Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Критический обзор литературы, посвященной изучению влияния внешнего энергоподвода на аэродинамическое сопротивление тел, обтекаемых сверхзвуковым потоком .
Глава 2. Экспериментальные установки, диагностические методики и аэродинамические модели, используемые для экспериментов по изучению влияния локальных зон энергоподвода на аэродинамическое обтекание тел.
2.1. Экспериментальные установки. 22
2.1.1. Экспериментальная установка АДТ-1. 22
2.1.2. Экспериментальная установка АДТ-2. 32
2.1.3. Экспериментальная установка АДТ-3. 36
2.2. Описание диагностических методик и аппаратуры, используемых в экспериментальных исследованиях. Настройка и калибровка диагностической аппаратуры .
2.2.1. Состав диагностической аппаратуры на установках АДТ-1 и АДТ-2
2.2.2, Состав диагностической аппаратуры на установке АДТ-3 45
2.2.3. Диагностические методы и измерительная аппаратура 47
Глава 3. Экспериментальные исследования влияния зон энергоподвода на аэродинамическое обтекание тел .
3.1. Экспериментальные результаты по сверхзвуковому обтеканию аэродинамической модели с локальной зоной внешнего горения в ее головной части. 58
3.1.1. Экспериментальные результаты, полученные на АДТ-1 58
3.1.2. Экспериментальные результаты, полученные на АДТ-2 63
3.2. Сверхзвуковое обтекание аэродинамической модели с плазменным образованием, созданным комбинированным разрядом . 72
3.2.1. Основные экспериментальные результаты, полученные на АДТ-3 74
Глава 4. Обсуждение полученных экспериментальных результатов и сравнение их с результатами численного расчета .
4.1. Численное моделирование процессов смешения и внешнего стимулированного горения в высокоскоростных потоках. 84
4.1.1. Результаты расчета. Сверхзвуковой режим. 85
4.1.2. Результаты расчета. Дозвуковой режим. 88
4.1.3. Сравнение экспериментальных результатов и результатов численного моделирования. 91
4.2. Численное моделирование электрического разряда в высокоскоростном воздушном потоке. Сравнение эксперимента и расчета 91
4.3. Численное моделирование плазмы комбинированного разряда в высокоскоростном воздушном потоке. 95
4.4. Оценки влияния потока ионов в прикатодной области сферической модели на параметры ее погранслоя . 99
Заключение и основные выводы к диссертационной работе 102
Библиографический список 105
- Описание диагностических методик и аппаратуры, используемых в экспериментальных исследованиях. Настройка и калибровка диагностической аппаратуры
- Сверхзвуковое обтекание аэродинамической модели с плазменным образованием, созданным комбинированным разрядом
- Численное моделирование электрического разряда в высокоскоростном воздушном потоке. Сравнение эксперимента и расчета
- Оценки влияния потока ионов в прикатодной области сферической модели на параметры ее погранслоя
Введение к работе
В настоящее время активно развивается новая область науки и
техники: магнитоплазменная аэродинамика (МПА).
Фундаментальные исследования в этой области проводятся как в России, так и за рубежом. Следует отметить, что это направление первоначально зародилось в России, и до сих пор лидирующие позиции в нем сохраняются за нашей страной. Интерес к исследованиям в области МПА продиктован развитием перспективной авиации, и в особой степени, развитием гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).
Вопросы управления обтеканием тел, параметрами внешнего горения и набегающего воздушного потока с помощью локальных зон энерговыделения теоретически и экспериментально были рассмотрены в работах Черного Г.Г., Алферова В.И., Левина В,А., Бартльме Ф., и др. Наличие таких зон может значительно изменить аэродинамические характеристики обтекаемых тел и ускорить горение углеводородного топлива в высокоскоростном воздушном потоке. Плазмогенераторы различных типов позволяют практически реализовать плазменные зоны энерговыделения перед летящими телами с требуемыми параметрами на определенном расстоянии от движущегося тела.
Ожидается, что плазменные технологии могут быть полезными для решения целого ряда задач внутренней и внешней аэродинамики, таких как:
управление аэродинамическими характеристиками ЛА,
управление тепловыми потоками на поверхности ГЛА при больших числах Маха,
управление поджигом и горением топливно-воздушных смесей в ГПВРД,
уменьшение интенсивности звукового удара сверхзвукового ЛА и ГЛА,
улучшение экологии воздушного пространства за ЛА и т.д.
