Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Газодинамические установки кратковременного действия и их применение в аэродинамическом эксперименте 25
1.1. Проблемы испытаний гиперзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями 25
1.2. Газодинамические установки кратковременного действия - перспективное направление для моделирования ГЛА с ПВРД в наземных условиях 48
1.3. Современные газодинамические установки кратковременного действия
1.4. Направления совершенствования установок кратковременного действия Основные результаты главы 1 59 Литература к главе 1 61
ГЛАВА 2. Теоретические аспекты рабочего процесса газодинамических установок кратковременного действия 65
2.1. Расчет нестационарной импульсной газовой струи 65
2.2. Квазистационарный подход при анализе газодинамических процессов в установках кратковременного действия 69
2.3. О применимости гипотезы квазистационарности при описании течения в импульсных аэродинамических трубах 73
2.4. Исследование процесса запуска аэродинамической установки с камерой Эйфеля и с выхлопом в атмосферу 77
2.5. Исследование процесса заполнения вакуумной емкости 90
2.6. Применение квазистационарных методов расчета при конструировании импульсных газодинамических устройств 104
2.7. Анализ конструкций и рабочих характеристик установок адиабатического сжатия газа 106 Основные результаты главы 2 111 Литература к главе 2 112
ГЛАВА 3. Опыт разработки и создания газодинамических установок кратковре менного действия 115
3.1. Газодинамическая установка «Тр анзит» 116
3.2. Модельная аэродинамическая установка МАУ 13 8
3.3. Проект аэродинамической трубы кратковременного действия с числом Маха потока от 2 до 7 144
3.4. Импульсная аэродинамическая труба «Транзит - М» 157
3.5. Гиперзвуковая аэродинамическая труба АТ-303 173
3.6. Проект трансзвуковой криогенной трубы 179
3.7. Способ повышения числа Рейнольдса в гиперзвуковом потоке 183
Основные результаты главы 3 187
Литература к главе 3 188
ГЛАВА 4. Вопросы измерений в быстропротекающем газодинамическом экспери менте 191
4.1. Анализ требований к измерительным системам в газодинамических установках кратковременного действия 191
4.2. Учет реальных свойств газов при расчетах характеристик высокоэнергетических газодинамических установок 201
4.3. О точности определения параметров потока в газодинамических установках с высокими параметрами торможения 214
4.4. Динамическая погрешность пневмотрасс 224
4.5. Динамические методы измерения давления 231
4.6. Динамические погрешности при испытаниях воздухозаборников 235
4.7. Весовые измерения в установках кратковременного действия 240
4.8. Система автоматизации эксперимента современной аэродинамической уста
новки кратковременного действия АТ-303 261
Основные результаты главы 4 265
Литература к главе 4 266
ГЛАВА 5. Применение установок кратковременного действия для исследования проблем газотермодинамики перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов 270
5.1. Исследование поля скоростей и тепловых потоков в гиперзвуковом коническом сопле 270
5.2. Аэродинамические характеристики эталонной модели НВ-2 277
5.3. Характеристики модели «гиперболоид вращения с юбкой» в диапазоне значений числа Рейнольдса 285
5.4. Исследования аэродинамики возвращаемых летательных аппаратов при натурных значениях чисел Рейнольдса 290
5.5. Многокомпонентные измерения аэродинамических сил в трубе кратковременного действия "Транзит-М" 296
5.6. Исследование процессов разделения тел. Модификация метода CST 299
5.7. Измерение расходной характеристики эталонного воздухозаборника в установке кратковременного действия 307
5.8. Измерение характеристик воздухозаборника методом присоединенной емкости 309
5.9. Экспериментальное исследование тягово-аэродинамических характеристик работающего ПВРД в импульсной аэродинамической трубе 311
5.10. Испытания прямоточного двигателя твердого топлива в аэродинамической установке кратковременного действия 313
5.11. Испытания модельного ГПВРД в новой гиперзвуковой трубе АТ-303 315 Основные результаты главы 5 320
Литература к главе 5 320
Заключение 324
- Газодинамические установки кратковременного действия - перспективное направление для моделирования ГЛА с ПВРД в наземных условиях
- О применимости гипотезы квазистационарности при описании течения в импульсных аэродинамических трубах
- Проект аэродинамической трубы кратковременного действия с числом Маха потока от 2 до 7
- Учет реальных свойств газов при расчетах характеристик высокоэнергетических газодинамических установок
Введение к работе
Исследования по проблемам полета с гиперзвуковой скоростью в атмосфере Земли интенсивно проводятся в ведущих странах мира начиная с 50-х годов прошлого столетия в связи с появлением межконтинентальных баллистических ракет и выходом человека в космос. Проводимые исследования по конечным целям, в соответствии со сложившейся практикой развития техники сверхскоростных полетов, разделяются на два направления:
а) обеспечение задач современной космонавтики. Все космические летательные ап
параты, созданные к настоящему времени, выполняют кратковременный гиперзвуковой по
лет в атмосфере во время выхода на орбиту или спуска на землю. Однако атмосфера в раке
тостроении рассматривается как враждебный противодействующий фактор для полета. На
рис. 0-1 показаны типичные траектории полета различных гиперзвуковых аппаратов в атмо
сфере Земли. Из рисунка можно видеть, что ракетный старт и вывод на орбиту предполагают
быстрый подъем на большую высоту при сравнительно небольших скоростях полета. При
возвращении космических аппаратов с орбиты основное торможение по условиям допусти
мых перегрузок происходит также на большой высоте. И только головные части баллистиче
ских ракет (МБРР), выполняя специфические задачи, входят в атмосферу с огромной скоро
стью. Основным содержанием исследований этого направления является кратковременная
защита летательного аппарата от неблагоприятного теплового или силового воздействия
воздуха. Как показала практика, данный подход позволил при ограниченных научных и тех
нологических возможностях быстро достичь впечатляющих результатов за счет огромных
материальных затрат.
