения аэродинамических характеристик.

1.6. Аэродинамические характеристики модели блока "А" - ускорителя системы "Энергия"

1.7. Особенности дренажной модели и методика экспериментальных исследований.

1.8. Методика обработки экспериментальных данных.

Вторичная обработка результатов серии экспериментов.

Вычисление суммарных аэродинамических характеристик.

1.9. О погрешностях полученных результатов.

1.10. Анализ результатов.„.

Основные результаты главы.

Обтекание космического аппарата (КА) воздушным потоком приводит к возникновению аэродинамических проблем, относящихся ко всему КА в целом или к отдельным его частям. Эти проблемы, обсуждаемые в работах [0.1-0.2], могут возникать и на режимах старта и во время полета КА. Если условно начинать рассмотрение аэродинамических проблем с пускового стола и дальше, последовательно рассматривать все режимы и случаи полета КА, то главными из них будут следующие:

1. Наземные ветровые нагрузки.

2. Местные стационарные нагрузки.

3. Бафтинг.

4. Суммарные стационарные нагрузки.

5. Статическая устойчивость.

6. Аэродинамические средства управления КА и шарнирные моменты сопел двигателей.

7. Разделение ступеней КА.

8. Аэродинамические характеристики отработанных ступеней и частей КА, отделяемых в полете.

Ряд названных проблем тесно связан с неаэродинамическими проблемами, такими, как прочность, аэроупругость, аэродинамический нагрев, системы управления и стабилизации КА и пр. Они сопутствуют аэродинамическим проблемам КА и представляют собой отдельные области исследований, в которых воздушный поток, обтекающий КА, может явиться существенным фактором.

В представленной работе предложен комплекс методик исследования КА на последних (седьмом (глава 3) и восьмом (главы 1 и 2)) из перечисленных режимов на примере отработавшей программу и отделившейся первой ступени аэрокосмической системы "Энергия-Буран" (рис. 0.1) и схематических моделей.

Рис. 0.2. (рисунок предоставлен http://www.buran.ru)

ЩЙ®* ^ JsPw 'ЭиС' ^ (РИСУН0К предоставлен

Щ^г http://www.buran.ru)

В двухступенчатой ракете "Энергия" (рис. 0.2), выполненной по "пакетной" схеме (с параллельным расположением ступеней), в качестве первой ступени используются четыре боковых ракетных «блока А» [0.3]. Блоки объединены между собой попарно силовыми связями и крепятся в виде двух параблоков к центральному блоку (второй ступени) в двух силовых поясах - верхнем и нижнем. Все четыре блока А имеют в основном одинаковую конструкцию силового корпуса и систем. Корпус блока имеет цилиндрическую форму с переходом в наклонный конус в носовой части. Полная длина блока от теоретической вершины верхнего конуса до среза сопел двигателя составляет 39,46 м, диаметр цилиндрической части корпуса - 3,9 м.

На наружной поверхности хвостового отсека расположены твердотопливные двигатели отделения блока, небольшая часть приборов системы управления и системы измерения, трубопроводы пневмогидросистемы, связывающие через разъемные соединения блок А со стартовым устройством. В нижней части хвостового отсека и на торцевом шпангоуте имеются силовые элементы, воспринимающие усилия от замков крепления блока к стартовому устройству. Там же расположены электрические и пневмогидравлические разъемные соединения.

Соединение блоков А в параблок (связка из двух боковых блоков) и с центральным блоком обеспечивается двумя поясами связей, представляющих собой систему тяг, которая воспринимает продольные и поперечные усилия и крутящий момент. Разделение узлов осуществляется с помощью пиротехнических средств.

Увод параблоков и сообщение им скорости отделения в радиальном направлении от второй ступени обеспечивается специальными твердотопливными двигателями отделения. Количество; направление вектора тяги двигателей и время их запуска выбрано с учетом обеспечения требований по допустимым тепловым, газодинамическим и эрозионным воздействиям их струй на элементы конструкции второй ступени.

Двигатели отделения, собраны в две группы:

• в районе хвостового и приборно-агрегатного отсеков;

• на конусе блоков.

Многоразовый «блок А» (рис. 0.3). Проектом предусматривалось многократное применение блоков первой ступени. Анализ возможных вариантов спасения ракетных блоков первой ступени привел в конечном счете к варианту спасения индивидуально каждого блока. Торможение, снижение и посадка в зону отчуждения для блоков А - с помощью парашютной системы с применением двигателей мягкой посадки на амортизационные стойки блока (рис. 0.4).