В России и за рубежом по МПА регулярно проводятся международные научные конференции и совещания. Таким образом, новое направление является актуальным.
Данная диссертационная работа посвящена исследованию влияния локальных зон энерговыделения на обтекание аэродинамических тел. Особое место в диссертационной работе уделено описанию и анализу результатов плазма- аэродинамических экспериментов, полученных на аэродинамических трубах (АДТ). Такие экспериментальные исследования являются актуальными. Их результаты могут быть полезными в фундаментальных и прикладных областях аэродинамики, гиперзвуковой авиации, неравновесной газовой динамики, физики плазмы, физики горения.
Основной целью данной диссертационной работы является изучение обтекания аэродинамических тел с локальными зонами энерговыделения в высокоскоростном воздушном потоке.
Для достижения поставленной цели требуется решение целого ряда отдельных задач, таких как: 1.Создание экспериментальных установок и диагностического
комплекса. 2.Настройка и калибровка диагностической аппаратуры. Защита этой
аппаратуры от мощных электромагнитных наводок, создаваемых
работающим плазмогенераторами. 3.Создание и изучение устойчивых режимов генерации локальных
зон горения, стимулированных плазмой, в высокоскоростном
воздушном потоке.Изучение сверхзвукового обтекания
8 аэродинамических тел с локальными зонами энерговыделения перед ними. 5. Анализ полученных экспериментальных результатов и проведение численного моделирования экспериментов по сверхзвуковому обтеканию аэродинамических моделей с локальными зонами внешнего стимулированного горения.
Методы исследования
В проведенных плазма- аэродинамических экспериментах при
измерении параметров газового потока и плазменных образований
использовались современные методы исследования и
диагностическая аппаратура. В работе для измерения параметров газового потока, плазмы и аэродинамических характеристик модели использовались различные независимые диагностические методы. Это позволило увеличить надежность и достоверность полученных экспериментальных результатов.
Для измерения распределения давления в потоке и на поверхности модели, силы сопротивления при наличии локальной зоны внешнего горения в ее головной части использовались различные датчики давления (Honeywell 143PC15D, ИКД27ДФ) и силы (Honeywell FSG15N1A).
Для измерения массового расхода углеводородного топлива, транспортируемого в область горения использовался датчик расхода газа Honeywell AWM720P1.
Измерение температуры газа и поверхности модели производились с помощью термопар различного типа. В экспериментах по стимулированному внешнему горению также использовался метод оптической пирометрии. При этом газовая температура определялась по нагретым сажевым частицам в зоне стимулированного горения (пирометр "Кристалл С-500.7").
Для измерения энерговклада в плазму электрического разряда
использовались калиброванные безиндуктивные делители
напряжения и токовые шунты.
Параметры плазмы и горения измерялись с помощью методов оптической и ИК- спектроскопии. В эксперименте регистрировались оптические спектры плазмы с помощью спектрографов AvaSpec2048, MS-257M, BUCK-M500. При обработке полученных оптических спектров использовался метод подгонки расчетного синтетического спектра к экспериментальному спектру (по отдельным оптическим линиям). Условия наилучшего совпадения экспериментального и синтетического спектров служили основанием для определения колебательной и вращательной температуры плазмы.
Для изучения сверхзвукового обтекания аэродинамических моделей использовался теневой метод. В качестве источника света использовались импульсный лазер ОГМ-20 и эксимерный лазер KrF-лазер.
Анализ продуктов сгорания углеводородного топлива осуществлялся методами ИК- спектрометрии и хроматографии.
Научная новизна работы
В диссертации получены следующие новые научные результаты: 1.Определены и исследованы устойчивые режимы электрического разряда и формирования локальных зон внешнего стимулированного горения углеводородного топлива вблизи аэродинамической модели в высокоскоростном воздушном потоке. 2.Обнаружено снижение сопротивления аэродинамической модели до 30% при создании зоны локального внешнего стимулированного горения в сверхзвуковом воздушном потоке перед ней (М~2, рст<\05Па).
10 3.Впервые получен устойчивый комбинированный электрический
разряд, управляемый электронным пучком, в сверхзвуковом
воздушном потоке (М<1,5; рст<\04Па). 4.Обнаружено значительное изменение сверхзвукового обтекания
сферической аэродинамической модели при наличии плазменного
образования перед ней, созданного комбинированным разрядом, в
том числе:
снижение ее аэродинамического сопротивления на 80%,
зависимость силы сопротивления модели от величины и
направления электрического тока,
смещение точки отрыва пограничного слоя на поверхности модели в донную область при создании прикатодной плазмы на ее поверхности.