б) создание новых гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), способных вы
полнять продолжительный полет в атмосфере и использующих воздух для обеспечения сво
его полета. При полете ГЛА атмосферный воздух используется для работы силовой установ
ки (воздушно-реактивного двигателя - ВРД) и для создания подъемной силы. За счет этого
принципиально повышается экономическая и техническая эффективность скоростных лета
тельных аппаратов, что открывает новые перспективы их использования. Задачей перспек
тивных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) является продолжительный полет с
большой скоростью в атмосфере Земли и рассматриваемые траектории их полета (см. рис. 0-
1) заведомо предполагают огромные динамические и тепловые нагрузки на летательный ап
парат. На рис. 0-2 показаны тяговые характеристики прямоточных двигателей, использую
щих атмосферный воздух в качестве окислителя. Видно, что в диапазоне М = 5 - 15 прямо
точные двигатели на порядок эффективнее существующих ракетных двигателей и это об
стоятельство является основным побудительным мотивом для их разработки..
Применение атмосферного воздуха является основой современной авиационной техники, освоившей диапазон скоростей до М = 3. В то же время разработка ГЛА с ВРД для диапазона скоростей от М = 5 до М = 20 представляет собой новую и весьма трудную задачу в силу новизны и сложности возникающих аэрогазодинамических и теплофизических проблем, требующих получения новых знаний и накопления достаточного научного задела в самых различных областях фундаментальных и прикладных наук. Именно недостаток знаний создает ситуацию, когда все разработки в области ГЛА до сих пор носят в основном поисковый характер. Основным направлением работ по данной тематике в настоящее время остается накопление научного и технического потенциала, отработка методов исследования, получение результатов при решении отдельных задач, которые в дальнейшем будут служить основой создания реальных конструкций ГЛА.
Перечень конструкций и областей применения ГЛА, предлагаемых для практической реализации, непрерывно расширяется и конкретизируется. Однако реализация подобных проектов в значительной степени зависит от успешного решения задач аэротермодинамики планера, газодинамики и процессов горения и смешения в воздушно-реактивных двигателях, от выбора оптимальной компоновки планера, воздухозаборника соплового блока. Создание
гиперзвуковых аппаратов невозможно без проведения большого объёма предварительных исследований для накопления опыта и практики в области возвращения крылатых космических аппаратов. Результаты таких исследований должны способствовать накоплению знаний для разработки реальных конструкций возвращаемых аппаратов и носителей многоразового использования на базе надежных аргументов, подтверждающих их экономические и эксплуатационные параметры.
Степень готовности научно-технического потенциала постоянно проверяется путем разработки отдельных проектов, направленных на изучение возможностей практической реализации ГЛА с ВРД. Среди наиболее значимых проектов национального масштаба можно отметить: «HRE» (США, 1964 - 1976 г.); «Спираль» (Россия, 1965 - 1979 г.г.); «Хотол» (Англия, 1982 - 1988 г.г.); «Зенгер» (Германия, 1984- 1987 г.г.); «NASP» (США, 1985 - 1993 г.г.); «Ту-2000» (Россия, 1986 - 1992 г.г.). Все отмеченные проекты были остановлены без достижения конечной цели в виде реально летающих образцов.
В последнее время основным направлением работ по ГЛА считается создание небольших модельных летательных аппаратов (демонстраторов), которые в реальном полете могут продемонстрировать достигнутый уровень знаний и технологий. Основными успешными проектами этого направления являются: «Бор» (Россия, 1969 - 1988 г.г.); «Холод» (Россия, 1991 - 1999 г.г.); «Нурег-Х» (США, 2000 - 2005 г.); «Hyshot» (Австралия, с 2001 г.).
Параллельно с разработкой и испытаниями небольших демонстрационных аппаратов в различных странах ведутся активные работы по созданию крылатых управляемых ракет с использованием новейших достижений гиперзвуковых технологий. Большая скорость полета таких ракет создает проблемы их обнаружения и перехвата для обороняющейся стороны. Предполагается, что гиперзвуковые ракеты появятся на вооружении армии США к 2010 г.
Успешные результаты, полученные при выполнении реальных полетов указанных выше демонстраторов и крылатых ракет, свидетельствуют о высокой степени готовности различных стран к созданию реальных образцов ГЛА. Можно ожидать, что главные научно-технические проблемы, возникающие при создании ГЛА, будут полностью решены к 2020 году.