Рис. 0.3. (рисунок предоставлен http://www.buran.ru) А

БЛОК А основные характеристики

СТАРТОВАЯ МАССА, m 577,а

РАБОЧИЙ ЗАПАС ТОПЛИВА. ITI 307,0

МАССА 8 КОНЦЕ РАБОТЫ

I СТУПЕНИ ,т 65,6

В ТОМ ЧИСЛЕ

-СРЕДСТВ ВОЗВРАЩЕНИЯ К7

МАССА КОНСТРУКЦИИ, т 59,1

8 ТОМ ЧИСЛЕ

- СРЕДСТВ ВОЗВРАЩЕНИЯ 15,3

МАССА ПОСЛЕ ПРИЗЕМЛЕНИЯ, т 58,2

КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВА, 141

ЖИДКИИ КИСЛОРОД 221,7

РГ-1 85,5 двигатель 11Д521 разработки КВЭМ тягд двигдтеля:

-У5ЕМПИ.ГПС 740

- в пустоте, тс еоб удельный импульс:

- У земли, гсв.5

336,2

БЛОК А ПОСЛЕ ПОСАДКИ

Рис. 0.4. (рисунок предоставлен http://www.buran.ru)

Схема возвращения «блоков А» (рис. 0.5). Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система управления и газо-реактивной ориентации. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту. Он входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. С 285-й по 450-ю секунды происходит движение с тормозным парашютом и снижение до высоты ~5 км. Скорость на этом участке уменьшается до 70 м/с. На этой высоте вводится основной многокупольный парашют. Силовые стропы закреплены на заднем торце блока. Блок снижается носиком по направлению движения, скорость падает до 30 - 20 м/с. На высоте 3-4 км происходит "перецепка" парашюта: узел крепления парашюта смещается к центру тяжести блока. Блок приземляется в горизонтальном положении со скоростью 13-19 м/с. Амортизационные стойки устанавливаются в рабочее положение. На высоте 30-50 м по команде системы управления, следящей за высотой, включаются ф двигатели мягкой посадки. Посадка осуществляется через 11-12 мин. после старта ракеты.

При разработке блока А на стадии дополнения к техническому проекту (1979 г.) было выявлено, что существовавшее на тот период представление о схеме спасения не удовлетворяет требованиям по массовым характеристикам. Схема оказалась сложной в конструктивном отношении, недостаточно надежной и не обеспечивала должного управления блоком после отделения. Поэтому, после дополнительных проработок и обсуждений, было принято решение о проведении исследовательских работ по разработке сверхзвукового парашютного тормозного устройства. Предусматривалось провести также исследование технологических и конструкционных свойств материала СВМ, из % которого намечалось изготавливать парашюты, и летную отработку модели на экспериментальном изделии Т6К.

В конструкции блока А, готовившейся в полет, уже были заложены элементы парашютной системы посадки. Конструкторские надстройки на блоке в районе носовой и хвостовой частей - это два встроенных контейнера для размещения парашютов, средств приземления и системы управления. В первых полетах они были заполнены измерительной аппаратурой.

Работы, проведенные в НПО "Энергия", показали, что проблему повышения термостойкости ткани можно решить нанесением на этот материал композиционного теплозащитного состава на основе водосодержащих микрокапсул.

СХЕМА ВОЗВРАЩЕНИЯ БЛОКА ГА* с» Ю-ВЗхгс/ к» | v«0-160c

- -х. ттлп*

ОтЛадоНи"» влрпйлгхоа r-JbLXJif/c 2 i-lSbc

Cj»sicijt<s£M»|p 'aepca uxS-i' Em-/!'*""* ДЗМ n onotf- fepKOCHtft-iuio К.'ШЙ г» ялра-ятамфгри ;,c:K3ia !£ вход о V" 1640м/с Ь сяспгиыв • <j«2*xc/u* слоит «т

Ciiycx яа ropiroav»1760-■

TZyt/й мое^ерп v-neov/c »и»»о bzesc

Перааязяк* я меняют tUXCmt/tr ;тстрс8с»м изэд-изс v-ao-zcu/c

•.-4uo-5i(jo

Вкэочмгив j\ декг»» елей ]

I v»»ja-ivjt/cri I

Рис. 0.5. (рисунок предоставлен http://www.buran.ru)

Для исследований парашютных систем при сверхзвуковых скоростях в лаборатории 10 ИТПМ была разработана методика и проведены экспериментальные исследования в Т-313 модели блока А с конусными парашютами, а также исследовалась возможность испытаний парашютов с теплозащитным покрытием.