Достоверность полученных результатов
Экспериментальные результаты по обтеканию аэродинамических
тел с локальными зонами энерговыделения в высокоскоростном
воздушном потоке были получены на различных экспериментальных
установках с привлечением современных диагностических средств и
методик. Измерения распределения давления на поверхности модели
и ее силы сопротивления при создании локальной зоны внешнего
горения (или локальной плазменной области) в ее головной части
проводились различными типами датчиков давления и силы.
Параметры газового потока и плазмы определялись несколькими
независимыми диагностическими методами, что повышало
надежность полученных экспериментальных результатов. Кроме
того, достоверность полученных результатов обеспечивается
сравнением полученных автором экспериментальных результатов с
экспериментальными данными опубликованными другими
исследователями (МФТИ, МГУ, ИВТАН, ЦНИИМаш).
Таким образом, достоверность экспериментальных результатов, полученных во время плазма- аэродинамического эксперимента на АДТ является высокой.
Практическая значимость
Результаты экспериментальных исследований сверхзвукового обтекания аэродинамической модели с локальными зонами энерговыделения (или локальной зоны внешнего стимулированного горения) могут быть использованы для решения следующих актуальных практических задач:
уменьшение аэродинамического сопротивления ЛА,
увеличение подъемной силы крыла ЛА,
управление отрывом потока,
увеличением аэродинамического качества ЛА,
уменьшение тепловых нагрузок на поверхности ЛА,
управление поджигом, горением и смешиванием воздушно-топливных смесей гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД),
уменьшение звукового удара.
Результаты исследований могут быть использованы в следующих организациях: ФТИ им. А.Ф.Иоффе, ВИКА им. Можайского, МГУ, Московский Радио-Технический Институт РАН, ИВТ РАН, Холдинговая компания «Ленинец» (С.-Петербург), ЦАГИ, ЦНИИМаш, ФГУП РСК "МиГ", ОАО АХК "Сухой" др.
Апробация работы
Основные экспериментальные результаты были доложены и обсуждены на 10 Международных конференциях, в том числе: AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 2001-2005, Reno, NV; Совещания по магнитной и плазменной аэродинамике в
12 аэрокосмических приложениях, Москва, 2001-2003, 2005, ИВТАН; Workshop on Fuel Reforming and Plasma Technologies in Aviation, St-Petersburg, 2003, 2004, Holding Company "Leninetz".
Публикации
По материалам диссертации было опубликовано 17 работ. Список основных публикаций приведен в конце работы.
Личный вклад автора
Вклад соискателя в работах, вошедших в диссертацию, является определяющим. Автор принимал активное участие в постановке научных задач. Им проведены выбор и обоснование методики исследований, используемых в диссертационной работе. При его непосредственном участии создавались экспериментальные установки и плазмогенераторы различного типа, осваивались новые диагностические методы, проводилась калибровка измерительных приборов и датчиков, проведены экспериментальные исследования, анализ и обработка полученных экспериментальных результатов. На основании выполненных исследований и анализа полученных экспериментальных результатов автором сформулированы и обоснованы основные выводы и заключения диссертации. Автор принимал активное участие в реализации Программы международного сотрудничества в области МПА.
Объем и структура работы
Основное содержание диссертации изложено на 120 страницах машинописного текста. Работа состоит из введения, четырех глав, основных выводов и заключения, библиографии из 88 названий, содержит 62 рисунка и 2 таблицы.
13 На защиту выносятся следующие положения диссертационной работы и экспериментальные результаты:
1.Результаты измерения характеристик аэродинамической модели в сверхзвуковом воздушном потоке при создании локальной зоны энергоподвода (или локальной зоны внешнего стимулированного горения), в том числе: силы сопротивления, распределения поверхностного давления, температуры нагрева модели.
2.Результаты измерения параметров и характеристик электрического разряда, плазмы и локальной зоны внешнего стимулированного горения вблизи аэродинамической модели в высокоскоростном воздушном потоке.
3.Результаты исследования устойчивых режимов внешнего стимулированного горения в высокоскоростном воздушном потоке в зависимости от параметров электрического разряда и величины расхода углеводородного топлива.
4.Методика создания плазмы комбинированного разряда в сверхзвуковом воздушном потоке и измерения параметров плазмы такого разряда.
5.Зависимость сопротивления аэродинамической модели в сверхзвуковом воздушном потоке от величины, направления электрического тока и электрической мощности, вложенной в комбинированный разряд.