Тематика и направления научных и технических задач, относящихся к созданию ГЛА, известны уже более 40 лет. Из перечня этих работ видно, что для создания ГЛА специалисты должны сосредоточить свои усилия на разработке аэродинамики аппарата, входного устройства двигателя, камеры сгорания, конструкционных материалов, топлива, стартового ускорителя и бортовых систем (обнаружения и сопровождения цели, управления полетом). Для производства ГЛА потребуются новые технологии, в частности, для получения высокоэнергетических видов топлива, создания высокоскоростных двигателей многоразового использования, материалов, выдерживающих высокие температуры, а также систем охлаждения и управления полетом. Необходимо, кроме того, тщательное изучение проблем динамики полета, в том числе взаимного влияния на траекторию полета управляющих поверхностей планера и режимов работы двигательной установки.
Кроме множества технических проблем, относящихся к созданию гиперзвуковых летательных аппаратов, остаются нерешенными ряд фундаментальных научных проблем аэротермодинамики гиперзвукового полета и, в частности, точное предсказание аэротермодинамических характеристик и теплозащиты летательных аппаратов в широком диапазоне полетных условий. Проблемы теплозащиты для аэрокосмической техники, снижения сопротивления трения при полете в значительной степени характеризуются состоянием пограничного слоя на поверхностях летательного аппарата. Приемлемый уровень аэродинамических и тепловых характеристик перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов обеспечивается посредством тщательного исследования и оптимизации формы и теплозащиты аппарата применительно к различным условиям полета.
Численные методы решения этих задач пока ещё ограничены, а их создание и развитие в ряде случаях сдерживается отсутствием надёжных экспериментальных данных, которые в
полной мере удовлетворяли бы требованиям верификации выбранных моделей и методов вычислительной аэрогазодинамики. Вычислительные методы (CFD) являются важным компонентом при конструировании летательных аппаратов, но тщательная проверка используемых здесь методов и моделей должна быть основана на сравнительном анализе численных и экспериментальных результатов и должна всегда выполняться.
Поскольку в лабораторных условиях пока ещё не модулируются эффекты реального газа, процессы нагрева конструкций и горения в двигателях, во всех ведущих странах выполняется разработка и создание экспериментальных демонстраторов. Это беспилотные летательные аппараты, запускаемые с Земли или осуществляющие планирующий спуск с орбиты на поверхность Земли. Демонстраторы позволяют проверять в реальных условиях все новые концепции и решения, которые заложены на стадии проектирования и исследований. Так, например, в национальной программе ВКС США NASP предусматривалось создание экспериментального самолёта Х-30. В 2004 году был выполнен первый успешный полет с работающим ГПВРД демонстратора Х-43А по программе "Нурег-Х". Аналогичный проект под названием «ИГЛА» разрабатывался в России. Совместный проект Франции и России (ЦИАМ и ЛИИ) был направлен на разработку экспериментального возвращаемого демонстратора ARES. Аэродинамические характеристики модели космического демонстратора ARES в диапазоне чисел Маха были определены в гиперзвуковой аэродинамической трубе ИТПМ СО РАН. В настоящее время сотрудничество продолжается в рамках европейской программы FLPP (Future Launch Preparatory Program). Главные задачи намечаемых летных экспериментов сконцентрированы на критически важных аспектах аэродинамики: аэродинамических нагрузках, продольной и поперечной полетной устойчивости, эффективности элеронов, взаимодействию скачков уплотнения, поведению пограничного слоя, термическом нагреве и т.д. Результаты решения этих задач, несомненно, будут востребованы для окончательного подтверждения аэротермодинамических расчетов при конструировании будущих гиперзвуковых аппаратов.
Полетные демонстраторы являются необходимым инструментом для полного подтверждения принятых технических решений, однако в то же время они представляют собой наиболее дорогой путь для исследований и проверок. Стоимость летных экспериментов и затраты на изготовление опытных летательных аппаратов очень велики. Поэтому летный эксперимент должен оставаться финальной интегрирующей фазой процесса разработки.
Основной упор должен быть сделан на максимальное использование возможностей наземной экспериментальной и вычислительной техники. Разумное сочетание численных и экспериментальных методов исследования является наиболее эффективным. До начала любых полетных экспериментов необходимо в максимальной мере использовать наземные возможности испытаний. Следует напомнить, что перед первым полетом Space Shuttle в аэродинамических трубах были выполнены более чем 100 000 часов испытаний и, как показывает практика, это время будет расти по мере роста сложности новых летательных аппаратов.
Основными инструментами для получения новых знаний в рассматриваемой области в настоящее время остаются экспериментальные исследования в наземных установках, моделирующих условия натурного полета. В наземных установках могут быть исследованы:
Стационарные и нестационарные аэродинамические характеристики летательного аппарата вместе с силовой установкой в широком диапазоне условий полета. Характеристики обтекания отдельных элементов фюзеляжа и силовой установки. Оптимальные аэродинамические формы и компоновки.
Ударно-волновые газодинамические структуры вокруг аппарата и его элементов. Взаимодействие скачков с поверхностью аппарата. Изменение давления в свободном потоке и на поверхности модели.
Теплопередача от потока к поверхности модели. Применение и эффективность активной теплозащиты. Взаимодействие скачков с пограничным слоем на поверхности. Ламинарно-
турбулентный переход в пограничном слое, как натуральный, так и вызванный искусственными путем.
Характеристики перспективных силовых установок, в частности, ГПВРД или комбинированных двигателей. Организация и характеристики процессов горения в дозвуковых и сверхзвуковых потоках. Внутренние течения по тракту двигательной установки. Характеристики воздухозаборников и сопел ВРД.