На примере блока А видно, какое большое количество разнообразных надстроек может быть расположено на поверхности. Они представляют собой обтекатели антенн, управляющих и тормозных двигателей, короба проводок и т.п. Геометрические параметры, место расположения и количество надстроек может быть самым разнообразным, поэтому они также могут оказывать самое разнообразное влияние на аэродинамические характеристики ракеты.

Опубликованных работ по исследованию влияния надстроек и местных конструктивных изменений контура на аэродинамические характеристики ракет очень мало. Это, по-видимому, связано с тем, что в каждом конкретном случае для каждой ракеты имеется свой набор надстроек, установленных в определенном месте, и нет возможности использовать результаты исследований одних ракет для других. Поэтому влияние надстроек исследуется для каждого конкретного случая (для каждой ракеты) отдельно, а такие работы, как правило, не имеют общего интереса и публикуются мало [0.4-0.7].

Надстройки, как правило, располагаются на поверхности ракеты несимметрично, что приводит к возникновению крутящих моментов, компенсировать которые можно используя:

• стабилизаторы и рули;

• управляющие двигатели;

• перекачку топлива;

• допустимые изменения формы надстроек и накладок на этапе проектирования, обеспечивающие минимизацию крутящих моментов на полетных режимах.

Выбор той или иной схемы компенсации (или их комбинации) зависит от диапазона изменения величин моментов крена на различных участках траектории, но оптимальным, безусловно, является обеспечение практически нулевого момента еще на этапе проектирования. В ИТПМ были разработаны методики и выполнен комплекс испытаний схематизированных моделей с целью исследования возможности оценки вклада отдельных элементов в формирование аэродинамических нагрузок на КА.

Настоящая работа преследует следующие цели: разработать и реализовать в сверхзвуковых аэродинамических трубах, не оснащенных шестикомпонентными аэродинамическими весами и р-механиз-мом, методику шестикомпонентных измерений аэродинамических характеристик моделей, алгоритм и программу вычисления на ЭВМ коэффициентов аэродинамических сил и моментов, как функций углов атаки и скольжения, а также выполнить исследования методической и реальной моделей; получить суммарные и распределенные аэродинамические характеристики модели с малым моментом крена на фоне значительных других компонент нагрузки при числе М«>=4 в диапазоне углов атаки cti=±15° и скольжения р1=0-И5° и исследовать влияние надстроек на локальные и суммарные аэродинамические характеристики; разработать метод проведения экспериментальных исследований аэродинамических характеристик системы "ГТ + парашют" и условий балансировки этой системы в аэродинамической трубе ИТПМ Т-313 и исследовать характеристики конусного парашюта за моделью блока А -бустера ракеты-носителя "Энергия"; создать пакет программ, позволяющий проводить цифровой спектральный и корреляционный анализ данных экспериментов с тормозным устройством, включая отображение промежуточных результатов на экране монитора, а конечных - и на графопостроитель; развить метод экспериментального исследования аэродинамических характеристик разделяющихся моделей двухступенчатых аэрокосмических систем и выполнить экспериментальное исследование их разделения с использованием набора схематизированных крылатых моделей и одной из вероятных конфигураций исследовательской концепции ELAC-EOS для достижения более глубокого понимания особенностей этих течений и получения данных для тестирования расчетных моделей и методов численного моделирования.

Диссертация состоит из введения, трех глав и заключительной части.

Основные результаты главы

1. Разработаны технические и программные средства для измерения аэродинамических характеристик моделей с малыми значениями момента крена:

- внутримодельные шестикомпонентные тензовесы;

- градуировочный стенд для обеспечения градуировок шестикомпонентных тензовесов на базе ИВК Т-313 и градуировочного стенда "ГРАДУС";

- алгоритмы и программы

- автоматизированной обработки результатов градуировки, обеспечивающие вычисление коэффициентов для формулы весов с учетом линейной зависимости коэффициентов взаимного влияния от перекрестных нагрузок и погрешности определения этих коэффициентов;

- вычисления аэродинамических коэффициентов в скоростной и связанной с моделью системах координат по результатам одновременного измерения нагрузок тензо- и механическими весами и взаимным дополнением недостающих компонент;

- построения векторных диаграмм распределения давления в поперечных сечениях модели с подстраиваемой масштабной сеткой;

- аналитического описания геометрии блока;

- расчета суммарных аэродинамических характеристик по измеренному распределению давления и их распределение по длине модели.

