Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Развитие методов измерения суммарных и распределенных характеристик моделей ускорителей аэрокосмических систем .23
1.1. Описание модели и методика экспериментальных исследований 25
Реализация заданного диапазона изменения углов скольжения. 26
Реализация шестикомпоненткой весовой измерительной системы 27
Системы координат, используемые при измерении сил и моментов 28
1.2. Измерительное оборудование 30
1.2.1. Тензометрические весы 30
1.2.2. Градуировочное приспособление 35
1.3. Методика градуировок тензонесов 37
1.4. Методика проведения экспериментов и обработки их результатов 43
Определение истинных значений углов атаки и скольжения . 45:
1.4.1. Вычисление истинных значений аэродинамических коэффициентов 46
1.4.2. Вторичная обработка. 49
1.5. Метрологическое обоснование достоверности результатов измерений 51
Влияние температурного дрейфа 52
Погрешности определения аэродинамических характеристик 54
1.6. Аэродинамические характеристики модели блока "А" - ускорителя системы "Энергия"57
1.7. Особенности дренажной модели и методика экспериментальных исследований 62
1.8. Методика обработки экспериментальных данных 64
Вторичная обработка результатов серии экспериментов. 64
Вычисление суммарных аэродинамических характеристик 68
1.9. О погрешностях полученных результатов 72
1.10. Анализ результатов ...77
Основные результаты главы 83
Литература 85
ГЛАВА 2. Метод экспериментального исследования аэродинамических характеристик сверхзвуковых парашютов . 87
2.1. Принципиальная схема испытательного стенда 94
2.1.1. Измерение углов атаки и скольжения ГТ 97
2.1.2. Измерение продольной силы 100
2.1.3. Киносъемка парашюта 100
2.2. Методика проведения экспериментов 102
2.2.1. Схема управления экспериментом 102
2.3. Математическое обеспечение обработки результатов экспериментов 104
2.3.1. Первичная обработка 104
2.3.1.1. Алгоритм определения углов атаки и скольжения ГТ 104
2.3.1.2. Расчет силы, действующей на систему "ПАРАШЮТ + ГТ" в направлении оси ГТ. 107
2.3.2. Вторичная обработка. 108
2.4. Метрологическая аттестация измерительного комплекса. ~ 113
2.4.1. Тестирование системы измерения параметров пространственной ориентации ГТ 116
2.4.2: Экспериментальное определение динамических характеристик системы "ГТ+ТВ+ПУ" в
отсутствии потока 119
2.4.3. Экспериментальное исследование пульсаций давления в рабочей части AT Т-313 129
2.4.4. Воспроизводимость результатов измерений , 135
2.5. Избранные результаты исследования сверхзвуковых парашютов в AT Т-313 140
Основные результаты главы..» 161
Список использованных источников 163
ГЛАВА 3. Сверхзвуковые пространственные течения при разделении двухступенчатых аэрокосмических систем 167
3.1. Методика обработки результатов измерений 170
3.1.1. Системы координат, используемые при измерении сил и моментов 170
3.1.2. Измерение сил и моментов, действующих на модель второй ступени 173
3.1.3. Вычисление коэффициентов сил и моментов, действующих на модель второй ступени... 174
3.2. Разделение схематизированных крылатых моделей 175
3.2.1. Погрешности измерения 177
3.2.2. Распределение давления. 178
3.2.3. Суммарные аэродинамические характеристики ;, 181
3.2.4. Расчетная газодинамическая схема взаимодействия ступеней 186
3.3. Разделение ступеней аэрокосмической концепции ELAC-EOS. 187
3.3.1. Влияние первой ступени на вторую 191
Основные результаты главы 194
Литература
- Градуировочное приспособление
- Особенности дренажной модели и методика экспериментальных исследований
- Математическое обеспечение обработки результатов экспериментов
- Измерение сил и моментов, действующих на модель второй ступени
Введение к работе
Обтекание космического аппарата (КА) воздушным потоком приводит к возникновению аэродинамических проблем, относящихся ко всему КА в целом или к отдельным его частям. Эти проблемы, обсуждаемые в работах [0.1-0.2], могут возникать и на режимах старта и во время полета КА. Если условно начинать рассмотрение аэродинамических проблем с пускового стола и дальше, последовательно рассматривать все режимы и случаи полета КА, то главными из них будут следующие:
1. Наземные ветровые нагрузки.