Вопросы интеграции планера и силовой установки с целью получения оптимальных геометрических и тягово-экономических характеристик.
Известно, что развитие технических наук определяется развитием экспериментальной базы для научных исследований. Долгое время существовал односторонний взгляд на проблему аэродинамических испытаний. Предполагалось, что испытания можно проводить только в стационарных условиях. Начиная с первых аэродинамических труб и до 50-х годов, все аэродинамические установки были установками продолжительного действия, в которых время существования режима на порядки превышало характерные времена исследуемых процессов. С началом космической эры стало ясно, что существующие установки не могут удовлетворить требованиям моделирования условий высокоскоростных полетов. Поэтому в 50-х годах стали интенсивно развиваться установки кратковременного действия, и, в первую очередь, ударные трубы, в которых на короткое время можно было создать поток газа с экстремально высокой температурой. Основными направлениями исследований в таких установках было моделирование физико-химических процессов, происходящих при больших скоростях полета на поверхности возвращаемых космических аппаратов. Из-за низкой точности получаемых результатов подобные эксперименты рассматривались скорее как физические, качественные, но никак не высокоточные аэродинамические испытания.
Начиная с 60-х годов появились импульсные аэродинамические трубы с электрическим разрядом в качестве источника энергии, в которых продолжительность рабочего режима была увеличена на два порядка. Невзирая на определенные недостатки (загрязнение потока из-за высокой температуры разряда и непрерывное падение параметров потока вследствие истечения из постоянного объема) в импульсных аэродинамических трубах был получен целый ряд новых и практически важных аэродинамических результатов.
Дальнейшее развитие установок кратковременного действия для аэродинамических испытаний происходило по двум параллельным направлениям. С одной стороны шла борьба за получение экстремально высоких параметров и, прежде всего, высокой энтальпии создаваемого потока. Этот путь постоянно упирался в преодоление огромных технических и конструкторских проблем, которые, в конце концов, требовали уменьшения продолжительности времени рабочего режима до 1 мс и менее. При таких временах аэродинамическое обтекание нельзя было даже в первом приближении рассматривать как установившееся. Возникали проблемы погрешности измерений и интерпретации результатов. Поэтому такой путь развития все более отходил от классических методов экспериментальной аэродинамики в область физических исследований и справедливо критиковался аэродинамическим сообществом.
В это же время развивалось другое направление развития установок кратковременного действия, на котором исследователи одновременно с расширением диапазона достижимых параметров газового потока пытались сохранить достаточно большую продолжительность рабочего режима. Такой подход привел к значительным успехам и существенному расширению сферы применимости подобных установок в экспериментальной аэродинамике. Наряду с этим происходило бурное развитие измерительной и вычислительной техники, которое позволило выровнять точность измерений в аэродинамических установках кратковременного и стационарного действия. Накопленный опыт показывает, что сейчас в аэродинамических установках кратковременного действия может быть использован весь арсенал высокоточных измерительных средств и экспериментальных методик, который ранее ассоциировался только с аэродинамическими трубами стационарного действия:
Известно, что процесс созданий и использования научных разработок включает фундаментальные исследования, научную проработку практических задач (научные исследования - НИР) и сопровождение промышленного производства (промышленные испытания - НИ-ОКР).
На этапе научных исследований проведение экспериментов призвано обеспечить: решение фундаментальных проблем;
- проверку новых концепций и технических решений;
оценки основных характеристик отдельных элементов и узлов;
- верификацию методов численного моделирования
На этапе промышленных испытаний в экспериментальных условиях, максимально приближенных к натурным условиям, производятся:
уточнение реальных технических характеристик изделий; отладочные испытания; ресурсные испытания; приемо-сдаточные испытания. Учитывая существующее различие целей и задач экспериментальных исследований можно оценить характерные времена, необходимые для выполнения типовых аэродинамических экспериментов (см. таблицу 0-1):
Таблица 0-1.
Из таблицы видно, что газодинамические установки кратковременного действия, с продолжительностью рабочего режима до 1 с, наилучшим образом подходят для выполнения именно научных исследований. Более того, задачи, решаемые в испытаниях научного направления, как правило, носят поисковый характер и не предъявляют высоких требований к точности измерений. Тем не менее, как показывает опыт, по мере совершенствования методов измерений в быстропротекающих экспериментах возможно получение точности, соответствующей точности экспериментов в современных аэродинамических установках стационарного действия.
Учитывая перечисленные выше задачи, стоящие перед современной аэродинамикой и возможные пути их решения, автором был выполнен цикл научно-исследовательских работ по расширению возможностей экспериментальной базы ИТПМ СО РАН за счет создания новых газодинамических установок кратковременного действия и совершенствования методов выполнения экспериментов в них.
Целями исследования являлись:
разработка и обоснование методов расчета и проектирования газодинамических установок кратковременного действия, обеспечивающих выполнение аэродинамических экспериментов в широком диапазоне моделируемых условий полета.
практическая реализация различных вариантов газодинамических установок кратковременного действия и выяснение реально возникающих конструкторско-технологических проблем и ограничений.
отработка новых методов проведения основных измерений в условиях быстропроте-кающего аэродинамического эксперимента с целью получения высокой точности, сравнимой с точностью измерений в аэродинамических трубах стационарного действия.
