Возможности моделирования аэрогазодинамических процессов на импульсной адиабатической установке сверхвысокого давления тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

РГ8- ОД

; ' РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ НАУК СИБИРСКОЕ ОТДЕЛЕНИЕ ОРДЕНА ТРУДОВОГО КРАСНОГО ЗНАМЕНИ ИНСТИТУТ ГИДРОДИНАМИКИ ИМ. М.А. ЛАВРЕНТЬЕВА

На правах;рукописи

РЫЧКОВ ВЛАДИМИР НИКОЛАЕВИЧ

УДК 532;533;535; 536;629

ВОЗМОЖНОСТИ МОДЕЛИРОВАНИЯ АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ НА ИМПУЛЬСНОЙ АДИАБАТИЧЕСКОЙ УСТАНОВКЕ СВЕРХВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ

01.02.05. - "Механика жидкости, газа и плазмы".

Автореферат диссертация на соискание учёной степени кандидата физико-математических наук

Новосибирск - 1995г.

Работа выполнена в Ордена Трудового Красного Знамени Институте гидродинамики им. М.А. Лаврентьева СО РАН

Научный руководитель - доктор физико-математических наук

профессор М.Е. Топчиян

Официальные оппоненты - доктор технических наук

В.Н. Ярыгин кандидат технических наук доцент Е.И. Пальчиков '

Ведущая организация - Институт теоретической и прикладной

механики

Защита состоится 1995г. в /5" ч. на

заседании Специализированного Совета Л 002.55.01 при Институте гидродинамики им. М.А. Лаврентьева СО РАН по адресу: 630090, г.Новосибирск-90, пр. академика Лаврентьева, 15.

С диссертацией можно ознакомится в библиотеке Института гидродинамики СО РАН.

Автореферат разослан

1995г.

Учёный секретарь Специализированного Совета Д 002.55.01, д.т.н.

И.В. Яковлев

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

у

АКТУАЛЬНОСТЬ ТЕМЫ: В настоящее время аэродинамические исследования перспективных гиперзвуковых летательны аппаратов, как правило, ведутся на ударных и импульсных аэродинамических установках. Серьёзными недостатками существующих систем являются нестационарность истечения, малое время рабочего режима и высокая степень загрязнения потока, а главное их неспособность воспроизводить необходимые числа Рейнольдса. Все это, а в случае ударных труб ещё и очень малое время работы, резко затрудняет некоторые виды аэродинамических испытаний, или делает их невозможными, например, исследования горения в СГПВРД, тепловой защиты, абляции и т.д. Поэтому обоснование основных принципов создания импульсных гиперзвуковых аэродинамических труб, лишенных указанных выше недостатков и позволяющих возможно более приблизиться к моделированию полётных условий, является несомненно актуальным.

ЦЕЛЬ РАБОТЫ: Настоящая работа посвящена экспериментальному исследованию и обоснованию принципов, создания установок с использованием адиабатического сжатия до сверхвысоких давлений газа О 1ГПа). являющихся источниками рабочего газа для гиперзвуковых аэродинамических труб, проведению систематических экспериментальных исследований качества потока при гиперзвуковых скоростях, особенностей работы источника газа при сверхвысоких давлениях в форкаме-ре. разработке методов диагностики таких потоков. Одной из целей работы было проведение оценок и экспериментальное исследование эрозионной стойкости сверхпрочных материалов для критического сечения сопла.* На основе прямых измерений скорости дать оценки теплопотерь при истечении газа из форкамеры.

ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ: Анализ процесса получения высоких давлений для создания высокоэнтальпийных потоков с натурными числами Маха и Рейнольдса. Определение условий разрушения критического сечения сопла при сверхвысоких давлениях. Создание системы диагностики газа в форкамере и получаемого плотного гиперзвукового потока и исследование некоторых его свойств.

ОБЩАЯ МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ИССЛЕДОВАНИЙ: Для измерения параметров газа в форкамере разработаны методика и датчики для измерения импульсных давлений и температур в условиях сильно сжатого газа (1 - 1.5ГПа при температурах до 2000К).

Применительно к плотным потокам, реализован метод электроискрового трассирования - ЭИТ для измерения'скорости с одновременной импульсной теневой визуализацией гиперзвукового потока.