2. Местные стационарные нагрузки.
3. Бафтинг.
4.. Суммарные стационарные нагрузки.
5. Статическая устойчивость.
6. Аэродинамические средства управления КА и шарнирные моменты сопел двигателей.
7. Разделение ступеней КА.
8. Аэродинамические характеристики отработанных ступеней и частей КА, отделяемых в полете.
Ряд названных проблем тесно связан с неаэродинамическими проблемами, такими, как прочность, аэроупругость, аэродинамический нагрев, системы управления и стабилизации КА и пр. Они сопутствуют аэродинамическим проблемам КА и представляют собой отдельные области исследований, в которых воздушный поток, обтекающий КА, может явиться существенным фактором.
Блоки объединены между собой попарно силовыми связями и крепятся в виде двух параблоков к центральному блоку (второй ступени) в двух силовых поясах - верхнем и нижнем. Все четыре блока А имеют в основном одинаковую конструкцию силового корпуса и систем. Корпус блока имеет цилиндрическую форму с переходом в наклонный конус в носовой части. Полная длина блока от теоретической вершины верхнего конуса до среза сопел двигателя составляет 39,46 м, диаметр цилиндрической части корпуса - 3,9 м.
На наружной поверхности хвостового отсека расположены: твердотопливные двигатели отделения блока, небольшая часть: приборов системы управления и системы измерения, трубопроводы пневмогидросистемы, связывающие через разъемные соединения блок А со стартовым устройством. В нижней части хвостового отсека и на торцевом шпангоуте имеются силовые элементы, воспринимающие усилия от замков крепления блока к стартовому устройству. Там же расположены электрические и пневмогидравлические разъемные соединения.
Соединение блоков А в параблок (связка из двух боковых блоков) и с центральным блоком обеспечивается двумя поясами связей, представляющих собой систему тяг, которая воспринимает продольные и поперечные усилия и крутящий момент. Разделение узлов осуществляется с помощью пиротехнических средств.
Увод параблоков и сообщение им скорости отделения в радиальном направлении от второй ступени обеспечивается специальными твердотопливными двигателями отделения. Количество; направление вектора тяги двигателей и время их запуска выбрано с учетом обеспечения требований по допустимым тепловым, газодинамическим и эрозионным воздействиям - их струй на элементы конструкции второй ступени.
Градуировочное приспособление
Тензометрические весы (рис. 1.4) представляют собой составной стержень диаметром 20 мм и длиной 185 мм, состоящий из разрезной балки (основного упругого элемента), связанной упругим элементом измерителя продольной силы X. Функционально они являются также и частью составной державки, на которой устанавливается и крепится в саблевидной подвеске плавающей рамы механических весов исследуемая модель. Последнее обстоятельство дает возможность в ходе эксперимента дублировать измерение четырех компонент нагрузки на модель с помощью механических весов и в случае выхода из строя некоторых из компонент тензовесов (X, Y и/или Mz), получить все шесть компонент аэродинамической нагрузки с достаточной точностью. Разделение компонент аэродинамической нагрузки на тензовесах выполнено за счет специальной профилировки поперечного сечения упругого элемента в месте, где наклеиваются тензодатчики.
Упругие элементы измерителя продольной силы X изготовлялись отдельно и приваривались электроннолучевой сваркой к упругому элементу измерителей остальных компонент. Последний после этого разрезался с тем, чтобы вся нагрузка передавалась через измеритель,силы X. Для обеспечения идентичности упругих, механических и иных свойств основной упругий элемент и измерителя силы X изготовлялись из одной заготовки и все виды обработки их выполнялись одновременно. Основная часть фрезерных работ при изготовлении упругих элементов тензовесов выполнена с использованием электроэрозионной: обработки, что обеспечило повышенное качество и точность поверхностей упругих элементов.