выполнение основных видов аэродинамических исследований с целью апробации возможностей разработанных установок кратковременного действия и методов измерений.
Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, рисунков и списка литературы по каждой главе.
Во введении дан краткий обзор современного состояния научных и технических проблем, относящихся к созданию летательных аппаратов, способных выполнять продолжительный гиперзвуковой полет в атмосфере Земли. Показано, что испытания в наземных аэродинамических установках, наряду с численным моделированием и летным экспериментом, остаются одним из основных инструментов при исследовании, разработке и создании новых высокоскоростных летательных аппаратов.
Здесь же формулируются цели исследования, излагается структура и краткое содержание отдельных глав диссертации, научная и практическая ценность работы, а также вопросы, вынесенные на защиту.
Газодинамические установки кратковременного действия - перспективное направление для моделирования ГЛА с ПВРД в наземных условиях
Приведенный анализ возможностей моделирования является весьма ориентировочным из-за отсутствия подробных данных о суммарной кинетике реакции для различных топливных смесей, а также из-за отсутствия обобщающих данных о степени влияния размерных параметров на различные стороны этого процесса (теплообмен, массообмен, химические реакции) в широком диапазоне условий. Тем не менее, явление горения, как следует из анализа энергетических возможностей и практики моделирования, можно получать и исследовать в модельных условиях одновременно с уточнением знаний о критериях подобия.
Как указывалось выше, в ряде работ (например, [30], [18]) упоминается метод моделирования камеры сгорания с помощью испытаний на присоединенном воздухопроводе. При этом не моделируется течение в воздухозаборнике, хотя с помощью искусственных приемов могут быть созданы заданные распределения скоростей и давлений на входе в камеру сгорания. Потребная мощность в условиях присоединенного воздухопровода уменьшается, так как не требуется расход воздуха на моделирование внешнего обтекания. Кроме того, в модели на присоединенном воздухопроводе можно в десятки раз повысить давление (из-за отсутствия потерь давления на сжатие в воздухозаборнике). Как указано выше, за счет повышения давления может быть снижена температура потока. Очевидно, испытания на присоединенном воздухопроводе являются вполне реальным направлением при моделировании в наземных условиях горения в камере сгорания ПВРД.
Интересно также отметить, что при повышении температуры потока в модели, что можно сделать при испытаниях двигателей в диапазоне Мн = 5, так как требуемая температура торможения в этом диапазоне не превышает -1300 К, существенно снижается требуемая мощность из-за ее сокращения размеров модельной камеры (см. (1-70) и (1-71)). Так например, если испытания при Мн= 5 проводить не при натурной температуре 7У=1300 К, а при температуре То= 1500 К (число Маха в камере сгорания приято Мкс= 1), то, при использовании водорода в качестве горючего, потребная длина камеры сгорания уменьшается в 3 раза, а потребная мощность уменьшается в 8,6 раз. При снижении числа Маха выигрыш в мощности возрастает.
Моделирование работы ПВРД с использованием режимов автомодельности Re и Но. При испытаниях с горением для выполнения критерия Но в камере сгорания модельного двигателя требуется обеспечить достаточно высокий уровень температуры потока. В то же время повышение температуры потока противоречит условию сохранения числа Re, которое требуется для правильного моделирования работы воздухозаборника.
Ниже предлагается простой практический метод выбора оптимального значения температуры торможения, обеспечивающей одновременное выполнение критериев Re и Но при заданном геометрическом масштабе модели, основанный на определенных предположениях о существовании областей автомодельности указанных критериев.
Нижняя граница области автомодельности для числа Re набегающего потока выбирается из условия обеспечения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние до входа во внутренний канал воздухозаборника (т.е. до областей значительных градиентов давления, опасных с точки зрения отрывов пограничного слоя). Верхняя граница для области автомодельности для числа Но выбирается из условия, чтобы длина Lx=Li+Lr соответствующая времени горения при данной скорости потока, составляла определенную часть полной длины камеры сгорания (что соответствует заданию величины С в условии (1-78)).
Зная ожидаемые значения параметров потока в канале ПВРД, а также зависимость xr = f(P, Т) можно построить пару кривых в координатах Рф - Тф, соответствующих выполнению каждого из условий. Точка пересечения этих кривых даст искомые параметры торможения набегающего потока, при которых одновременно выполняются оба критерия моделирования.
На рис. 1-11 приведен пример выбора параметров торможения по предлагаемому методу для испытаний ПВРД при Мм = 6. В качестве горючего рассматривается водород в сте-хиометрическом соотношении (а = 1). Коэффициент восстановления воздухозаборника v = 0,27 (стандарт ВВС США MIL - Е- 5000813 [31]). На входе в камеру сгорания М2=1. Длина участка перехода (на участке внешнего сжатия воздухозаборника) взята Ln = 80 мм, при полной длине воздухозаборника 150 мм. Число Re„ , соответствующее переходу, взято из [32]. Длина, соответствующая завершению горения, Ьх=(ц+тг) 1кс принята Ьх = 10 мм.
Видно, что одновременное выполнение двух критериев моделирования возможно при Тф = 1070 К и Рф = 145 атм. Как увеличение, так и уменьшение Тф требуют возрастания Рф и, соответственно, возрастания потребной мощности N установки. Поэтому можно сказать, что в заданных условиях эксперимента полученное сочетание Тф и Рф является оптимальными с точки зрения энергетических затрат.