6.Влияние параметров комбинированного разряда и полярности модели на отрыв пограничного слоя от поверхности сферы.
Описание диагностических методик и аппаратуры, используемых в экспериментальных исследованиях. Настройка и калибровка диагностической аппаратуры
В настоящее время имеется ряд опубликованных работ, посвященных вопросам обтекания тел в слабоионизированной неравновесной плазме или обтекания тел с локальными зонами внешнего энерговыделения, созданными вблизи них.
В работах [1-5] теоретически исследовался вопрос о влиянии локальных зон внешнего энергоподвода и горения на аэродинамические характеристики летящих тел. В них показана возможность значительного уменьшения сопротивления тел в высокоскоростном воздушном потоке с помощью этих образований. В работе [6] проведен анализ оптимизации параметров локальной зоны энергоподвода для решения поставленной задачи.
В экспериментальных работах [1-32] исследовался вопрос о влиянии слабоионизированной неравновесной плазмы и зон энергоподвода на характер сверхзвукового обтекания моделей и их аэродинамические характеристики.
В работах [7, 8] впервые был изучен электрический разряд в сверхзвуковом воздушном потоке. Особое место в этих работах уделялось вопросам структуры, динамики и обтекания электрического разряда. В работе [9] электрический разряд использовался для визуалиализации сверхзвукового течения вокруг модели в аэродинамической трубе (ток разряда ld 10 А, числа М = 1,5 - 4,5, рст = 16-160 Торр, Re 10б). Было обнаружено, что в областях с повышенными значениями приведенного электрического поля E/N светимость плазмы слаботочного разряда увеличивалась.
Этот результат позволил хорошо визуализировать скачки уплотнения, контактные разрывы, зоны разрежения и т. д., в которых имелись резкие изменения параметра E/N. Подчеркнем, что в этих экспериментах использовался слаботочный электрический разряд. Поэтому удельная мощность, вложенная в разряд, и степень ионизации в нем были небольшими. Следовательно, рассчитывать на изменение обтекания моделей, изменения их аэродинамических характеристик в таком эксперименте было нереальным. По-видимому, именно по этой причине измерение аэродинамических характеристик модели в этих экспериментах выполнено не было.
В работе [10] исследовалось обтекание сферической модели, летящей со скоростью v 2,4 км/с через слабоионизированную неравновесную плазму поперечно ориентированного тлеющего разряда с плотностью токау 50 мА/ см2 в воздухе при давлении в барокамере р 50 Торр.
В работе [11] был измерен коэффициент сопротивления Сх сферической модели пролетающей со скоростью v = 200-Т-1300 м/с зону поперечного ВЧ- разряда (Ja 1,5 мА/см2, р = 15 Торр, воздух) в условиях баллистического эксперимента. В работе получена зависимость Сх от локального числа М в плазме и без нее (М = v /Ст, где Ст - тепловая скорость звука, соответствующая нагреву газа в слабоионизированной неравновесной плазме до 7 =1180К). Обнаружено, что при М 1,25 величина Схп модели в СНП уменьшалась до б раз. Наоборот, при М 1,25 величина Схп превышала соответствующую величину Схо (без плазмы) в 1,13 раз. На основании анализа экспериментальных данных сделан вывод об аномально быстром распространении слабых возмущений в слабоионизированной неравновесной плазме, скорость которых может достигать 1,25 Ст. Предполагается, что характер обтекания тел в слабоионизированной неравновесной плазме может определяться именно аномально быстрым распространением слабых газодинамических возмущений в СНП и рядом неизученных специфических плазменных механизмов.
В [12] изучались тепловые потоки на сферическую модель, пролетающую с гиперзвуковой скоростью зону СНП тлеющего (или ВЧ) разряда в баллистическом эксперименте. Обнаружено снижение теплового потока на модель в 2-:-4 раза в слабоионизированной неравновесной плазме по сравнению со случаем без плазмы.