В качестве чувствительных элементов использованы полупроводниковые (кремниевые) тензорезисторы, имеющие, по сравнению с проволочными и фольговыми, существенно меньшие размеры и на один-два порядка большую чувствительность к деформациям. К недостаткам кремниевых тензорезисторов относится их повышенная чувствительность к изменениям температуры. В связи с этим для повышения метрологических характеристик тензовесов датчики брались из одной партии и, кроме того, внутри партии группировались по коэффициентам тензо- и термочувствительности; Работу по отбору датчиков, их расклейке и разводке выполнили В.В. Голод и В.А. Кураев.
Топология расклейки тензорезисторов и их объединение в мосты приведены на рис. 1.5. Провода, по которым подводится напряжение к мостам и снимается сигнал с них, собраны в один жгут, проходящий внутри упругого элемента и державки и заканчивающийся разъемом, закрепленным на заднем торце державки. Далее кабель проходит через канал сабли и при переходе от саблевидной подвески на ее обтекатель образует упругую петлю, что обеспечивает развязку плавающей рамы механических весов АВ-313М и корпуса: аэродинамической трубы. При этом, учитывая малое сечение канала в сабле (8x12 мм) и большую кривизну его на выходе, разъем должен обладать.очень малыми габаритными размерами. Такой разъем был создан на основе платы печатного монтажа.
Электрическая цепь раздваивается на цепь питания и цепь измерения. Каждый мост питается от двух последовательно подключенных банок аккумулятора НК-13. Напряжение питания от 2,5 до 2,8В и величина его контролируется в ходе градуировок и экспериментов. Цепь измерения продолжается блоком фильтров (БФ), содержащим шесть RC-фильтров (по одному на канал). Для подбора фильтров с помощью запоминающего осциллографа исследовались собственные частоты тензовесов с моделью. Результаты этих исследований показали, что нижние границы собственных частот по всем компонентам примерно одинаковы и лежат в диапазоне от 40 до 50 Гц. На этом основании использовались фильтры с постоянной времени 0,05 с. Выход БФ подключается к коммутатору КАМАКа [1.10].
Ориентируясь на достаточно высокий уровень выходного сигнала от предполагаемой нагрузки за счет использования полупроводниковых тензорезисторов, и высокую разрешающую способность штатных измерителей напряжения, усиление измеряемых сигналов не производилось.
Электрическая схема соединений для сбора информации при градуировках выполнена с максимальным использованием элементов аналогичной схемы при испытаниях в аэродинамической трубе,
Зависимость между величиной нагрузки на весы и их откликом устанавливалось с помощью градуировок.
Градуировочное приспособление
Процесс градуировки заключается в создании известных нагрузок в направлениях, параллельных направлениям координатных осей, и известных моментов относительно этих осей и фиксировании соответствующих откликов тензовесов. Для предварительных градуировок использовалось приспособление в виде грузовой рамы, позволяющей изменять нагрузку по одной из четырех компонент, а путем поворота весов вокруг продольной оси на 90 - по оставшимся двум.
Для повышения точности измерений принята нелинейная математическая модель тензовесов (коэффициенты весов зависят от нагрузок). В связи с этим градуировочное приспособление было доработано так, чтобы тензовесы можно было нагружать всеми силами и моментами как по отдельности, так и попарно (т.е. их комбинациями).
Особенности дренажной модели и методика экспериментальных исследований
Для более глубокого понимания условий формирования суммарных аэродинамических характеристик и местных нагрузок необходимо знание распределения давления по поверхности модели. Такие данные позволяют не только разобраться в физической картине обтекания, но и выработать рекомендации по изменению геометрии модели с целью улучшения ее местной и общей аэродинамики.
При подобного рода исследованиях простых конфигураций количество потребной информации невелико и обработка может быть выполнена даже вручную. Но для более сложных пространственных конфигураций достаточно полную обработку можно выполнить только с использованием вычислительной техники.
Вторая часть посвящена экспериментальным исследованиям распределения давления по поверхности той же модели блока "А".