Из рис. 1-11 видно также, что увеличение длины горения Ьх (до 20 мм и до 100 мм) уменьшает требуемые значения Рф и Тф и, соответственно, уменьшает затраты энергии.
По предложенному методу были рассчитаны значения Рф и Тф, для испытаний типичных моделей двигателей в диапазоне Мн= 2 -н 12. Топливо - водород, а= 1,0. Поскольку условия в камере сгорания определяются характеристиками сжатия потока в воздухозаборнике, то рассматриваются два случая. В первом случае используется воздухозаборник с нерегулируемым горлом, рассчитанный на число Маха Мр = 9 [33]. Во втором случае горло воздухозаборника регулируется таким образом, чтобы на входе в камеру сгорания поддерживалось число Маха М « 1. При этом коэффициент расхода воздухозаборника, остается таким же, как и в первом случае. Принятые для расчетов значения длины участка перехода пограничного слоя Ln = 50 мм; длина, соответствующая горению, Lx = 10 мм.
Результаты расчетов приведены на рис. 1-6, 1-7. Здесь же показаны значения параметров торможения набегающего потока в натурном полете по траектории со скоростным напором qH = 7200 кг/м2 и при полете у земли Н = 0 км. Пунктиром показаны значения температуры с учетом реальных свойств воздуха.
Из рис. 1-6 видно, что требуемая температура торможения потока для моделирования Но и Re зависит от числа Маха на входе камеру сгорания {Mi), т.е. от характеристик воздухозаборника и не превышает 4000 К (по оценкам для совершенного газа), что заметно ниже натурных значений. Совершенствование воздухозаборника (в частности, уменьшение числа Маха на входе в камеру сгорания до М2 = 1) может значительно снизить требуемую температуру (до Тф = 1100 - 1200 К во всем диапазоне чисел Маха полета Мн).
Из рис. 1-7 видно, что уровень требуемых давлений торможения при испытаниях в аэродинамических трубах заметно выше, чем в натурном полете, что связано с малой длиной модели. При Мн =10 давление торможения, в зависимости от характеристик воздухозаборника, составляет от 2000 атм до 10000 атм, что, по-видимому, является пределом для наземных аэродинамических установок.
Принятые в расчетах значения Ln = 50 мм и Lx= 10 мм позволяют иметь размер воздухозаборника 100 - 150 мм, а размеры камеры сгорания 100 - 200 мм. Принимая длину сопла 200 мм, получим суммарную длину модели ПВРД - 400- 550 мм. Если предположить, что эти размеры являются минимально необходимыми для испытания моделей двигателей, тогда полученные оценки необходимых величин Рф и Тф, являются максимальными, так как ясно, что увеличение размеров модели (и, соответственно, Ln и Lx) позволит снизить необходимые значения РфяТф.
О применимости гипотезы квазистационарности при описании течения в импульсных аэродинамических трубах
В ударных трубах повышение скорости или энтальпии потока достигается за счет увеличения интенсивности создаваемой ударной волны. Известно, что на интенсивность влияет не только соотношение давлений, но и увеличение скорости звука толкающего газа. Современные технологии позволяют использовать несколько методов повышения скорости звука: легкие толкающие газы, электроподогрев, нагрев за счет горения, нагрев за счет адиабатического сжатия. Сравнение возможностей этих методов показано на рис. 1-20 [47]. Видно, что сжатие толкающего газа за счет движущегося поршня обеспечивает наибольшую скорость ударной волны при одном и том же начальном перепаде давлений.
Неизоэнтропический нагрев
Существенное увеличение эффективности нагрева рабочего газа может быть достигнуто в относительно простом устройстве двухстадийного адиабатического сжатия [54]. Схема устройства показана на рис. 1-21. Здесь в цилиндрическом канале имеется два свободно движущихся поршня. Один из поршней размещается в начале канала, а второй с массой т2 т; на некотором расстоянии от первого поршня. Рабочий цикл сжатия газа происходит следующим образом. Под действием толкающего газа первый (тяжелый) поршень сжимает газ в области между двумя поршнями, причем второй поршень, обладающий достаточной инерцией (или зафиксированный) играет роль неподвижной стенки. Далее через отверстие во втором поршне предварительно нагретый рабочий газ перетекает в пространство между двумя поршнями. На второй стадии адиабатического нагрева газа происходит его сжатие двумя поршнями, двигающимися примерно с одинаковой скоростью. В данном случае неизоэнтро-пичность нагрева газа вызвана его перетеканием через отверстие во втором поршне. Анализ процесса показывает, что отношение прироста удельной энтропии газа As к удельной теплоемкости Cv выражается формулой: exp(As/cv) = (p/p0)х(х х(х 1} /(Z + l)x здесь р и рд плотность газа до и после сжатия. Многокаскадное сжатие
В конце 1970 года был разработан метод преобразования механической энергии движения поршня в термическую энергию рабочего газа с использованием существенно неизоэн-тропического процесса, так называемый, метод многокаскадного сжатия (ММС) [53]. Преобразование энергии происходит в последовательно расположенных камерах и сопровождается ростом энтропии газа на каждой стадии (см. рис. 1-22).
