МЕХАНИКА ЖИДКОСТИ И ГАЗА № 1 • 2015
УДК 533.6.075
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ ПРОСТЕЙШИХ ТЕЛ (МОДЕЛЕЙ) В ГИПЕРЗВУКОВЫХ ТРУБАХ ПРИ БЛИЗКИХ ЗНАЧЕНИЯХ ЧИСЕЛ МАХА И РЕЙНОЛЬДСА, НО РАЗЛИЧНЫХ ФИЗИЧЕСКИХ СКОРОСТЯХ ПОТОКА
© 2015 г. В. И. АЛФЕРОВ, А. С. БУШМИН, И. В. ЕГОРОВ
Центральный аэрогидродинамический институт им. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Московская обл.
e-mail: ivan.egorov@tsagi.ru
Поступила в редакцию 19.02.2014 г.
Исследованы распределения давлений по поверхностям и отходы скачков уплотнений на простейших телах-моделях (полусфера, клин, конус) в гиперзвуковых трубах с близкими по величине числами Маха и Рейнольдса, но существенно отличающимися скоростями потока u = 790—5950 м/с. Это трубы с омическим нагревателем, с электродуговым, магнитогазодина-мическим ускорителями газового потока. Для измерения отхода скачка уплотнения использован метод визуализации картины обтекания тел с последующим ее фотометрированием. При низких плотностях газа для визуализации применен метод аномальной дисперсии зондирующего излучения. По уравнениям Навье—Стокса и по теории тонкого вязкого ударного слоя (ТВУС) рассчитаны распределения давлений по поверхностям тел и отходы скачков уплотнений. Получено, что величины измеренных параметров согласуются с рассчитанными по уравнениям Но-вье—Стокса. Для клина и конуса установлено расхождение в пределах 10%.
Ключевые слова: Аэродинамическая труба, тела-модели (полусфера, конус, клин), гиперзвуковое течение газа, визуализация, отход скачка уплотнения, распределение давления, методы расчетов.
Для создания новых сверхзвуковых летательных аппаратов необходимо глубокое знание процессов, имеющих место при их обтекании в натурных условиях. Путь к такому знанию идет через создание аэродинамических труб, в которых возможно воспроизведение тех или иных условий, адекватных натурным. Диапазон скоростей, давлений весьма широк и определяется параметрами аппаратов и траекторий полета. Реализация спектра условий моделирования осуществляется в трубах разного типа. В связи со значительными трудностями, в том числе экономическими, по разработке и строительству разнотипных труб при решении задач обтекания тел используются расчетные методы, приемлемость которых проверяется экспериментами в натурном полете или в трубах.
Цель работы — экспериментальная проверка методов расчета параметров обтекания тел и исследование влияния физической скорости потока воздуха на эти параметры.
Исследование влияния на параметры обтекания скорости потока газа, изменяемой в широком диапазоне, дает информацию о влиянии на них полной энтальпии Н0. В реальных условиях гиперзвукового полета полная энтальпия почти полностью определяется скоростью летательного аппарата H0 = и2/2. А в высокоэнтальпийных аэродинамических трубах, где исследуется роль полной энтальпии, она связана не только со скоростью, но со статической энтальпией Нв и с энтальпией "замороженных" степеней свободы Н/. Н0 = Нв + Н + и2/2. Во многих случаях Нв + НJ> и2/2. В исследованиях,
представленных в данной статье, например, на установке с МГД-ускорителем, технологический процесс организован так, что рост энтальпии торможения происходит в основном за счет большой скорости, хотя доля (Нв + Н) также присутствует. Таким образом, эта труба пригодна для воспроизведения основных эффектов обтекания тел реальным гиперзвуковым потоком.
1. Описание аэродинамических труб и моделей. Скорости диапазона u = 800—1200 м/с реализованы в трубе низкой плотности с омическим нагревателем ВАТ-102[1]. Рабочий газ проходит через подогреватель в форкамере, затем через гиперзвуковое профилированное сопло поступает в рабочую часть (камеру Эйфеля), которая сообщается с вакуумной емкостью. В экспериментах использовано осесимметричное сопло с диаметрами критического и выходного сечений 7.5 и 185 мм. В статье представлены результаты измерений при u = 790 м/с.
Для реализации скоростей порядка 3000 м/с применена труба с элетродуговым подогревателем, описанная, например, в статье [2]. Труба может работать в двух вариантах: с электродуговым подогревателем потока газа и с МГД-ускорителем. В первом варианте задействованы следующие устройства: подогреватель, сопло (число М = 8), камера Эйфеля, система прокачки газа (с помощью эжекторов или путем движения атмосферного газа в вакуумную емкость). При работе в ускорительном варианте, соответственно, добавляются устройство хранения и ввода в газ присадки для повышения его электропроводности, камера смешения присадки с газом, первичное сопло (М = 2), ускорительный канал фарадеевского типа (длина 0.5 м, вход 15 х 15, выход 15 х 25 мм2, 60 пар электродов с независимым электропитанием каждой пары), электромагнит (индукция В = 2.4 Т).
В режиме ускорения труба работает следующим образом. Газ после подогревателя (^ = 3500 К) поступает в камеру смешения, где в поток вводится присадка из щелочных металлов в количестве 0.5—1% по весу. Затем газ проходит через первичное сопло в канал, где ускоряется в скрещенном электромагнитном поле и через вторичное сопло истекает в камеру Эйфеля.