НАУЧНАЯ НОВИЗНА: Известно /1/, что при давлениях, выше ЮОМПа, для реальных газов становится существенной зависимость удельной энтальпии от давления. На основе этой особенности реального газа был сделан вывод о целесообразности создания гиперзвуковой аэродинамической трубы с рабочим давлением до 1,5ГПа и умеренной (до 2000К) температурой газа в форкамере. Это позволило "бы получить натурное моделирование по числам М и Ие при относительно небольших размерах АДГ и заметно уменьшить эрозионное разрушение сопловых вставок по сравнению с существующими установками. Для реализации этих идей при совместном участии ИГиЛ и КТИ ГИТ был разработан и создан маломасштабный адиабатический источник гиперзвукового потока газа (А-1), на котором и проведены все исследования. На этой установке впервые были получены потоки газа, истекающего при давлении до ЮООМПа и температуре около 2000К, параметры истечения поддерживаются постоянными в течение времени до 3ООмс /4,5/.

В настоящей работе проведено: - - Обоснование газодинамических характеристик установки, газодинамический расчет процессов сжатия и истечения реального газа и экспериментальное подтверждение реализации параметров А-1, заложенных в расчете и проекте установки.

- Исследованы и получены новые данные по эрозионной стойкости критического сечения сопловых вставок из различных материалов. Проведены сравнительные исследования их стойкости при, использовании азота или воздуха в качестве рабочего газа. Определение области давлений и температур, в которых может быть использован воздух.

- Получены экспериментальные данные о процессе адиабатического сжатия газа в форкамере при.одноступенчатом и двухступенчатом режиме работы в диапазоне давлений от 60 до ЮООШа. (Известные установки работают при давлениях не-более 200МПа).

- Усовершенствованы методики и реализованы прямые измерения скорости гиперзвуковых потоков газа с одновременной теневой визуализацией течения. В работе также предложена и обоснована модель

-расчёта и получены численные оценки теплопотерь в процессе сжатия

и последующего истечения (рабочего газа) через коническое сопло. Прямые измерения скорости позволили впервые получить данные об интегральных потерях тепла при прохождении рабочего газа по всему газодинамическому тракту.

- Впервые получено прямое экспериментальное подтверждение существенного влияния высокого давления на удельную энтальпию сжатого газа. Корректности уравнений состояния Плотникова М.А. и Севастьянова P.M. с сотрудниками /2,3/.

- Предложены и обоснованы конструкции сопловых вставок для работы с давлениями до 1ГПа. Проведено экспериментальное исследование их работоспособности.

ПРАКТИЧЕСКАЯ ЦЕННОСТЬ: Проведенные исследования расширяют существующие представления о возможностях импульсных аэродинамических установок, использующих адиабатическое сжатие газа.

Освоена новая область моделирования единичных чисел Рейноль-дса - (Re!) при гиперзвуковых числах Маха, не достижимая на известных импульсных аэродинамических установках. Например при М > 13 она расширена до чисел Re4 ) 5-108(1/м). что в 10 + 100 раз превосходит все существующие в настоящее время установки.

Представленные в диссертации результаты исследований в настоящее время используются в работах по созданию крупномасштабных аэродинамических установок адиабатического сжатия газа на рабочие давления от ЗООМПа и выше.

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ: Основные результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на Всесоюзной школе по методам аэрофизических исследований (Новосибирск, 1986г), (Абакан. 1989г). на XI международной конференции МАРИВД (Киев, 1987г), на Международном семинаре "Проблемы моделирования в аэродинамических трубах" (Новосибирск. 1988г), на I Всесоюзном семинаре "Оптические методы исследования потоков" мзаэдив (Новосибирск, 1989г), на V Всесоюзной школе семинаре "Современные проблемы механики жидкости и газа" (Иркутск, 1S90), на Международном симпозиуме IUTAM по "Аэротермохимии в космосе и газодинамике гиперзвуковых потоков" (Марсель, 1992) и на Международной конференции посвященной 75 - летию ЦАГИ (Жуковский, 1993).