Известно, что неизоэнтропический процесс в ударной волне приводит к понижению давления и повышению температуры рабочего газа. Метод многокаскадного сжатия создает аналогичное увеличение энтропии и прирост температуры без использования движущейся ударной волны. Превращение части энтальпии запасенного газа в термическую энергию с увеличением температуры происходит в нескольких последовательно расположенных камерах, через которые перетекает рабочий газ. В начальном состоянии эти камеры изолированы
друг от друга с помощью быстродействующих клапанов или диафрагм. В ЦНИИмаш разработаны различные конструкции быстродействующих клапанов и регуляторов давления, рассчитанных на давление до 200 МПа, с проходным сечением до 200 мм и имеющих характерное время срабатывания 1 мс. Количество камер, их форма, режимы срабатывания клапанов выбираются в зависимости от задач эксперимента, начальных и конечных условий и других факторов.
Под действием перепада давлений в камерах происходит их последовательное заполнение рабочим газом, что представляет собой неравновесный процесс. На каждой стадии происходит преобразование энтальпии газа, вытекающего из предыдущей камеры во внутреннюю энергию газа в последующей камере. При этом энтропия газа и его температура повышаются.
Метод ММС позволяет обеспечить широкий диапазон параметров рабочего газа. Так, например, установки комплекса ПГУ с начальным изоэнтропическим сжатием с помощью тяжелого поршня обеспечивают диапазон давлений торможения от ОД до 250 МПа и температур торможения от 2500 до 4000 К. При этом продолжительность рабочего режима установки составляет от 50 мс до 1000 мс и более, что 10 - 100 раз превышает время рабочего режима в ударных трубах при одинаковых параметрах толкающего газа.
Адиабатическое сжатие с применением мультипликаторов давления.
Новое направление в конструкции установок адиабатического сжатия заключается в применении медленно движущихся поршней. В этом случае энергия толкающего газа не переходит в энергию движущегося поршня. После сжатия давление рабочего газа равняется давлению толкающего газа, а температура рабочего газа повышается в процессе сжатия по адиабатическому закону. Для повышения давления рабочего газа можно использовать мультипликатор давления - поршень с разными площадями сторон. За счет разницы в площадях (степени мультипликации), при равновесии действующих на поршень сил, давление рабочего газа может в десятки раз превышать давление толкающего газа. Данная схема уступает установкам с быстро движущимся поршнем по энергетическим характеристикам, так как энергия толкающего газа используется не в полной мере. Тем не менее, конструкция установок адиабатического сжатия с медленно движущимися поршнями получается гораздо более простой, компактной и не вызывает проблем в эксплуатации.
Проект аэродинамической трубы кратковременного действия с числом Маха потока от 2 до 7
Подвод энергии к сверхзвуковому потоку
Все перечисленные выше способы увеличения энтальпии потока предполагают, что подвод энергии происходит до входа в сопло. При этом температура торможения в форкамере получается высокой, что создает проблемы с теплозащитой критического сечения сопла и с наличием диссоциации рабочего газа. В ряде работ рассматривается возможность повышения энтальпии потока за счет подвода энергии к сверхзвуковому потоку в сопле. При этом максимальная температура в форкамере трубы не превышает 2500 К. Подвод тепла к сверхзвуковому потоку будет повышать его энтальпию в виде скорости, но статическая температура потока будет оставаться сравнительно невысокой. Идея вполне сопоставима с идеей, лежащей в основе ГПВРД - подвод тепла к сверхзвуковому потоку в камере сгорания позволяет сохранить низкое статическое давление и низкую температуру потока. Однако, как и в камере сгорания, подвод тепла к сверхзвуковому потоку приводит к резкому уменьшению давления торможения. Так, например, в работе [63] показано, что при начальном давлении в форкамере до 2000 МПа после подвода тепла и разгоне потока до Мн = 12 давление торможения будет составлять всего 100 МПа.
Разгон потока за счет подвода тепла в сверхзвуковой поток изучается в Принстонском университете (США) с 1990 г. [64]. Проработана концептуальная схема установки (см. рис. 1-24). Для подвода тепла рассматривались три варианта: лазерное излучение, микроволновое излучение и электронный пучок.
Идеализированный термодинамический процесс предлагаемой схемы разгона показан на рис. 1-25. Процесс начинается от условий в форкамере при давлении 2300 МПа и температуре 750 К. Отсюда воздух расширяется в сопле до числа Маха Мн = 1.5 - 2. Тепловая энергия подводится в виде электронного пучка при постоянном числе Маха. При этом статическая температура не превышает 2500 К. Далее используется разгон потока при помощи МГД-ускорителя. И в конце геометрическое сопло с изоэнтропическим расширением доводит поток до заданного числа Маха (в данном примере до Мн= 12).
Демонстрационные эксперименты показали, что подвод энергии в поток в принципе возможен и скорость потока действительно повышается. Однако современные возможности по подводимой мощности на два порядка меньше требуемых величин.
Следует отметить, что в ЦАГИ давно создана и используется для экспериментальных исследований установка СМГДУ с разгоном потока за счет МГД-ускорителя [65]. В этой установке происходит разгон потока до 8000 м/с, при этом эквивалентная температура торможения потока достигает 12500 К.
