Ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба Российский патент 2020 года по МПК G01M9/02 

МПК G01M 9/02

Ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба

Устройство относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к вакуумным аэродинамическим установкам кратковременного действия, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве, и может быть использована для получения гиперзвукового потока газа с большими числами Маха в лабораторных условиях.

Проведение полунатурных испытаний в лабораториях для изучения возможного поведения виртуальных гиперзвуковых летательных аппаратов (ВГЛА) и с получением в результате достоверных данных связано с большими трудностями. Соблюдение условий подобия моделей, импульсный характер установок, ограничивающий время исследования, инструментальные и методические погрешности, не учитываемые при моделировании аэродинамики процессов, отрицательно влияют на достоверность сравнения (валидации) расчетных и экспериментальных параметров. Одним из таких факторов является возникновение тонкого вязкого пограничного слоя на стенках сопла при истечении гиперзвукового потока газа, который ограничивает и искажает область высокоскоростного потока, действующего на модель в вакуумной камере. При валидации расчетов аэротермодинамики моделей на высоких и гиперзвуковых скоростях требуется квазистационарное состояние параметров («полочка») истекающего из сопла потока. Время существования «полочки» мало и составляет единицы миллисекунд и менее. Предлагаемое устройство позволяет снизить влияние пограничного слоя на параметры истекающего из сопла потока в течение времени существования его квазистационарного состояния («полочки»).

Известен «Способ исследования состояния течения в пограничном слое» (Патент на изобретение №2562276, МПК G01M 9/00, опубл. 10.09.2015) на моделях в экспериментальных аэродинамических трубах с помощью освещения исследуемого течения над обтекаемой поверхностью поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора. При этом ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя.

Указанный способ не снижает пограничный слой.

В патенте на изобретение РФ № 2103667, МПК G01M 9/02, опубл. 27.01.1998, решается задача уменьшение толщины пограничного слоя при существенно меньших искажениях потока. Это достигается тем, что обтекаемую поверхность, например, аэродинамическое сопло и/или модель помещают в герметичную камеру, из которой откачивают газ до давлений, меньших давления насыщенных паров рабочего газа над его конденсатом, охлаждают обтекаемые газом поверхности сопла и модели до температур ниже температуры конденсации рабочего газа, осуществляют напуск газа и конденсируют пограничный спой газа на охлажденных поверхностях.

Однако такое решение представляется конструктивно сложным и требует значительных энергетических затрат при проведении экспериментов. Кроме того, конденсат аэродинамического сопла снижает расчетную скорость потока им производимую и искажает ударно-волновую структуру при обтекании моделей.

Наиболее близким техническим решением является «Ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба» по патенту на полезную модель № 167762 МПК G01M 9/02 опубл. 10.01.2017, содержащая образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал и гиперзвуковое сопло, выходящее в вакуумную камеру, средства перекрытия канала, установленные между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом и между цилиндрическим каналом и входом в сопло, и регистрирующую аппаратуру. Концевая часть сопла снабжена закрепляемым на нем съемным раструбом с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла с выполненными в стенке раструба и выходящими внутрь сопла каналами. Объемы каналов внутри стенки соединены между собой и через управляемый клапан с источником дополнительного вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере. Привод клапана соединен с выходами высокочастотных датчиков давления, установленных в цилиндрическом канале.

Данная установка относится к установкам кратковременного действия. При «исчезновении» перегородки между заполненной газом камерой высокого давления и цилиндрическим каналом, в последнем образуется бегущая ударная волна. У критического сечения (входа в сопло) образуется пробка в течение некоторого времени (несколько миллисекунд), происходит истечение потоков газа через гиперзвуковое сопло с раструбомна модели, например, фрагментов летательных аппаратов, установленные за срезом сопла в вакуумной камере. Сначала истечение квазистационарное (несколько миллисекунд), которое достаточно для измерения датчиками аэродинамических параметров и регистрации ударно-волновых структур теневым прибором и высокоскоростной видеокамерой. На этом отрезке времени проводится валидация - сравнение расчетных и измеренных параметров потока.