В [13] исследовалось изменение сверхзвукового обтекания модели при создании продольного электрического разряда пред ней в экспериментах на аэродинамических трубах (М = 2,5, Id = I А, рст 60-Ї-80 Торр). Было обнаружено, что начальная турбулентность газового потока в разрядной области значительно усиливалась. Поток после выхода из разрядной области становился неоднородным. Вследствие этого характер сверхзвукового обтекания модели был нестационарным. Авторы считают, что обнаруженные результаты могут объясняться нестационарными тепловыми процессами в плазме, происходящими в разрядной области. Однако, для надежного вывода, требуются дополнительные экспериментальные и теоретические исследования. В [14, 15] сообщается о проведении плазма- аэродинамических экспериментов по сверхзвуковому обтеканию моделей с плазмогенераторами эрозионного типа, установленными в их головных частях (М = 2 , рст= 60 Торр [14] и М= 4, рст = 30 Торр [15]). Обнаружено уменьшение силы сопротивления до 60 % при работе плазмогенератора по сравнению с контрольными продувками без его включения.
В [16, 17] исследовалось обтекание моделей с плазменным образованием перед ними, образованным оптическим разрядом. Для образования оптического разряда в сверхзвуковом потоке использовались мощные импульсно-периодические лазеры. В эксперименте показана возможность образования устойчивого оптического плазменного образования в сверхзвуковом потоке газа при определенном потоке мощности оптического излучения. Измерено снижение сопротивления тела при наличии плазменного образования до 40%. Получена зависимость силы сопротивления модели от частоты следования лазерных импульсов и средней мощности, подведенной к разрядной области. Определение эффективности использования плазмы в этих экспериментах было затруднено в связи с трудностью аккуратного измерения мощности лазерного излучения, вложенного в оптический разряд и в нагрев газа.
В [18] были повторены плазма- баллистические эксперименты, впервые выполненные в России. В экспериментах использовалась слабоионизированная неравновесная плазма, созданная поперечным ВЧ-разрядом емкостного типа. Были подтверждены результаты и выводы, полученные российскими исследователями. Основной вывод этих исследований был следующий: отход головной УВ от сферической модели в воздухе не может быть объяснен простым нагревом газа в разрядной плазме.
Управление параметрами пограничного слоя и отрывом потока на аэродинамической модели с помощью поверхностных плазменных образований проводилось в работах [19]. В этих экспериментах использовался низкочастотный импульсно-периодический барьерный разряд. Была продемонстрирована возможность управление параметрами пограничного слоя и отрывом потока при дозвуковых скоростях набегающего потока (v 100 м/с).
Сверхзвуковое обтекание аэродинамической модели с плазменным образованием, созданным комбинированным разрядом
В настоящих плазма- аэродинамических экспериментах использовалась современная диагностическая аппаратура для измерения параметров газового потока и плазменных образований. Необходимо отметить, что для измерения параметров потока и плазмы использовались взаимодополняемые независимые диагностические методы. Это позволило увеличить надежность и достоверность полученных экспериментальных результатов.
Измерения распределения давления на поверхности модели и ее силы сопротивления при наличии локальной зоны внешнего горения в ее головной части проводились различными типами датчиков давления и силы.
Датчики давления были защищены от непосредственного воздействия электрического разряда с помощью использования диэлектрических трубок, соединенными с дренажными отверстиями на поверхности модели. Однако, при этом ухудшалось временное разрешение самого датчика. Поэтому в эксперименте был достигнут компромисс между оптимальной длиной трубки и оптимальным временным разрешением датчика. В экспериментах временное разрешение датчиков давления не превышало 1 мс. Экранирование датчиков давления и силы сопротивления от электромагнитных наводок достигалось путем их установки в заземленном металлическом контейнере и использования автономного питания (батарей или аккумуляторов). Для измерения давления использовались датчики ИКД27ДФ (точность измерения - 3%, время реакции - 0,5 мс) и Honeywell 143PC15D (точность измерения - 0,5%, время реакции - 1,0 мс).
Для измерения аэродинамического сопротивления модели использовался датчик силы Honeywell FSG15N1A. При этих измерениях возникли некоторые технические сложности функционирования датчика силы, связанные с возникновением электрических пробоев, электромагнитных наводок, нагрева самого датчика. Для решения этих проблем пришлось выполнить надежную электрическую защиту датчика от непосредственного действия электрического разряда. Во-первых, датчик был изолирован с помощью диэлектрического коромысла (его использование также помогло увеличить отношение сигнал/шум). Во-вторых, была выполнена экранировка датчика силы в защитном металлическом заземленном корпусе. В-третьих, была проведена установка фильтров в цепях питания и сигнальных цепях. При этом уровень электромагнитных наводок снижался в несколько раз. Демпфирование колебаний происходило с помощью оптимального размещения и согласования держателя модели и коромысла, передающего усилие на датчик силы.