Отвод энергии от сверхзвукового потока
В работах автора [66, 67] было показано, что при отводе небольшой части тепла (энтальпии) от сверхзвукового потока его энтропия уменьшается, что соответствует росту полного давления в десятки и сотни раз. На основе этого явления была предложена схема гиперзвуковой аэродинамической трубы с повышенными значениями числа Рейнольдса (см. рис. 1-26). Более подробное описание трубы с отводом тепла приведено в главе 3.
На основании проведенного обзора существующих аэродинамических установок кратковременного действия можно сделать вывод, что ударные аэродинамические трубы обеспечивают максимально достижимую энтальпию потока, но не позволяют увеличить время рабочего режима более 10 мс. Наиболее пригодными для проведения аэродинамических экспериментов являются установки, обеспечивающие квазистационарное истечение рабочего газа с продолжительностью рабочего режима порядка 0,1 с и более. К таким установкам относятся импульсные аэродинамические установки с электроразрядным и химическим подогревом, а также установки адиабатического сжатия. Учитывая, что перечисленные установки могут существенно отличаться друг от друга по конструкции, предлагается в дальнейшем используется более общий термин: «газодинамические установки кратковременного действия (short-duration facilities)», который выделяет наиболее общий признак класса - продолжительность существования рабочего режима. В качестве верхней границы определяемого признака можно принять продолжительность рабочего режима не более 1 секунды. В качестве нижней границы, по мнению автора, можно использовать менее четкий, но физически определяемый критерий - диапазон применимости квазистационарных соотношений для реализуемых условий эксперимента.
Учет реальных свойств газов при расчетах характеристик высокоэнергетических газодинамических установок
Автором данной работы было выдвинуто предположение, что основной смысл конструирования аэродинамических установок кратковременного действия заключается в замене трудновыполнимого условия полной стационарности условий эксперимента на условие квазистационарности, и существующие импульсные трубы традиционной электроразрядной схемы далеко не исчерпывают всех возможностей этого принципа. Были предложены следующие основные направления развития конструкций установок кратковременного действия: - применение неразрушающегося управляемого быстродействующего соплового затвора вместо однократно используемой диафрагмы с нерегулируемым моментом срабатывания; - применение сравнительно медленных способов нагрева рабочего газа, обладающих практически неограниченным уровнем энергетики; - увеличение расхода рабочего газа в десятки раз для увеличения размеров потока и расширения диапазона применимости создаваемых установок. Все эти направления были исследованы, и послужили основой для разработки новых газодинамических установок кратковременного действия, описание которых приведено в главе 3.
Основные результаты главы 1.
Выполнен анализ условий испытаний перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями в наземных газодинамических установках. Показано, что основными проблемами для таких испытаний являются чрезвычайно высокие значения требуемой температуры торможения и большие затраты мощности (до 1 МВт на 1 кг массы испытываемой модели).
Рассмотрены различные возможности уменьшения энергетических затрат при испытаниях ГЛА с ПВРД в наземных установках.
Во-первых, выигрыш может быть получен за счет применения различных методов моделирования. При этом уменьшение размеров испытываемых моделей или температуры потока, хотя и требуют увеличения давления, однако позволяют уменьшить потребную мощность установки в десятки и сотни раз. Предложена методика выбора оптимальных параметров набегающего потока для испытаний ПВРД с горением, основанная на предположении существования областей одновременного моделирования критериев подобия Re и Но.
Во-вторых, уменьшение продолжительности рабочего режима в наземной установке приводит к пропорциональному уменьшению энергетических затрат, в отличие от натурного полета, где уменьшение продолжительности эксперимента (например, от 100 с до 1 с) уменьшает энергетические затраты всего в 2 - 3 раза.
Из сопоставления необходимых и достижимых условий испытаний делается вывод о перспективности применения установок кратковременного действия для исследования проблем ГЛА с ПВРД в наземных условиях. Параметры существующих аэродинамических установок кратковременного действия позволяют проводить моделирование работающих прямоточных ВРД вплоть до верхней границы их эффективного применения (до Мн = 14 - 15). Определены задачи, исследование которых в установках кратковременного действия представляет наибольший интерес.
Выполнен аналитический обзор современных аэродинамических установок кратковременного действия и направлений их развития, который показал, что: - газодинамические установки кратковременного действия обеспечивают максимально достижимые условия для наземных аэродинамических испытаний в гиперзвуковом диапазоне скоростей; - их разработка является актуальной, проводится во всех ведущих странах мира и рассматривается как одно из перспективных направлений в современной экспериментальной аэродинамике.
Предложены пути совершенствования конструкций установок кратковременного действия, обеспечивающие расширение диапазона их применимости.
Применение атмосферного воздуха является основой современной авиационной техники, освоившей диапазон скоростей до М = 3. В то же время разработка ГЛА с ВРД для диапазона скоростей от М = 5 до М = 20 представляет собой новую и весьма трудную задачу в силу новизны и сложности возникающих аэрогазодинамических и теплофизических проблем, требующих получения новых знаний и накопления достаточного научного задела в самых различных областях фундаментальных и прикладных наук. Именно недостаток знаний создает ситуацию, когда все разработки в области ГЛА до сих пор носят в основном поисковый характер. Основным направлением работ по данной тематике в настоящее время остается накопление научного и технического потенциала, отработка методов исследования, получение результатов при решении отдельных задач, которые в дальнейшем будут служить основой создания реальных конструкций ГЛА.