Для проведения дренажных испытаний использовалась модель (рис. 1.17) того же масштаба, что и весовая (рис. 1.1). Для измерения распределения давления на поверхности модели было размещено 368 дренажных отверстий диаметром 0,5 мм, сгруппированных в 37 поперечных сечениях. Местоположение сечений по длине модели и положение дренажных точек в них выбирались таким образом, чтобы в местах ожидаемых особенностей течения (в окрестностях надстроек и накладок) точки располагались бы гуще, чем на регулярных цилиндричнеских участках. Дренажные отверстия выполнены нормально к поверхности, в том числе и к боковым поверхностям надстроек. Поскольку поперечное сечение державки позволяло вывести количество дренажных трубок, было изготовлено два варианта модели, с различным расположением дренажных участков: вариант 1 -190 точек на передней половине модели, объединенные в 19 сечений; вариант 2 -187 точек на задней половине модели, объединенные в 20 сечений;
Оба варианта модели испытывались в разных экспериментах. С целью контроля сходимости результатов измерений дренажные точки сечения №19 подключались в каждом испытании.
Для исследования влияния контейнера он был выполнен съемным и также дренирован.
В испытаниях модель крепится к державке без начального угла заклинення (ауст=0 и РуСТ=0). При этом конструкция державки позволяла при помощи сменных шпонок фиксировать ее в одном из трех положений (у =0, 10 и 20). Кроме того, модель можно установить на державке с различными фиксированными углами крена с шагом 30. В совокупности это позволяет устанавливать модель с различными углами крена в диапазоне 0 -360 с шагом 10.
Все эксперименты выполнены в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-313 ИТПМ и заключались в измерении давлений на поверхности модели при числе Моо=4,03 в диапазоне углов атаки х=±15 и скольжения р=0-И5. При этом число Рейнольдса составляло Re=56-106 м"1.
Реализация заданного диапазона углов атаки и скольжения осуществлялась так же, как и при весовых испытаниях. При этом с целью минимизации объема испытаний эксперименты проводились при следующих шести углах крена модели ф= 0, 40, 70, 90, 130 и 180. Подбор значений углов ап для каждого значения ср осуществлялся так, чтобы обеспечить получение зависимостей коэффициентов давлении СР по истинным углам атаки щ для фиксированных значений угла скольжения р=0, 5, 10 и 15 и наоборот - зависимостей СР по углам скольжения при фиксированных значениях ОІ=0, 5, 10 и 15.
В зависимости от угла атаки ctj и крена ср модели значительно меняется величина действующей на нее аэродинамической нагрузки. Это приводит к различной деформации державки и, следовательно, к изменению истинных углов атаки сц и скольжения В[. Для определения величин поправок Дап за счет деформации державки использовались результаты весовых испытаний. Полученные поправки учитывались при расчете значений ап.
Регистрация давления осуществлялась 100-канальным измерителем давлений МИД-100 [М4], с диапазоном измерения 1 ата и имеющим класс точности 0,3. Из-за ограничений на количество одновременно измеряемых каналов, каждый из двух вариантов модели испытывался в два этапа. В общей сложности было проведено четыре серии по шесть испытаний в каждой.
Кроме дренажных испытаний для ряда фиксированных углов атаки и скольжения методом маслосажевой визуализации были получены картины предельных линий тока на поверхности модели. Эти картины фотографировались на плоскую негативную пленку ФТ-20 или ФТ-31 в масштабе 1:2,34 с четырех сторон. Достаточно общий случай полученных таким образом предельных линий тока представлен на рис. 1.18.
В связи с большим объемом получаемой информации, обработка результатов измерений ведется поэтапно. Непосредственно после эксперимента на ЭВМ производилась первичная обработка результатов измерений, в процессе которой вычислялись значения статических давлений Pj, коэффициентов давлений Cp Pj-PooVq и осуществлялась отрисовка графиков разверток Cp(0j) для каждого сечения при исследованных углах атаки сц и фиксированном значении угла крена ф. Эти результаты использовались для экспресс-анализа добротности получаемых материалов и, при необходимости, для корректировки программы испытаний. После этого результаты измерений передавались в архив системы накопления, анализа и обработки результатов аэродинамического эксперимента (СНАОД) [1.15] для последующей обработки.
Математическое обеспечение обработки результатов экспериментов
При проведении экспериментов по исследованию парашютов использовались штатные средства измерительно-вычислительного комплекса (ИВК) Т-313, дополненные специальным управляющим комплексом, берущим на себя управление экспериментом после запуска трубы и выхода ее на режим (рис.2.10).