2. Выполнена серия метрологических исследований, подтвердившая обоснованность принятой методики и алгоритмов расчета рабочих формул весов и обработки результатов измерений, и показавшая, что созданные тензовесы обеспечивают достоверность и высокую точность измерения аэродинамических характеристик моделей с малым моментом крена (тх«0.01) и имеют разрешающую способность по этой компоненте в 30-Н50 раз выше, чем механические весы типа АВ-313М.

3. В аэродинамической трубе Т-313 получены суммарные и распределенные аэродинамические характеристики модели блока "А" - ускорителя ракеты-носителя "Энергия" при числе Моо=4 в диапазоне углов атаки aj=±150 и скольжения pj=0-H5° и, с использованием разработанного программного обеспечения, исследовано влияние надстроек на локальные и суммарные аэродинамические характеристики.

1.1. Аэродинамические характеристики тел вращения (оперенных и неоперенных). Обзор ЦАГИ N 321, 1970.

2. Ericsson L.E. and Reding J.P., Vortex Induced Asymmetric Loads on Slender Vehicles, Lockheed Missiles & Space Co., Sunnyvale, CA, LMSC-D630807, Contract N60921-77C-0234, Jan. 1979.

3. Ericsson L.E. and Reding J.P., Review of Support Interference in Dynamic Tests, AIAA Journal, Vol. 21, Dec. 1983, pp. 1652-1666.

4. Cfnning T.N. and Nielsen J.N., Experimental Study of the Influences of Supports on the Aerodynamic Loads on Ogive-Cylinder at High Anfles of Attack, AIAA Paper 81-0007, Jan. 1981.

5. Klopfer G.H. and Nielsen J.N., Computational Fluid Dynamic Applications to Missile Aerodynamics, Paper presented at AGARD Fluid Dynamic Panel Symposium on Missile Aerodynamics, Tronheim, Norway, AGARD CP 336, Sept. 1982.

6. Бродецкий М.Д., Васенев Л.Г., Зуенко B.C. Методика проведения, алгоритм и программа обработки шестикомпонентных весовых испытаний с использованием механических и тензометрических весов. Отчет ИТПМ N1149, 1980.

7. Василенко Т.И., Запрягаев В.И., Певзнер А. С. Информационно-измерительная система «КАМАК кейс». Отчет ИТПМ N4/2000, 1999.

8. Овечкина Л. В., Пирогов А. И., Шпак С. И. Развитие автоматизированной системы научных исследований ИТПМ. Часть V. Подсистема Т-313. Автоматизированный градуировочный стенд. Отчет ИТПМ N1725, Новосибирск. 1987 г.

9. Овечкина Л. В., Пирогов А. И., Шпак С. И. АСНИ ИТПМ, подсистема Т-313. Операционная система для автоматизации аэродинамического эксперимента. Часть 2. Отчет № 1655, ИТПМ, Новосибирск.

10. Бродецкий М.Д., Вышенков Ю.И., Ольховиков Г.П. и др. Многоканальный измеритель давлений МИД-100. В кн.: Методы и техника аэродинамических исследований (под ред. Харитонов A.M.), ИТАМ СО АН1. СССР, 1978, с. 99-113.

11. Иванов М.С., Малыхин С.М. Система для накопления, анализа и обработки результатов аэродинамического эксперимента (СНАОД). Отчет ИТПМ N1311,1981 г.1. ГЛАВА 2.

12. Метод экспериментального исследования аэродинамических характеристик сверхзвуковых парашютов

13. Условия существования той или иной схемы обтекания компоновки определяются ее геометрическими соотношениями и параметрами потока.

14. Критическое расстояние /кр0 в (2.3) определено как расстояние от точки торможения переднего тела до миделевого сечения второго тела, a d-i и cfe-диаметры соответственно первого и второго по потоку тела.

15. В работах 11.1,11.2. по изучению явления перестройки течения, указывается на существование гистерезиса перестройки, вызванного различием механизмов прямой (переход от открытой к закрытой схеме течения) и обратной перестройки.

16. Для обеспечения требуемых характеристик парашюты выполняются с конструктивной проницаемостью, изменяющей условия расхода газа в течении между ГТ и куполом, что оказывает определенное влияние на перестройку течения 11.1-11.3.