ПУБЛИКАЦИИ: По результатам выполненной работы опубликовано 16 статей и докладов, 7 отчетов по НИР.

ОБЪЕМ РАБОТЫ: Диссертация состоит из введения, пяти глав.

заключения, списка литературы и приложения с рисунками, изложенных на 136 страницах машинописного текста, включая 3 таблицы и на 82 страницах рисунки и фотографии. Список литературы состоит из 150 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

ВО ВВЕДЕНИИ приведен обзор существующих импульсных аэродинамических установок, обоснована целесообразность создания импульсных аэродинамических труб адиабатического сжатия с высокими (вплоть до 1ГЛа и выше) давлениями рабочего газа в форкамере. Сформулирована цель исследований, а также кратко излагается структура диссертации ; практическая ценность и вопросы вынесенные на защиту.

ПЕРВАЯ ГЛАВА является обзорной.-В ней рассматриваются проблемы моделирования вязкого гиперзвукового обтекания на импульсных аэродинамических трубах.

Моделирование полетных условий при высоких числах Маха и Рейнольдса в основном ведется на ударных и импульсных трубах типа Хот-Шот и Лонг-Шот. Достаточно полный обзор по этому вопросу сделан в книге (Дж. Лукашевича, 1973г) и в обзорах под редакцией (Ф. Р. Риддела, 1964г.) и (А. М. КгШ, 1962г.)

Сделан анализ возможностей адиабатических труб типа А-1 в сравнении с существующими аэродинамическими трубами при моделировании натурных чисел Маха и Рейнольдса, скорости и температуры.

Проведён анализ адекватности моделирования в других газовых средах и достоверности получаемых результатов в сравнении с данными при моделировании в воздухе.

Литературные данные о реальных полетных коридорах позволяют сравнить область, необходимую для моделирования, с возможностями импульсных установок разного типа. Из этих данных следует, что воспроизведения чисел М и Re, особенно на низких высотах полёта, для импульсных труб типа А-1 обеспечивается гораздо более широкое, чем на других установках.

Вторая глава посвящена анализу предельных возможностей моделирования на существующей установке А-1, основанному на полученных экспериментальных данных. Главное внимание уделено исследованию динамических характеристик установки.

На этапе создания самой установки (ещё до аэрогазодинамических

исследований) был проведен обширный цикл наладочных испытаний, которые показали хорошую воспроизводимость процесса подготовки газа. Эти испытания подтвердили высокие характеристики и эксплуатационные возможности А-1.

В §2.2 и 2.3 проведен анализ газодинамических возможностей А-1 при работе в режиме одной первой ступени и совместно первой и второй ступеней. Экспериментально подтверждены результаты расчетов динамики движения элементов установки, показано что они хорошо описывают ее работу адекватно отражая процесс сжатия газа на первой ступени, дожимание и квазистационарное истечение при работе на второй ступени.

В §2Л. на основе экспериментальных данных, проведено исследование рабочих характеристик А-1, как аэрогазодинамического комплекса и его возможностей при моделировании натурных чисел Маха, Рейнольдса (в частности на низких высотах), а также ограничения в воспроизведении температуры и скорости.

На основе анализа существующих литературных данных, применительно к высоким плотностям и числам Ле потока с использованием опорных экспериментальных точек, полученных в работе, скорректирована известная из литературы эмпирическая модель и получены формулы для расчёта основных характеристик пограничного слоя с расширением области их применения для давлений в форкамере со 100 до 1500МПа. Были проведены расчёты толщины пограничного слоя

в сопле при истечении газа во всём рабочем диапазоне давлений и температур в форкамере. Результаты хорошо согласуются с данными экспериментов по измерению скорости потока с одновременной диагностикой его ядра.- Анализ экспериментальных данных показал, что толщина пограничного слоя в сопле, как правило, оказывается порядка или меньше получаемой из расчета. Подтверждено положительное влияние высокого давления на качество гиперзвукового потока в рабочей части.

Третья глава посвящена разработке измерительно-диагностического комплекса.

Характерные времена явлений, имеющих место в импульсных адиабатических установках, лежат в диапазоне от нескольких десятков мкс. (время последнего удвоения давления в первой ступени) до величин порядка десятых долей секунды.