Калибровка весов происходила с помощью навешивания грузиков известной массы на модель. В эксперименте также учитывалось газодинамическое возмущение, производимое воздушным потоком на коромысло весов и державку модели. Для этого проводились контрольные эксперименты с весами без модели. Вклад сопротивления державки модели учитывался при измерении силы сопротивления модели. Точность измерения силы сопротивления - 5%, время реакции датчика - 1,0 мс.
Для измерения массового расхода углеводородного топлива, транспортируемого в область горения, использовался датчик расхода газа Honeywell AWM720P1. Точность измерения — 0,5%.
Измерение температуры модели и температуры газа в области горения производились с помощью термопар различного типа и методом оптической пирометрии (по нагретым сажевым частицам в области стимулированного горения или по эрозионным частицам, образованным из материалов электродов в разрядной зоне).
Термопара была помещена в керамическую трубочку внешним диаметром 3 мм и слегка утоплена. Во избежание появления электромагнитных помех, подводящие провода термопары были помещены в экранированный, заземленный чехол. Сигнал от термопары поступал на мультиметр, находящийся в металлической коробке (также заземленной) или цифровой осциллограф, питание - автономное (батарея или аккумулятор). Используемые термопары - К-типа (хромель-алюмель), точность измерения - 2%, максимальная измеряемая температура - 1400С.
В эксперименте использовался ИК-пирометр марки "Кристалл С-500.7" (точность измерения - 1С, время установления показаний — 2 с, диапазон измеряемой температуры — 700...2200С). В основе работы этого пирометра лежит принцип преобразования потока инфракрасного излучения от объекта, принимаемого чувствительным элементом, в электрический сигнал, пропорциональный спектральной плотности мощности потока излучения, рис. 19.
При обработке полученных сигналов использовались табличные данные коэффициента серости исследуемого вещества. В экспериментах в качестве естественной примеси использовались материалы эрозии вольфрамового электрода и углеродные кластеры (сажевые частицы). Отметим, что размеры этих частиц не превышали 1 мкм. Поэтому, термодинамическое равновесие между температурой поверхности этих кластерных частиц и температурой окружающего газа устанавливалось достаточно быстро. По нашим оценкам, характерное время установления такого равновесия не превышало 100 мкс.
Основная сложность функционирования диагностической аппаратуры была связана с необходимостью уменьшения электромагнитных наводок от работающего плазмогенератора. Уровень электромагнитного шума зависел от амплитуды и длительности импульсов инициирующих и поддерживающих электрический разряд. В эксперименте необходимо было использовать длинные сигнальные и силовые кабели (L 10 м). Именно эти кабели являются основными приемными антеннами для электромагнитного шума.
Численное моделирование электрического разряда в высокоскоростном воздушном потоке. Сравнение эксперимента и расчета
Параметры плазмы комбинированного разряда (электронный пучок -I- разряд постоянного тока), получаемой на установке АДТ 3, рассчитывались в совместной с В.Л. Бычковым [42]. Построенная модель разряда включает большое число компонентов плазмохимических реакций, для которых необходимо решать систему дифференциальных уравнений баланса частиц, энергии электронов и нагрева газа. На основе такой модели были проведены расчеты параметров плазмы, образующейся в воздушном потоке во внешнем электрическом поле при параметрах //V«1.13-10"15 В-см2 (113 Td) и 3 -10"15 В-см2 (300 Td), давлении рст=16, 20 и 200 Торр, температуре газа 7 =300 К.
В модели были учтены: быстрые и медленные электроны ё, е, положительные ионы 02 + , N2+, 0+, NO+, N+, отрицательные ионы О/, О , 03 , нейтралы О, JV, 03t NO, колебательно возбужденные молекулы N2(v=l), 02(v = l) и электронно - возбужденные состояния молекул 02(а1Л), N2(A3Zu+)i N2(B3ng). При газодинамических временах, типичных для установки АДТ-3 ( 50 мкс), теплопроводностными и диффузионными процессами пренебрегалось. Величины поля и мощность электронного пучка считались постоянными. Расчет температуры электронов Те проводился на основе констант скорости электрон - молекулярных процессов (прямых и обратных). В расчете температуры газа учитывались плазмохимические реакции с соответствующими дефектами энергии. Константы скорости плазмохимических реакций выбирались из [48-52, 54].
На рис,58-61 приведены результаты расчетов для типичных условий эксперимента [46]. При этом рассчитывалась средняя скорость возбуждения частиц быстрыми электронами (переводной множитель для скорости возбуждения w — 1 Вт/см = 6.25-10 эВ/(см3-с)).