В трубе с МГД-ускорителем параметры торможения по длине канала переменны из-за воздействия на них пондеромоторных сил и джоулевой диссипации тепла. Они рассчитывались по методике, основанной на численном решении обратной задачи, когда измеренные параметры использовались в качестве начальных и граничных условий при решении системы уравнений. Предполагалось как термодинамическое равновесие, так и его отсутствие с учетом физико-химической кинетики. К системе уравнений, описывающих химические реакции в воздухе, добавлялись уравнения реакций ионизации щелочных металлов. Схема переноса энергии от электрического поля к внутренним степеням свободы взята из статьи [3]. Учитывались потоки энергии от колебательных степеней свободы к поступательным. Они оказались близкими из-за дезактивации колебаний атомами. Установлено, что для случаев термодинамического равновесия или его отсутствия скорости потока различаются мало (соответственно, 5100 и 4895 м/с), как и плотности - 1.11 х 10—2 и 1.14 х 10—2 кг/м3.
Для сравнения степени неравновесности при обтекании тел-моделей в разных трубах использовано число Дамкелера газовой фазы Гг [4]. Число Дамкелера поверхности Г^ не рассматривалось, так как стенка некаталитична.
При Гг < 1 течение соответствует "замороженному" состоянию потока, при Гг > 1 — равновесному, для Гг порядка единицы, необходимо учитывать физико-химические процессы в газе. Оценки были проведены для азота, являющегося основным компонентом воздушного потока.
Параметры потока всех перечисленных типов установок представлены в табл. 1, где Т — статическая температура; р — статическое давление; М — число Маха, u — скорость.
Таблица 1
Аэродинам. труба Газ u, м/с Т, К р, Па М Г8 Яе
Вакуумная Азот 790 27 2.6 7.63 0 240
С ЭДП Воздух 2695 268 19 7.97 2 • 10-10 150
С МГД-ускорением Воздух 5950 1240 120 7.23 0.57 135
Таблица 2
Аэродинам. труба N2 02 N0 N 0 К, №
Вакуумная 1.0 - - - - -
С ЭДП 7.45 • 10-1 1.66 • 10-1 4.2 • 10-2 1.6 • 10-8 3.7 • 10-2 10-2
С МГД-ускорением 5.88 • 10-1 3.09 • 10-4 5.04 • 10-3 6.9 • 10-2 3.29 • 10-1 10-2
Химический состав газа представлен в табл. 2, обозначения в которой общепринятые.
Степень однородности профиля скоростей потока (или давлений торможения) в зоне установки моделей во всех трубах проверялась гребенкой насадков давления торможения Р0'. Пример результатов измерения давления Р0' на установке с МГД-ускори-
телем при разных скоростях приводятся на фиг. 1. Представлены поля Р0' на расстоянии —100 мм от среза вторичного сопла по вертикали. Выходное сечение сопла квадратное 111 х 111 мм2. Распределение давления при тех же условиях, что для фиг. 1, но в горизонтальном направлении практически совпадало с распределением по вертикали. В представленном примере поле однородно в сечении размером 60 х 60 мм2.
Конструкции моделей с каналами для измерения давлений показаны на фиг. 2. Радиус полусферы равен 20 мм, угол раствора конуса 45°, полураствор клина 30° при ширине и толщине основания 30 и 50 мм, соответственно.
Модели выполнены из меди и покрыты пленкой из никеля, что делает их поверхность практически некаталитической, то есть пассивной к реакциям рекомбинации
0.08
P0 ■ 10-5, Ра 0.06
0.04
0.02
-40 -20 0 20 Y, мм
Фиг. 1. Поля полных давлений Ро' по вертикали на расстоянии от среза сопла Х = = 100 мм: 1, 2 - u = 5950, 2695 м/с
1
2
Фиг. 2. Модели: 1 — полусфера, 2 — конус, 3 — клин
атомов. Каналы (приемники давления) вниз от оси симметрии выполнены для контроля за симметрией установки моделей в потоке.
2. Измерение распределения давления и визуализация обтекания моделей. Давление измерялось индукционными датчиками типа ДМИ, точность которых ±3% от диапазона. При скорости потока 790 м/с визуализация осуществлялась с помощью электронного пучка, генерируемого катодным слоем тлеющего разряда. При этом электроды разрядного устройства располагались вне потока. Распределение интенсивности свечения потока фиксировалось и обрабатывалось с помощью компьютера. За границу ударной волны принималась область максимального градиента интенсивности свечения.
При скорости потока 2695 м/с положение ударной волны определялось путем регистрации собственного свечения потока с использованием нейтрального светофильтра с длиной волны пропускания порядка 4015 А при ширине пропускания ±15 А, так как из ранее проведенных исследований на режимах описываемых экспериментов наблюдался эффект опережающего ударную волну излучения, который исключался при использовании фильтра. При обработке видеокадров фронтом ударной волны считалась область с максимальным градиентом интенсивности излучения. В условиях же низкой плотности набегающего на модель потока и его интенсивного свечения в трубе с МГД-ускорителем для определения положения ударной волны применялся метод аномальной дисперсии зондирующего излучения на возбужденных атомах щелочного
металла (натрия), вводимого в поток в качестве присадки [5]. Использовано зондирующее излучение лазера на длине
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.