17. Только при некоторых значениях длины строп и диаметра купола эти границы располагаются таким образом, что при 0<КП<0,2 и 1,0<Моо<3,5 достаточно выражены все четыре области рассмотренных режимов работы парашюта.

18. Таким образом, при проведении экспериментальных исследований по определению характеристик парашютов при сверхзвуковых скоростях необходимо учитывать различие характеристик, получаемых при различных режимах.

19. Такой подход к определению характеристик парашютов при сверхзвуковых скоростях позволяет учесть влияние на них режимов работы и систематизировать представления о закономерностях, определяющих поведение характеристик парашютов.

20. Как уже упоминалось, задачу исследования аэродинамических характеристик (АДХ) парашютных систем (ПС) можно разделить на две самостоятельные задачи:

21. Изучение устойчивости и коэффициентов сопротивления парашюта в следе за головным телом (ГТ).

22. Определение аэродинамических характеристик системы "ГТ+парашют" и условий балансировки этой системы.

23. Данная глава посвящена разработке метода проведения экспериментальных исследований аэродинамических характеристик системы "ГТ + парашют" и условий балансировки этой системы в аэродинамической трубе ИТПМ Т-313.

24. Принципиальная схема испытательного стенда

25. Двухстепенной шарнир смонтирован на сферической головке державки 3.

26. С использованием описанного стенда было выполнено несколько серий методических экспериментов, позволивших отработать его конструкцию и подтвердивших его работоспособность и хорошие метрологические характеристики.

27. Датчики угла атаки и скольжения однотипны. В качестве примера на рис. 2.7 приведена конструкция датчика угла атаки.

28. Схема измерителя угла р аналогична, но он расположен в плоскости XOZ. При этом используется тот же излучающий диод, что и для датчика а.

29. В процессе градуировки углы атаки и скольжения устанавливались в диапазоне а=±24° с шагом Да=3° и р=+12° с шагом др=2° и измерялись соответствующие им сигналы датчиков.

30. Результаты градуировок показали, что тензовесы имеют линейную характеристику, а реакции на поперечные силы незначительны и ими можно пренебречь.21.3. Киносъемка парашюта

31. В процессе отладки методики регистрации поведения парашюта в следеза ГТ при сверхзвуковых скоростях в аэродинамической трубе ИТПМ Т-313 было опробовано два различных способа съёмки наблюдаемой картины:

32. Прямая съемка через окно камеры давления и рабочей части трубы.

33. Съемка через окуляр теневого прибора ИАБ-451.

34. Съемка через теневой прибор (рис. 2.9) дает возможность фиксировать на кинопленке форму купола и прямотеневую картину его обтекания. Однако точка зрения и обзор при этом жестко заданы, что, впрочем, имеет и свои преимущества.

35. На рис. 2.33, 2.37 и 2.387 приведены типичные кинограммы, полученные в экспериментах.

36. Методика проведения экспериментов

37. При работе без к/к синхроимпульс на ШО и сигнал на запуск секундомера и АЦП подается нажатием кнопки "РЕАЛИЗАЦИЯ" на ППУ.1. Рис. 2.10.

38. Таким образом, файл первичной информации состоит из двух частей:

39. Показания датчиков, сигналы которых изменяются сравнительно медленно ("отсчеты", в том числе взятые программно после каждой "реализации").

40. Одна или несколько "реализаций" дискретизированные с заданной частотой показания датчиков силы и/или положения ГТ, оцифрованные АЦП.

41. Математическое обеспечение обработки результатовэкспериментов23.1. Первичная обработка

42. Задача вычисления истинных значений углов атаки и скольжения, реализованных в эксперименте, решается в три этапа:1. Рис. 2.12.

43. Сравнением расстояний между точкой А и каждым из внутренних узлов градуировочной сетки, подсчитанных по формуле:находится ближайший к точке А градуировочный узел (i,j) с координатами в плоскости углов "а-р" а-, и ft (точка В).

44. Следует учесть, что погрешность определения углов существенно зависит от нелинейности градуировочной характеристики в окрестностях аэ и рэ. Эту погрешность можно снизить, используя интерполяцию более высокой степени.

45. Согласно общепринятой методике Uo = (uoA/0 + Uon/0)/2, где uoA/0 напряжение на выходе тензовесов до начала эксперимента;и0п/о напряжение на выходе тензовесов после окончания эксперимента.