На рис.58 приведена временная эволюция температур электронов и газа в комбинированном разряде. На рис.59 представлена временная зависимость концентраций заряженных частиц. На рис. 60. представлена временная зависимость возбужденных частиц в плазме. На рис.61 показаны концентрации атомов кислорода и молекул NO.
Полученные результаты показывают, что в комбинированном разряде идет уменьшение концентрации молекул 02 в плазмохимических реакциях. При этом сначала идет наработка атомов кислорода О, а затем их преобразование в NO, при участи атомов азота N, образующихся в разряде. Следовательно частицы 02, О и NO могут играть определяющую роль в процессах стимулированного горения углеводородного топлива в высокоскоростном воздушном потоке. При накоплении NO процессы горения могут быть заторможены в результате уменьшения О2 и О.
Анализ результатов численного моделирования сверхзвукового обтекания сферической модели с комбинированным разрядом, выполненного А.Н. Бочаровым, показал, что невозможно объяснить экспериментальные результаты с помощью теоретической модели теплового энерговыделения в разряде (тепловым механизмом). В этих расчетах размеры зоны тепловыделения совпадали с размерами плазменной области перед аэродинамической моделью, а мощность тепловыделения определялась суммарной мощностью, вложенную в электрический разряд электронным пучком и внешним электрическим полем (М/-200 Вт).
В этом же расчете был промоделирован режим создания тонкого слоя прикатодной плазмы вблизи модели и его влияние на характер обтекания аэродинамической модели. При этом прикатодный слой моделировался тонким слоем теплового энерговыделения вокруг модели. Было показано, что и в этом случае имелось значительное качественное и количественное различие расчета и эксперимента. Поэтому, были предприняты попытки получить теоретические оценки влияния заряженной плазмы прикатодного слоя вокруг сферической модели на характер ее обтекания воздушным потоком. В работе [55] были получены теоретические оценки влияния плазмы комбинированного разряда на сверхзвуковое обтекание сферической модели в плазма- аэродинамическом эксперименте на АДТ-3. В этой теоретической модели учитывались следующие физические процессы: джоулев нагрев воздушного сверхзвукового потока с помощью комбинированного разряда; эффекты объемных электростатических сил; влияние конвекционного ионного тока в прикатодной области плазмы на параметры пограничного слоя сферической модели. Было показано, что роль ионного тока в эксперименте является определяющей. При этом ионный ток в разряде был направлен по нормали к поверхности сферической модели. В этой работе подчеркнуто, что в случае заряженной прикатодной плазмы, традиционный диффузионный подход неприемлем. Получена оценка переноса тангенциального импульса набегающего газового потока с помощью ионного конвекционного тока на поверхность модели. Обнаружено, что влияние потока ионов в сильном электрическом поле прикатодной области модели на параметры ее пограничного слоя может быть значительным. В этой работе дл объяснения экспериментальных результатов предлагается использовать аналогию между отсосом погранслоя на поверхности модели и переносом механического импульса газового потока с помощью ускоренных ионов в прикатодной области. Показано, что в эксперименте, описанного в Главе 3, могут реализовываться условия, аналогичные эффекту отсоса погранслоя с помощью потока ионов в сильном электрическом поле. При этом точка отрыва потока на сферической модели должна смещаться вниз по потоку в донную область модели при создании плазмы комбинированного разряда перед ней. Теоретический результат качественно совпадал с экспериментом, однако, имелось количественное различие.