На стенках сопла с раструбом образуется увеличивающийся пограничный слой, искажающий поток на выходе из сопла. В прототипе, для снижения этого явления, близко к срезу раструба, выполнены каналы, через которые удаляется пограничный слой через соединение, связанное с объемом более высокого вакуума. Время соединения управляемого клапана, который связан с датчиком в цилиндрическом канале, требует заранее измеренного времени запаздывания на прохождения ударной волны от датчика к соплу и протеканию газового потока в сопле.

Недостатки устройства в сложности из-за:

• наличия источника вакуума, более высокого, например, баллона, чем в вакуумной камере;

• откачивания баллона на вакуум, более высокий, чем в вакуумной камере, перед каждым экспериментом;

• наличия управляемого клапана;

• связи управляемого клапана с высокочастотным датчиком давления в цилиндрическом канале;

• формирования времени задержки от сигнала высокочастотного датчика давления цилиндрического канала до срабатывания управляемого клапана, включающее время прохождения ударной волны в части цилиндрического канала и времени прохождения потока в сопле, которые на разных скоростях разные.

Задачей предлагаемого устройства является упрощение конструкции за счет исключения из него

• управляемого клапана;

• связи управляющего клапана с высокочастотными датчиками давления, установленными в цилиндрическом канале;

• баллона с более высоким вакуумом, чем в вакуумной камере;

• связи запорной аппаратуры баллона более высокого вакуума с управляющим клапаном;

• предварительного вычисления времени задержки срабатывания управляемого клапана для заданного режима скоростей.

Поставленная задача достигается тем, что

ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба, содержит образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал и гиперзвуковое сопло, выходящее в вакуумную камеру, средства перекрытия канала, установленные между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом и между цилиндрическим каналом и входом в сопло, и регистрирующую аппаратуру, при этом концевая часть сопла снабжена закрепляемым на нем съемным раструбом, с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла, с выполненными в стенке раструба и выходящими внутрь раструба каналами, объемы которых внутри стенки соединены между собой, причем объемы каналов, соединенные между собой, связаны с патрубками, расположенными по длине наружной поверхности раструба и сопла, открытые концы патрубков направлены противоположно потоку причем при этом длина патрубков L_n связана с временем t_{sh ,}квазистационарного истечения потока из раструба, и скоростью звука C соотношением:

,

где

L – наружная длина раструба с соплом в вакуумной камере,

L_n – длина патрубков,

R_{n –} радиус раструба,

R_v – радиус вакуумного блока,

С – скорость звука,

t_sh – время квазистационарного истечения потока из раструба.

Упрощение конструкции ударной гиперзвуковой аэродинамической трубы дает увеличение мощности потока за счет отсутствия торможения потока на выходе из сопла.

На фиг.1. представлена ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба.

На фиг. 2 показана схема сопла с раструбом, каналами и патрубками.

На фиг. 3. приведено фото датчика давления: a) - у кромки сопла, b) - на расстоянии 80 мм от среза сопла.

На фиг. 4. изображены разрезы сопла с раструбом в вакуумной камере.

На фиг. 5 представлено поле чисел Маха. Длинное коническое сопло, r*=4 мм.

Устройство содержит образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления 1, цилиндрический канал 2, вакуумную камеру 3 и установленное в ней гиперзвуковое сопло 4 с критическим диаметром 5, Камера высокого давления 1 снабжена манометром 6. Между камерой высокого давления 1 и цилиндрическим каналом 2 установлено средство перекрытия канала 7, а между цилиндрическим каналом и соплом - 8. Высокочастотные датчики 9, 10, 11, 12 динамического давления размещены в камере высокого давления 1, в цилиндрическом канале 2, вакуумной камере 3. Вакуумная камера снабжена оптическими стеклами 13, вмонтированными в стенках вакуумной камеры в области расположения кронштейнов 14 для закрепления моделей. Датчики соединены с регистрирующей аппаратурой. В качестве таковой используются подключенные к датчикам аналого-цифровые преобразователи 15, выходы которых подключены к компьютеру 16. Устройство снабжено скоростной видеокамерой 17, выход которой соединен с регистрирующей аппаратурой, а объектив связан оптически с окном. Высоковакуумные насосы (откачные посты), системы смешивания и наполнения газов, необходимые для функционирования трубы, не показаны. На концевой части сопла закреплен раструб 18 с внутренними каналами, соединенными с патрубками 19, закрепленными на внешней стороне сопла. В теле раструба, в его концевой части выполнены выходящие внутрь сопла каналы, объемы которых соединены между собой кольцевой проточкой 20, внутренний объем которой соединен с патрубками 19, размещенными в удалении от среза сопла противоположно направлению потока (фиг.2).