Рекордные давления сжатого газа, высокая температура и малые

габариты форкамеры (40см3) потребовали создать адаптированные к условиям измерения датчики давления и температуры, а также комплекс усилительно-регистрирующей аппаратуры, обеспечивающие получение необходимой информации о параметрах газа и работе элементов конструкции установки. Ключевыми измеряемыми параметрами были давление и температура газа в форкамере.

Задача измерения резко осложнялась необходимостью обеспечения прочности электровводов, достаточной для работы с давлениями до 1.5 + 2ГПа, и малыми ее габаритами.

Для измерений в форкамере были разработаны защищенные от температурного воздействия миниатюрные датчики давления размером 3.5 х 5мм. датчики температуры и оригинальные электровводы на высокое давление.

Обычно считается, что в аэродинамическом эксперименте в большинстве случаев для определения параметров и свойств.гиперзвукового потока, набегающего на исследуемую модель, достаточно измерять давления в форкамере и в рабочей части. Этому придерживается вся мировая практика аэрогазодинамического эксперимента. На самом же деле для чисел М > 8 измерения давлений в рабочей части даже при относительно высокой точности измерения чисел М не дают возможность получить достаточную точность вычисления остальных параметров: скорости, температуры и плотности потока.

Традиционные методы получения и обработки результатов, не предусматривающие прямые измерения скорости, не позволяют в полном объёме получать эти данные и, как правило, их необходимо дополнять, используя сложные расчётные модели и мощную вычислительную технику. Такие методы определения параметров потока, особенно чисел Ее, как правило, приводят к возникновению значительной систематической погрешности, поскольку плохо учитывают теплопотери. Это косвенно подтверждается тем, что на известных импульсных установках до настоящего времени не получены те рекордные параметры по энтальпии потока и температуре сжатого газа, которые пытались реализовать их авторы, особенно при создании ударных труб.

Как показывают оценки теплопотерь для гиперзвуковых высокоэн-тальпийных установок (проведенные автором),, особенно работающих с плотным газом в этих условиях могут достигать 10 -г 30 процентов величины энтальпии торможения и более. Поэтому помимо условий в форкамере необходимо иметь данные о свойствах самого потока. Анализ

показывает, что для восстановления таких трудноизмеряемых параметров как плотность и температура лучше всего в эксперименте прямым образом измерять скорость, число Маха и давление за прямым скачком.

В этом случае для определения остальных величин можно использовать следующие формулы: Г = v2/ OfRM2) для статической температуры потока, р = YPM2/v2 = YßP' (1 - cM"2)/v2 для плотности потока. Единичное число Рейнольдса будет определятся из соотношения: Rej = pv//i. где "i = 1.4. ß = 0.7767. t = l/2f = 0.357. Если 15K < T < 120К динамическйя вязкость газа /1 = пТ, где 11 = 0. 69-10"7 кг/'м- с К. При Т > 120К, для определения д используется известная формула Сатерлэнда .

Из-за низкой плотности и температуры газа, при числах Маха > 8 применение приведённых выше формул для совершенного газа оправдано. Погрешность при определении по этим формулам Ret, Тир значительно меньше, чем ошибки измерения, которые можно было бы получить в прямом эксперименте.

Прямые измерения скорости позволяют использовать эти простые формулы и тем самым значительно упростить, повысить точность и обеспечить высокую степень достоверности восстанавливаемых параметров. Они позволили исключить сложные вычисления с учётом неидеальности газа и теплопотерь при определении параметров потока, набегающего, на модель. В результате получаемые в эксперименте данные относительно легко сопоставить с результатами полетных испытаний.

Для измерения давлений в рабочей камере были применены широко известные методы, которые позволили относительно просто решить эту -задачу. В нашем конкретном случае их величина в эксперименте оказывалась на порядок выше, чем на других импульсных трубах при тех же числах М, что даже облегчило регистрацию давлений в рабочей камере.

Здесь были использованы стандартные малогабаритные индуктивные датчики давления типа ДМИ-3 и ДДИ-21, обеспечивавшие вместе с пневмотрассами временное разрешение не хуже 0.1 - О.Зжс,' которое уменьшалось с увеличением рабочего давления в форкамере.