46. Обезразмеривание силы производится отнесением ее к скоростному напору и характерной площади парашюта.

47. Значения углов и коэффициентов силы с дополнительной информацией об эксперименте, содержащейся в протоколах, записываются для вторичной обработки и анализа.23.2. Вторичная обработка

48. Я**И = + т.'X'n]\/N , 0<m<N-1,оценок, всегда будут положительно полуопределенными 11.15. Смещенная оценка взаимной корреляции определялась аналогичным образом:1. R*y(m)=1. N-m-1хп + т.-У'[п][/Л/ , 0<m<N-1,1. W-m-1 . Vgxn.-y*[n + |m|]|/A/ , -(N-l)<m^0

49. Спектральный анализ всех компонент может выполняться независимо.

50. Для достижения значительной экономии машинного времени вычисление автокорреляций для первых разностей осуществляется по формуле II.20.:

51. Ryy(k) * -Rxx(k-1 )+2Rxx(k)-Rxx(k+1)

52. Следует отметить, что, используя цифровые методы анализа, необходимо сверять получаемые результаты с киносъемкой, т.к. только она позволит судить об адекватности выбранной математической модели реальным процессам.

53. Метрологическая аттестация измерительного комплекса

54. Методология Калмановской фильтрации, предложенная в работе 11.24. для восстановления входных воздействий также требует знания динамической модели ИС (модели наблюдения в терминах автоматического управления).

55. Указанное ограничение (отсутствие и сложность определения динамической модели ИС) не позволяет в данный момент воспользоваться методами решения некорректно поставленных обратных задач 11.25. и требует других подходов для достижения поставленной цели.

56. Предположим, что нестационарную нагрузку, действующую на чувствительный элемент однокомпонентных тензовесов (ТВ) в момент времени tj (входное воздействие) можно представить в следующем виде:

57. Fz = Fi + F2 + F3 + F4 + F5 (2.6)где Fj; результирующая нагрузка X;

58. Fi= Fir(a, P) нагрузка, обусловленная аэродинамикой ГТ при a=const, P=const (регулярная, детерминированная составляющая);

59. F2=AFrr(a, р) нагрузка, обусловленная нестационарным взаимодействием потока с ГТ, учитывающая изменение местных скоростей потока, вызванные ненулевыми значениями скоростей изменения пространственной ориентации ГТ;

60. F3= Fry(a, р, .Режим) нагрузка, обусловленная нестационарным взаимодействием потока с ТУ (случайный процесс);

61. F4— Fyyp6 аэродинамический шум, обусловленный турбулентностью потока (случайный процесс);

62. F5= Fny инерционная составляющая нагрузки, обусловленная собственными колебаниями ПУ, вызванными пульсациями нагрузки и колебаниями, приходящими от корпуса аэродинамической трубы (AT) (случайный процесс).

63. Нагрузки Ft и F2 определяются аэродинамическими и вращательными производными ГТ, его характерным размером и параметрами потока.

64. В первом приближении можно пренебречь искажениями местных скоростей потока, вызванными изменением пространственного положения модели и положить F2 « 0.

65. В простейшем случае однокомпонентной ИС и жестко закрепленного ГТ (а=0, р=0) выходной сигнал ТВ будет определяться вынуждающей силой (входным воздействием) на чувствительный элемент ТВ1. Fx(t)=FTy+FTyp6+Fny (2.7)

66. Здесь Fjy(t) нестационарная аэродинамическая нагрузка, амплитуда, фаза и частота которой определяется поведением полностью раскрытого парашюта в следе ГТ.

67. В случае многоканальной ИС (а, р, X) основным инструментом при решении поставленной задачи при случайном характере входного воздействия также являются методы корреляционного и спектрального анализа.

68. Датчик частотомера 8 состоит из пары свето- и фотодиодов,направленных друг на друга и проходящего между ними тонкого венчика на маховике 4 с десятью щелями-прорезями.

69. О номер отсчета в реализацииа 1.0105 i-0.5-2.01. П°0100 0200t> /оЯ^л il \ 0 \ / \ / ■ V1. Wjo* vV V/ Vi ~ t, мс

70. Jjiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiliiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiii-0.7

71. IMIIMIIIIMIMMIIIIIIIIIIIIIMIIIMIIIIIIIIM

72. IIIIIIIIIIIIIII1IIIIIIIIIII-1.4-2.1150100t, мс0.12-0.08o.e 0.6 OA 0.2 0t.Mc Рис. 2.14.