Измерительный комплекс Т-313; включал крейт КАМАК с первичными преобразователями, приборами и устройствами, обеспечивающими измерение, контроль, хранение, предварительную обработку и отображение данных в темпе эксперимента. Накопленные данные передаются после окончания эксперимента в ЭВМ.
Специальный управляющий комплекс (УК) представляет собой переносной пульт управления (ППУ), содержащий электронные реле времени, разъемы и соединительные кабели с разъемами. УК синхронизирует работу системы выпуска парашюта и регистрирующей аппаратуры (шлейфового осциллографа Н117/1, вольтметра Щ1516, АЦП-IOISK, кинокамеры "Пуск-16", секундомера).
После запуска трубы и выхода ее на режим нажатием кнопки "ПУСК1 на ППУ подается команда в блок управления (БУ) кинокамеры (к/к) "Пуск-16" и начинается процесс разгона к/к до заданной скорости. Одновременно в ППУ реле времени начинают отрабатывать задержки запуска шлейфового осциллографа (ШО) и ввода парашюта в поток с тем, чтобы он был введен после выхода к/к на режим. Время задержек подбирается в предварительных экспериментах. После выхода к/к на заданный режим БУ подает синхроимпульс на один из каналов ШО и сигнал через "Регистр запросов 303" на запуск секундомера и АЦП. Время задержек подбирается так, чтобы это произошло за время 0.1с до выхода парашюта в поток. С помощью АЦП снимается реализация заданной длины и записывается в память, ЭВМ вместе с соответствующими показаниями секундомера, фиксируемыми также через зеркальную систему на кинопленку вместе с изображением прямотеневой картины обтекания купола парашюта.
При работе без к/к синхроимпульс на ШО и сигнал на запуск секундомера и АЦП подается нажатием кнопки "РЕАЛИЗАЦИЯ" на ППУ.
Используемый для оцифровки сигналов датчиков силы и положения ГТ АЦП не вписывался в действующий ИВК Т-313. Поэтому программа сбора информации [11.13] была доработана таким образом, чтобы с АЦП можно было бы работать как с внешним устройством. В связи с этим при проведении испытаний по описываемой методике сбор информации ведется по двум независимым цепочкам:
1. «ОТСЧЕТ» - по команде оператора или управляющей программы регистрируются параметры потока, напряжения питания Un и сигналы датчиков силы и положения ГТ, измеренные вольтметром Щ1516.
2. «РЕАЛИЗАЦИЯ» - после замыкания специальных контактов БУ к/к, ППУ или кнопки "РЕАЛИЗАЦИЯ" - регистрируется заданное количество показаний датчиков углов ГТ и/или датчика силы через АЦП. Для фиксации показаний остальных датчиков в данный момент времени, после отработки "РЕАЛИЗАЦИИ" программно дается команда «ОТСЧЕТ».
Таким образом, файл первичной информации состоит из двух частей: 1. Показания датчиков, сигналы которых изменяются сравнительно медленно ("отсчеты", в том числе взятые программно после каждой "реализации"). 2. Одна или несколько "реализаций" - дискретизированные с заданной частотой показания датчиков силы и/или положения ГТ, оцифрованные АЦП.
Как уже упоминалось, первичная информация, полученная в ходе эксперимента, хранится в виде файла, состоящего из двух частей. Первая часть полностью соответствует стандарту протоколов, принятому для ИВК Т-313 и содержит: момент взятия отсчета, показания датчиков параметров потока, напряжения питания и интегральные сигналы датчиков силы и положения ГТ, измеренные вольтметром Щ1516. Вторая часть содержит одну или несколько "РЕАЛИЗАЦИЙ" - дискретизированные с заданной частотой показания датчиков силы и положения ГТ, оцифрованные АЦП.
Обработка результатов измерений ведется по специально разработанной программе, в которой производится расчет параметров потока, углов атаки и скольжения ГТ и силы, действующей на систему "ПАРАШЮТ + ГТ" в направлении оси ГТ. Параметры потока считаются по общепринятой для аэродинамической трубы Т-313 методике [11.14].