Для измерения скорости и числа Маха был применён метод - ЭИТ в комплексе с теплеровской системой, позволяющей производить визуализацию потока в импульсном режиме одновременно с измерением скорости.

Хотя метод ЭИТ известен давно, его использоние было ограничено

скоростью потока не выше 500м/с. Применение его к плотным потокам при М > 8 вызвало ряд специфических трудностей, связанных с большой разницей плотности газа в пограничном слое и ядре потока. Их преодоление позволило расширить область применения этого метода для измерения скорости гиперзвуковых потоков до 3км/с и выше. Высокая точность измерений обеспечивалась использованием кварцевого задающего генератора и очень коротких высоковольтных импульсов длительность которых не превышала 0.3же. Система позволяет задавать период следования импульсов начиная с 1мкс и до 1с с любой дискретной установкой периода, через 1мкс. Можно задавать любое количество импульсов в пакете начиная с 2-х и более, а также синх-ронизировть появление пакета импульсов с циклическим процессом, например при киносъёмке.

Предложенный метод при одновременном измерении параметров сжатого в форкамере газа позволяет получить данные о полной энтальпии потока и суммарных теплопотерях.

Эту методику можно применять практически на любой аэрогазодинамической установке, если плотность и температура исследуемого потока позволяют инициировать искровой разряд который не переходит' в тлеющий.

В отличие от известных методов диагностики ядра потока и пограничного слоя посредством измерения давления за прямым скачком уплотнения, которые позволяют проводить только точечную диагностику потока, ЭИТ обеспечивает получение в одном эксперименте полной картины распределения скорости в разных сечениях гиперзвукового потока.

Совместное использование электроискрового и теневого метода диагностики позволяет сравнительно просто получать количественные данные о скорости и качественную картину обтекания моделей.

В этой же главе описана электронная измерительно-диагностическая аппаратура, созданная автором или при его участии. Она обеспечивает необходимое быстродействие, малый дрейф, высокую стабильность коэффициента усиления, имеет достаточно широкий динамический диапазон и высокую надежность в работе.

В-четвёртой и пятой главе приведены результаты и дан анализ - проведенных экспериментальных исследований.

В §4.1 описана работа проведённая на начальном этапе после изготовления установки. Необходимо было определить предельные

- и -

рабочие режимы в зависимости от начальных давления и температуры в форкамере и разгонном ресивере первой и второй ступени и провести тарировку установки. На этом же этапе в исследованиях использовался эквивалент сопловой вставки и определялось влияние диаметра его горла на режим работы установки. На рис.1 приведены типичные осциллограммы давлений в разных узлах установки и температуры Т0 в форкамере. Р0, РА и Рм давления в форкамере. автоподжатие и на низкой стороне мультипликатора. Можно видеть практически полный синхронизм их изменения.

Раздел 4.2 посвящен циклу исследований аэро-газодинамических характеристик. На первом этапе диагностика потока проводилась с использованием стандартных методик. Одновременно измерялись давление и температура в форкамере, давление за прямым скачком уплотнения и статическое в рабочей камере, а также осуществлялась теневая визуализация картины обтекания трубки Пито или исследуемой модели.

В последствии с использованием системы измерения скорости методом ЭИТ, совмещенной с импульсной теневой визуализацией, результаты описанных выше исследований были дополнены новыми данными.

В 54-3 изложены результаты исследований степени загрязнения потока для разных вставок, частицами, возникающими при эрозии горла сопла. В опытах использовались тестовые модели из стали 4X13, алюминия, эбонита ' и спец-пластмасс конической и цилиндрической формы, поверхность которых обрабатывается так, что микронеровности не превышали Южм. Состояние поверхности после обдува исследовалась на металлографическом микроскопе с увеличением до 200 раз. Даже после нескольких пусков на опытных моделях заметных дефектов поверхности не наблюдалось, за исключением теплового разрушения в точке ветвления гиперзвукового потока на носике эбонитовой модели.

В 5 5.1 описаны исследования эрозионного разрушения сопловых вставок и их эквивалентов. Возможности любой аэродинамической установки с экстремальными параметрами, используемой для моделирования аэрогазодинамических процессов, зависят от работоспособности горла сопла.