Работает предложенное устройство следующим образом. Сначала откачиваются камера высокого давления 1, цилиндрический канал 2 и вакуумная камера 3, разделенные мембранами 7 и 8, соответственно. Цилиндрический канал 2 откачивается до давления, например, 1…100 мбар. Вакуумная камера 3 откачивается до вакуума, например, 10^-3 мбар. Далее камера высокого давления 1 заполняется смесью толкающих газов, цилиндрический канал 2 заполняется смесью рабочих газов. Инициация ударной волны происходит известным способом - повышением давления в камере высокого давления 1. Далее срабатывает первая мембрана 7. Ударная волна устремляется по цилиндрическому каналу к гиперзвуковому соплу 4. При вскрытии второй мембраны 8 через критическое сечение в теле сопла 4 с раструбом происходит ускорение газового потока до высоких скоростей, увеличивается пограничный слой. Близь среза сопла, пограничный слой через каналы, связанные с общей проточкой 20 выводится через патрубки 19 в зону, удаленную от среза сопла 4 противоположно потоку. Пограничный слой всасывается, не нарушая параллельность истекающего потока на модель.

В эксперименте на гиперзвуковой ударной аэродинамической трубе, аналогичной заявленному устройству, датчики давления были установлены у среза сопла и на расстояниях от среза сопла по наружной его поверхности (фиг. 3 a и b, соответственно).

При истечении из сопла 4 потока на гиперзвуковой скорости с постоянными параметрами, давление у среза сопла было 44 Па, а на удаленном по наружной стенке раструба с соплом на 140 мм от среза составило 3,8 мм, т.е. на порядок меньше.

Исходящий из сопла 4 гиперзвуковой поток в вакуумной камере 3, увлекает за собой молекулы среды (принцип Вентури), находящейся за соплом 4. Давление за наружной поверхностью сопла 4 снижается. Там, по заявленному устройству, размещены открытые концы патрубков, закрепленные по наружной стороны сопла 4 . Повышенное давление в пограничном слое будет стекать по патрубкам в зону пониженного давления за соплом.

Этот эффект держится недолго, несколько миллисекунд. Дальнейшие процессы истечения для целей валидации не рассматриваются (нестационарные, переотражения). Рассмотрим вопрос достаточности времени для слива пограничного слоя, за время длительности квазистационарного гиперзвукового истечения осесимметричного потока. Рассмотрим зависимость времени слива пограничного слоя от геометрии сопла и вакуумной камеры.

На фиг. 4.изображены разрезы раструба 18, соединенного с соплом 4 в вакуумной камере 3.

Здесь: R и R_n – радиус внутреннего и наружного среза раструба, L – наружная длина раструба с соплом, размещенные в вакуумной камере, r - радиус критического сечения сопла, R_V – радиус вакуумной камеры, V_sh - осевая скорость высокоскоростного потока, V_s – вертикальная скорость потока.

Параметры истечения из гиперзвукового конического сопла установки, аналогичной заявленному устройству, приведем из статьи Иванова И.Э. и др. «Функционирование съемного удлиненного сопла гиперзвуковой ударной аэродинамической трубы» (Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2018. Т.19, вып. 3, рис.5.) представлены на фиг 5, где все размеры нормированы по r*=4 мм.