Оценки влияния потока ионов в прикатодной области сферической модели на параметры ее погранслоя
В работе [55] были получены теоретические оценки влияния плазмы комбинированного разряда на сверхзвуковое обтекание сферической модели в плазма- аэродинамическом эксперименте на АДТ-3. В этой теоретической модели учитывались следующие физические процессы: джоулев нагрев воздушного сверхзвукового потока с помощью комбинированного разряда; эффекты объемных электростатических сил; влияние конвекционного ионного тока в прикатодной области плазмы на параметры пограничного слоя сферической модели. Было показано, что роль ионного тока в эксперименте является определяющей. При этом ионный ток в разряде был направлен по нормали к поверхности сферической модели. В этой работе подчеркнуто, что в случае заряженной прикатодной плазмы, традиционный диффузионный подход неприемлем. Получена оценка переноса тангенциального импульса набегающего газового потока с помощью ионного конвекционного тока на поверхность модели. Обнаружено, что влияние потока ионов в сильном электрическом поле прикатодной области модели на параметры ее пограничного слоя может быть значительным. В этой работе дл объяснения экспериментальных результатов предлагается использовать аналогию между отсосом погранслоя на поверхности модели и переносом механического импульса газового потока с помощью ускоренных ионов в прикатодной области. Показано, что в эксперименте, описанного в Главе 3, могут реализовываться условия, аналогичные эффекту отсоса погранслоя с помощью потока ионов в сильном электрическом поле. При этом точка отрыва потока на сферической модели должна смещаться вниз по потоку в донную область модели при создании плазмы комбинированного разряда перед ней. Теоретический результат качественно совпадал с экспериментом, однако, имелось количественное различие. Таким образом, в этой работе была продемонстрирована возможность управления отрывом потока и параметрами погранслоя с помощью заряженной прикатодной плазмы. Безусловно, в рамках разработанной упрощенной теоретической модели невозможно было учесть все особенности эксперимента, а именно: роль вторичной эмиссии электронов с поверхности модели, роль электронно-возбужденных частиц в прикатодном слое, нагрев поверхности модели, наличие державки на модели, и т.д. В будущем планируется уточнить рассмотренную теоретическую модель и сравнить результаты уточненного теоретического расчета с экспериментом. 102 Заключение и основные выводы к диссертационной работе 1. В плазма- аэродинамическом эксперименте были измерены параметры и характеристики электрического разряда и плазмы. Было обнаружено, что электрический разряд в высокоскоростном потоке является модулированным и неоднородным. Максимальная концентрация электронов в шнуровом разряде с /rf l-2A достигала Ne 1014 см 3. 2. Определены и изучены устойчивые режимы локального внешнего стимулированного горения в сверхзвуковом воздушном потоке (М 2, рст 105Па) вблизи аэродинамической модели с выдувом углеводородного топлива в ее головной части. Установлено, что устойчивое стимулированное горение реализовывалось при токе разряда / 1А и газовой температуре 7 -7 -1200-2000К. 3. В эксперименте изучено сверхзвуковое обтекание аэродинамической модели с локальной зоной внешнего горения, стимулированного плазменными образованиями, в ее головной части. При этом были отмечены значительная модификация структуры и формы головной ударной волны перед аэродинамической моделью, изменение течения в донной области модели, образование протяженного высокотемпературного турбулентного энтропийного слоя вблизи ее поверхности. 4. Зарегистрировано уменьшение поверхностного давления на 20-30% на головной части аэродинамической модели при создании локальной зоны стимулированного горения перед ней (М 2, рст- \05Па, тпр 1г/с). 5. Измерено уменьшение силы сопротивления на 20-30% для аэродинамической модели при создании локальной зоны стимулированного горения перед ней в сверхзвуковом воздушном потоке (М 1,5, /?ст 1 ЗхЮ4Па ). При этом мощность, вложенная в электрический разряд, была малой по сравнению с мощностью аэродинамического сопротивления и составляла 4%. 6. Впервые в сверхзвуковом воздушном потоке (М-1,5, /,ст 1 3х10 Па,) создан и изучен устойчивый комбинированный разряд (электронный пучок + разряд постоянного тока, /Й 20 тА, Ij 500 тА, Л 300 Вт/см3). Обнаружено, что плазма комбинированного разряда стабилизируется и фокусируется в высокоскоростном потоке с помощью электронного пучка. 7. Измерены параметры комбинированного электрического разряда и плазменного образования в сверхзвуковом воздушном потоке. Электронная концентрация в комбинированном разряде изменялась в диапазоне Ne= 10 -10 см" , параметр Е/р изменялся в диапазоне 30-50 В/смхТорр, удельный энерговклад находился в диапазоне # 300 Вт/см3. 8. Измерена сила сопротивления сферической аэродинамической модели в сверхзвуковом воздушном потоке (М 1,5, pcm J3X 104Па, I(, 20 mA, 7 500 mAJ при наличии плазменного образования, созданного комбинированным разрядом перед ней. Обнаружено, что сила сопротивления значительно уменьшается при создании комбинированного разряда (электронный пучок + разряд постоянного тока) и зависит от направления тока разряда. При отрицательном потенциале на модели (катод) сила сопротивления уменьшается до 80 %, в то же самое время, при положительном потенциале на модели (анод), сила сопротивления уменьшается до 30 % по сравнению с значением сопротивления модели в сверхзвуковом потоке при Id—0, 1ь— 0