Поскольку установка, использующая столь высокие давления в аэродинамических исследованиях была создана впервые, необходимо было определить работоспособность различных материалов для критического сечения в этих условиях. Исследования проведены для трех

групп материалов, а) Металлы: медь, вольфрам и легированные стали,

б) специальные сверхтвердые керамические матеоиалы типа: карбида вольфрама (ВК-6, ВК-8 и т.д.), кубический нитрид бора ("вюрцит"). искуственный алмаз и керамика на основе окислов алюминия (ЦМ-332),

в) не традиционные для газодинамики конструкционные материалы: бериллиевая бронза, "эльканайд" (Си+И) и объемноокисленая медь -(О-Си).

Для каждого типа материалов необходимо было определить область давлений, температур и состав газовой среды, в которых их целесообразно применять с учётом прочности, эрозионной стойкости, а- также технологичности, себестоимости и доступности при изготовлении. Иногда возможность изготовления и является одним из самых серьезных ограничивающих факторов для использования материала в качестве сопловой вставки.

В работе сделаны верхние оценки предельной температуры нагрева поверхности горла сопла для разных материалов при конвективном теплообмене в зависимости от диаметра горла и параметров сжатого газа. Были проведены также приближенные расчеты напряжений, возникающих в теле сопловой вставки при-воздействии высоких давлений и температур.

Были разработаны и изготовлены сопловые вставки оригинальной конструкции, в которых под действием внешнего давления и внутренних сжимающих напряжений было обеспечено объемное сжатие, что позволило исключить разрушение горла сопла под действием растягивающих напряжений. Вблизи горла сопла, вдоль его оси, был задан плавный профиль с большим радиусом кривизны (И >> г, - радиус горла сопла). Это позволило уменьшить градиент осевых напряжений в стенке и тем самым повысить стойкость.

В результате исследований были найдены перспективные материалы для работы в этих условиях. Это вольфрам. ВК-6 * ВК-8, о-Си, "вюрцит". и ЦМ-332. Показано, что вольфрамовые вставки надежно работают на азоте при давлениях до 400МПа, а до 250МПа эро-

зия горла исчезающе мала как на азоте так и на воздухе. При давлениях азота до 1ГПа достаточно надёжно работают вставки из ВК-6. Степень их эрозии №,/г.) за один эксперимент при максимальных давлениях была = 0.8 * 1.9%, что вполне допустимо т.к. при этом изменение числа Маха (йМ/М) потока будет составлять ~ -0.4-с1г./г,, т.е. « 0.3 * 0.8%.

Особое место занимает O-Cu. Вставка из этого материала при работе с воздухом выдерживает давление до 600МПа, (почти в 3 раза больше чем обычная медь). Характер разрушения у этого материала резко отличается от других, упомянутых выше. Вместо увеличения отверстия горла наблюЭается его пластическое сужение, что говорит о том, что разрушение происходит скорее в следствие "силового", а не теплового воздействия.

Проведенные исследования показали, что в области умеренных температур даже высокие давления не вызывают столь интенсивного разрушения горла' сопла, как на импульсных трубах, например, типа Хот-Шот, где этот процесс при работе с воздухом, бывает катастрофическим уже при давлениях меньше ЮОМПа, а время эксперимента при сильно спадающих параметрах не превышает 35мс, что в 5 - 10 раз меньше чем на А-1.

Раздел 5.2 посвящен исследованию полных теплопотерь при движении рабочего газа по тракту высокоэнтальпийной газодинамической установки. Этот тракт обычно представляет собой канал меняющийся по сечению, иногда по довольно сложному закону. При движении по этому каналу каждая частица газа с той или иной скоростью отдаёт тепло его стенкам.

С использованием имеющихся в литературе данных по измерениям тепловых потоков, исследованию теплоотдачи в районе горла сопла (Лукашевич Дж., работы ЦАГИ - Хвостов Н.И., Чистов Ю.И., Чекалин В.Е. и т.д.), а также данных о теплопотерях в каналах (специальной формы или конструкции) на отдельных участках, были проведены расчеты теплопотерь при движении частицы газа от места старта до среза сопла. В известной литературе такие данные отсутствуют.