Осесимметричный высокоскоростной квазистационарный поток на срезе удлиненного раструбом сопла с числом Маха М=8,7 длится t_sh= 1,5 мс. Отрывное течение с кромки раструба на рис.5 составляет М=0,5. Он проходит путь, ab + bc по всей длине L. Затраченное на это время должно быть не меньше времени валидации, т.е. квазистационарного истечения из раструба сопла t_sh. Поэтому в ударной гиперзвуковой аэродинамической трубе кратковременного действия для слива пограничного слоя за время t_sh надо иметь патрубки, длиной L_n, расположенные по наружной длине L сопла с раструбом, радиусом R_n, в вакуумном блоке, радиусом R_v, в соответствии с соотношением:

,

где С - скорость звука.

Пример. L=0,27 м; R_n=0,0875 м; R_v=0,25 м; C=330м/с; t_sh=1,5мс. Рассчитанная длина патрубков L_n=0,127 м. При t_sh=2,0 мс, L_n=0,239 м. Заявленное устройство может быть использовано для режимов, длина патрубков L_n находится в пределах L.

Применимость заявленного устройства для снижения пограничного слоя на время, достаточного для проведения валидации (времени начального квазистационарного истечения высокоскоростного потока из сопла) обусловлена геометрий раструба и вакуумного блока.

Технический результат заключается в том, что зона пониженного давления создается автоматически и, при размещении патрубков по наружной стенке раструба с соплом, происходит слив повышенного давления из пограничного слоя со среза раструба по патрубкам.

Отличительными от прототипа признаками является упрощение конструкции за счет исключения управляемого клапана, связи его с датчиками давления цилиндрического канала, исключение дополнительного объема (баллона) с источником более высокого вакуума, чем в вакуумной камере. Упрощение конструкции, способствует фактическому увеличению мощности и качества гиперзвукового потока из сопла, а именно, соответствию расчетному, без погрешности торможения потока у стенки сопла. У стенок сопла поток увеличивается и извергается более мощный (степень расширения у сопла увеличивается).

Устройство относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к вакуумным аэродинамическим установкам кратковременного действия, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве, и может быть использована для получения гиперзвукового потока газа с большими числами Маха в лабораторных условиях. Устройство содержит образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал и гиперзвуковое сопло, выходящее в вакуумную камеру, средства перекрытия канала, установленные между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом и между цилиндрическим каналом и входом в сопло, и регистрирующую аппаратуру. При этом концевая часть сопла снабжена закрепляемым на нем съемным раструбом, с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла, с выполненными в стенке раструба и выходящими внутрь раструба каналами, объемы которых внутри стенки соединены между собой. Объемы каналов, соединенные между собой, связаны с патрубками, расположенными по длине наружной поверхности раструба и сопла, открытые концы патрубков направлены противоположно потоку, причем при этом длина патрубков связана с временем квазистационарного истечения потока из раструба и скоростью звука соответствующим соотношением. Технический результат заключается в упрощении конструкции. 5 ил.

Ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба, содержащая образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал и гиперзвуковое сопло, выходящее в вакуумную камеру, средства перекрытия канала, установленные между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом и между цилиндрическим каналом и входом в сопло, и регистрирующую аппаратуру, при этом концевая часть сопла снабжена закрепляемым на нем съемным раструбом, с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла, с выполненными в стенке раструба и выходящими внутрь раструба каналами, объемы которых внутри стенки соединены между собой, отличающаяся тем, что объемы каналов, соединенные между собой, связаны с патрубками, расположенными по длине наружной поверхности раструба и сопла, открытые концы патрубков направлены противоположно потоку, причем при этом длина патрубков L_n связана с временем t_{sh ,}квазистационарного истечения потока из раструба, и скоростью звука C соотношением:

,

где

L – наружная длина раструба с соплом в вакуумной камере,

L_n – длина патрубков,

R_{n –} радиус раструба,

R_v – радиус вакуумного блока,

С – скорость звука,

t_sh – время квазистационарного истечения потока из раструба.