Алгоритм определения углов атаки и скольжения ГТ Для решения этой задачи градуировочные характеристики обоих датчиков представлялись в плоскости сигналов датчиков «Ua -U » (рис.2.11) в виде двух
Измерение сил и моментов, действующих на модель второй ступени
Связанных с моделями систем координат две..ОвіХвіУві2ві - связана с первой ступенью (ELAC1) и ОвгХвгУвг вг - связана со второй ступенью (EOS). Начала обеих систем координат (точки Ові и Овг) при нулевом угле атаки, скольжения и крена и ненагруженном состоянии обеих моделей лежат на одной вертикали. Точка Osi расположена на расстоянии Хст=0.3435м от теоретического носка первой ступени (ELAC1), а 0В2 - на расстоянии Хст=0.1248м (65% длины EOS) от носка второй ступени (EOS). В проводимых исследованиях начало системы координат OBIXB-IYBIZBI смещено относительно начала весовой системы координат OaXaYaZa, а сама система повернута относительно весовой системы на угол атаки первой ступени. Как уже упоминалось точка Ов2 при ненагруженном состоянии обеих моделей лежит в плоскости УВІОВ-IZBI. Расстояние по оси OB-IYBI В проводимых исследованиях варьировалось и принимало три дискретных значения HKOSI = 0.3157 (.hi =0.225), hKOs2 = 0.4157 {.h2 = 0.325). и hKos3 = 0.5407 ( h3 = 0.450). Расстояние по оси OBIZBI предполагалось нулевым, но поворот второй ступени по углу скольжения осуществлялся относительно точки на пилоне, а не вокруг точки Ов2 и поэтому в проводимых исследованиях это расстояние также незначительно изменялось. Направление осей связанной со второй ступенью системы координат относительно первой определяется относительными углами атаки Да, скольжения Др и крена Аф.
Учитывая, что под действием аэродинамических нагрузок из-за деформаций поддерживающих устройств (державок и весов) обе ступени изменяют свое положение в пространстве, для промежуточных выкладок
Система координат O X Y Z - связанная с тензометрическими весами (в их недеформированном под действием внешних нагрузок состоянии).
Направление осей совпадает с системой 0B2-defXB2-defYB2-defZB2-def а начало (точка О ) сдвинуто относительно последней на 0.0239м вдоль Овг-оегХвг-чы-(определяется при проведении градуировок) и, для модели EOS, на 0.0103м вдоль 0S2-defYB2-def (обусловлено конструкцией модели).
Жирными стрелками на рис. 3.2 показаны положительные направления сил и моментов, измеряемых весами.
Вычисление параметров потока в рабочей части трубы, сил и моментов, действующих на модель ELAC1C, а также истинных значений аэродинамических коэффициентов модели ELAC1C выполняется по штатной для аэродинамической трубы Т-313 ИТПМ СО РАН методике.
Измерение сил и моментов, действующих на модель второй ступени Нагрузки, действующие на вторую ступень, измерялись с помощью шестикомпонентных тензометрических весов в связанной с тензовесами системе координат (X , Y , Z , Мх , My , Mzf) по методике, аналогичной описанной в главе 1. Отличие заключалось в необходимости учета изменения угла крена Дф второй ступени за счет деформации державки и тензовесов под действием аэродинамической нагрузки:
Учитывая, что EOS может устанавливаться под ненулевыми углами скольжения и крена, возникает необходимость учета изменения углов атаки Да, скольжения Др и крена дф второй ступени за счет деформации державки и тензовесов под действием аэродинамической нагрузки.
Кроме того, за счет деформации державки и тензовесов под действием аэродинамической нагрузки EOS смещается в пространстве относительно стенда и ELAC a. Величины этих смещений (в связанной с EOS системе координат) вычисляются по формулам:
Коэффициенты деформации 5ia, Ьф v\ Ьц, где i=1,...4 - определяются в результате специальных градуировок. Как показали результаты обработки полученных результатов, линейные смещения: второй ступени всегда существенно меньше точности установки модели.
Аэродинамические силы (X , У, Z ) и моменты (Мх\ My , Mz ) действующие на вторую ступень в системе координат, связанной с тензовесами находятся, как в главе! Используя данные 3.1-ь3.5, полученные силы и моменты по известным соотношениям пересчитываются в связанную со второй ступенью и в скоростную систему координат.