В работе предложен-и апробирован метод численного расчета полных теплопотерь, с использованием Лагранжевой системы координат. В пространстве выделяется плоский рабочий объем газа (текущая координата), который перемещается по тракту. В каждый новый теку-. щий момент времени определяется положение этого объёма, оценивается состояние газа в нём и вычисляются теплопотери в данном месте установки. Суммирование теплопотерь на выделенных участках и после выхода контрольного объема газа на срез сопла даёт величину полных теплопотерь.

На рис.2 представлены результаты расчёта теплопотерь примени-

тельно к тракту установки А-1 (сплошные линии).

Прямые измерения скорости потока, а также давления и температуры в форкамере, позволяют с достаточно хорошей точностью вычислить дефицит энтальпии торможения, который частица набирает к моменту прохождения среза сопла. Полученные таким образом экспериментальные точки приведены также на рис.2 с указанием ошибки эксперимента. Получаемое в расчете уменьшение энтальпии торможения газа лежит внутри области разброса значений, получаемых из эксперимента (от 1.4J&1 до 3.5%).

Анализ полученных результатов позволил, в частности, определить участки, где теплопотери максимальны. Это помогло целенаправленно внести изменения в конструкцию сопла и форкамеры, что способствовало уменьшению потерь более чем на 30% и повысило эффективность работы установки.

Заключение работы содержит краткие формулировки основных результатов работы.

ВЫВОДЫ.

1. Получено экспериментальное подтверждение возможности получения на импульсной установке адиабатического сжатия газа рабочих давлений до 1ГПа, температуры до 2000К. Это позволяет обеспечить моделирование гиперзвукового полета по числам М и Re по всей траектории, в том числе для малых высот, недоступных другим аэродинамическим установкам.

2. Впервые получены экспериментальные данные, подтверждающие расчёты термодинамических свойств плотного газа при давлении до ЮООМПа (азот) и до бООМпа (воздух), проведённые в работах М.А: Плотникова и P.M. Севастьянова с сотрудниками.

3. Получены экспериментальные данные по эрозионному разрушеник газовым потоком горла сопла из различных материалов при рабочих давлениях от 150 до ЮООМПа.

4. На основе этих данных разработаны и используются в эксперименте сопловые вставки не имеющие аналогов на известных импульсных трубах.

5. Разработана, реализована и успешно применена система прямого измерения скорости гиперзвукового (М > 8) потока методом электроискрового трассирования, позволяющая получать информацию о структуре ядра потока и толщине пограничного слоя.

6. Предложен метод численного расчета и проведена оценка

полных теплопотерь энтальпии торможения потока для импульсной установки. Получено экспериментальное подтверждение хорошей точности этого метода для тракта достаточно сложной формы.

7. В процессе работы создан измерительно-диагностический комплекс для одновременного измерения давления и температуры в форкамере, статического давления и давления торможения за прямым скачком и скорости потока, дополненный системой импульсной теневой диагностики, позволяющий получать необходимую информацию о параметрах гиперзвукового потока.

8. Исследование чистоты потока показало отсутствие загрязнений абразивными и прочими твёрдыми включениями. В пределах точности диагностики заметных механических повреждений на моделях не отмечено.

Литература

1. Бирюков Ю. П., Гавриленко Т.П., Плотников М. А., Топчиян М. Е. Некоторые газодинамические характеристики истечения газов под большими давлениями// Аэрогазодинамика. Труды первой сибирской конференции по аэродинамике 28 июля-2 августа 1969г. Новосибирск: 1973. с. 229-235.

2. Антанович А.А., Плотников М.А., Савельев Г.Я. Термодинамические свойства азота при высоких давлениях// ПМТФ, 1969, N 3, с. 99-108.

3. Зыков H.A., Севастьянов P.M. Материалы к расчёту газодинамических установок с высокими параметрами торможения азота// М.: Труды ЦАГИ, 1971, Вып. 1329. 105 с.

ОСНОВНЫЕ МАТЕРИАЛЫ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ В РАБОТАХ

4. Пинаков В.И., Рычков В.Н., Мещеряков A.A. и др. Газодинамическая установка А-1// Сб. реф. НИР, Физ.-мат. науки. М.: ВНТИ. Центр, 1976, N 9, Реф. N 02.09.76.285. с. 63.

5. Пинаков В.И., Рычков В.Н., Топчиян М.Е. Возможности моделирования гиперзвуковых потоков на газодинамических установках адиабатического сжатия с высокими давлениями// ПМТФ, 1982, N 1, с. 63-69.

6. Исследование чистоты газового потока, измерение его скорости и оценка потерь энтальпии на газодинамической установке А-1: Руководитель темы М.Е Топчиян; Отв. исплн. В.Н. Рычков// М.:

Сб. реф. НИР.' ОКР. 1986. сер. 16. N 12. Реф. N 30.12.86.367.

7. Рынков В.Н., Топчиян M. Е. Прямые измерения скорости потока при числах М» 10 и оценки потерь энтальпии в тракте газодинамической установки с высоким .давлением в форкамере// IV Всесоюзная школа по методам аэродинамических исследований. (22-28 июня,1986) Тез. докл. Новосибирск: 1986, с. 146.

8. Пинаков В.И., Рычков В.Н.. Мещеряков A.A. Метод уплотнения сосуда высокого давления// Физика и техника высоких давлений. Киев: 1987, Вып. 24. с. 78-83.

9. Лыжин 0. В., Мещеряков A.A., Пинаков В. И., Рычков В. Н., Топчиян M.Е., Хвостов Н. И. Получение плотных гиперзвуковых потоков на двухступенчатых установках с адиабатическим сжатием.// Проблемы моделирования в аэродинамических трубах. Т 1. Сб.трудов международного семинара, Новосибирск, 25-29 июля 1988г. Новосибирск: СОАН СССР, ИТПМ, 1989, С. 56-62.

10. Рычков В.Н. Измерение скорости гиперзвукового потока газа с одновременной теневой визуализацией течения// Оптические методы исследования потоков. Тезисы докладов. I Всесоюзного семинара (23-25 мая 1989г.) Новосибирск: СОАН СССР, ИТФ, 1989. с. 136.

И. Рычков В.Н., Топчиян M.Е. Исследование эрозии критического сечения сопл при давлении до lÔOOMîla// V Школа по методам аэрофизических исследований, Абакан: 7-16 июля 1989. »

12. Рычков В.Н. Миниатюрный манганиновый датчик для измерения давлений до ЮООМПа// V Школа по методам аэрофизических исследований, Абакан: 7-16 июля 1989.

13. Meshcheryakov А. А., PlnakovV. I., Rychkov V.N., Topchian M. Е. Obtaining high pressure gas with the help of free self-wedging piston// "High Pressure Science and Technology", Proceedings Xl-th AI RAPT Inter. Conf. V 4. Kiev: Naukova Dumka, 1989. p. 86-90.

14. Мещеряков A.A., Пинаков В.И., Рычков В.Н., Топчиян M.Е. Аэродинамические установки для получения плотных гиперзвуковых потоков// Современные проблемы механики жидкости и газа. Тезисы докладов V Всесоюзной школы семинара. (13-23 августа 1990г.) Иркутск: 1990.

15. Topchian M.Е., Rychkov V.N., Khovstov N.I. ad athers. Creation and use of adiabatlc compression facilities for producing dense hypersonic' flows// Int. Symp. Proceedings of the IUTAM, Marselle, France. Sept, 1-4, 1992. "Aerothermochemistry of Spacec-

raft and Associated Hypersonic Flows. Proceed. Paris, 1994. p.504-509.

16. Зубарев H. С.. Куршин А. П., Мещеряков A. A., Пинаков В. И., Рынков В.Н., Топчиян М.Е., Харитонов A.M., Ярославцев М.М. Перспективы и опыт использования установок с мультипликаторами давления для получения плотных гиперзвуковых потоков// Методы и средства экспериментальных исследований в аэронавтике: Тез. докл. Международная конференция посвященная 75 •- летию ЦАГИ. 22-24 ноября 1993. Жуковский, с.1-2.

Рис.2.

Рост потерь энтальпии при движении выделенного объема по тракту установки.