ОСОБЕННОСТИ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ НА СВЕРХЗВУКОВОЙ АТМОСФЕРНО-ВАКУУМНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ | Опубликовать статью РИНЦ

ОСОБЕННОСТИ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ НА СВЕРХЗВУКОВОЙ АТМОСФЕРНО-ВАКУУМНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ

Научная статья
Прокопенко Е.А.^1, *, Савищенко Н.П.², Шевченко А.В.³, Поняев С.А.⁴, Твердохлебов К.В.⁵, Яшков С.А.^6
1 ORCID: 0000-0002-3574-3846,
^{1, 2, 3, 6} Военно-космическая академия имени А.Ф.Можайского, Санкт-Петербург, Россия;
^{4, 5} Физико-технический институт имени А.Ф. Иоффе Российской академии наук, Санкт-Петербург, Россия

* Корреспондирующий автор (Prokopenko_work[at]mail.ru)

Аннотация
В настоящее время экспериментальные исследования сверхзвуковых течений проводятся на сложных экспериментальных установках, таких как аэродинамические и ударные трубы. Для исследования сверхзвуковых течений с числами Маха меньше 4 возможно использование вакуумных аэродинамических труб. В статье приводятся результаты исследования процессов, происходящих в вакуумной аэродинамической трубе при пуске. Анализ полученных результатов показал, что реализуемый в трубе стационарный режим сверхзвукового течения имеет продолжительность около 3 секунд, что подтверждается представленными в работе теневыми картинами течения. Это обстоятельство позволяет использовать имеющуюся атмосферно-вакуумную трубу для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов при числах Маха от 1,5 до 4.

Ключевые слова: аэродинамическая труба, экспериментальные исследования, сверхзвуковой поток.

 

FEATURES OF EXPERIMENTAL RESEARCH ON SUPERSONIC ATMOSPHERIC VACUUM DRIVEN TUNNEL

Research article
Prokopenko E.A.^1, *, Savischenko N.P.², Shevchenko A.V.³, Ponyaev S.A.⁴, Tverdokhlebov K.V.⁵, Yashkov S.A.^6
1 ORCID: 0000-0002-3574-3846,
^{1, 2, 3, 6} Mozhaysky’s Military-Space Academy, St. Petersburg, Russia;
^{4, 5} The Ioffe Physical-Technical Institute of the Russian Academy of Sciences, St. Petersburg, Russia

* Corresponding author (Prokopenko_work[at]mail.ru)

Abstract
At present, experimental studies of supersonic currents are carried out on complex experimental installations, such as vacuum driven tunnels and shock tubes. It is possible to use vacuum driven tunnels to study supersonic currents with Mach numbers that are less than 4. The article presents the results of research of processes occurring in a vacuum driven tunnel at startup. The analysis of the results showed that the stationary mode of supersonic currents realized in the tunnel has a duration of about 3 seconds, which is confirmed by the shadow current patterns presented in the work. This circumstance allows using available atmospheric and vacuum driven tunnel to study the aerodynamic characteristics of aircraft in Mach numbers from 1.5 to 4.

Keywords: vacuum driven tunnel, experimental studies, supersonic current.

Введение
Несмотря на активное развитие вычислительного эксперимента и численных методов для расчета сверхзвуковых течений, верификация моделей экспериментальным путем представляет собой неотъемлемую часть в моделировании аэродинамических процессов [1], [2], [3]. В настоящее время для проведения таких исследований используются сложные экспериментальные установки, такие как аэродинамические трубы с ресиверами [4] и ударные трубы [5], [6]. Использование этих установок позволяет моделировать весь диапазон аэродинамических исследований (от трансзвуковых до гиперзвуковых течений). В то же время, использование таких установок достаточно дорого и трудозатратно. Для проведения подобных исследований в диапазоне чисел Маха от 1,5 до 4 может быть использован другой класс установок – вакуумные аэродинамические трубы.
Принцип действия такой установки – в емкости большого объема создается вакуум (абсолютное давление поддерживается на уровне 100 Па). На входе в рабочую камеру установлено сопло, закрытое специальным клапаном. После открытия клапана на выходе из сопла за счет перепада давления формируется сверхзвуковая струя набегающего на модель потока. Определение возможности использования такой установки для проведения экспериментальных исследований, зависит от временных параметров ее работы (выход на режим и время работы), а также изменение параметров и структуры сверхзвуковой струи в процессе работы.
Описание экспериментальной установки
В ВКА имени А.Ф. Можайского создана атмосферно-вакуумная аэродинамическая труба, оснащенная набором сменных сопел для создания сверхзвукового потока с различными числами Маха от 1,5 до 4 [7]. Основные параметры сопел представлены в таблице 1 (во всех соплах длина рабочей части составляет 58 мм, диаметр выходного сечения 40 мм).
Сверхзвуковые сопла, параметры которых представлены в таблице 1, выбирались исходя из условия обеспечения ими скорости потока со значениями чисел Маха в диапазоне от 1,5 до 4 с шагом 0,5. А затем с использованием газодинамических функций рассчитывалась геометрия сопел с учётом ограничения на значение диаметра выходного сечения сопла (40 мм). Такое ограничение на значение диаметра выходного сечения сопла связано с конструктивными особенностями рабочей части используемой атмосферно-вакуумной аэродинамической трубы.

Таблица 1 – Параметры сверхзвуковых сопел, используемых в атмосферно-вакуумной аэродинамической трубе

Число Маха (М)	Относительная площадь критического сечения сопла	Диаметр критического сечения, мм
1,5	1,17	36,9
2	1,69	30,8
2,5	2,63	24,6
3	4,23	19,4
3,5	6,78	15,4
4	10,71	12,2

Для исследования динамики процессов в сверхзвуковой струе была изготовлена гребенка с датчиками для измерения давления торможения (рис. 1).
Для измерения и непрерывного преобразования давления в нормированный выходной сигнал постоянного тока используются тензометрические датчики давления Trafag ECT 8472. Основные характеристики датчиков Trafag ECT 8472 подробно представлены в соответствующем техническом описании [8].

Рис.1 – Внешний вид гребенки для определения давления торможения в сверхзвуковом потоке

Принцип действия этих датчиков основан на использовании зависимости между измеряемым давлением и упругой деформацией тензочувствительного элемента. В качестве чувствительного элемента в преобразователях применяется керамическая мембрана, на которую наклеены тензорезисторы, соединенные по мостовой схеме. Измеряемое давление подается на мембрану, вызывает ее деформацию, что приводит к изменению сопротивлений тензорезисторов и разбалансу моста. Электрический сигнал разбаланса моста, пропорциональный измеряемому давлению, поступает в электронный блок преобразования для усиления, обеспечения температурной компенсации и преобразования в нормированный электрический выходной сигнал. Преобразователь сигнала находится в одном корпусе с блоком питания и аналогово-цифровым преобразователем (рис. 2).
Сигнал постоянного тока преобразуется в цифровой сигнал, который поступает на персональный компьютер и после программной обработки записывается в базу данных. Тарировка датчиков выполняется при их производстве и дополнительно не требуется перед проведением измерений.

Рис. 2 – Схема измерения давления

Для каждого типа сопел (таблица 1) снималась теневая картина структуры течения, а также определялись параметры распределения давления в сверхзвуковой струе.

Результаты исследований
При проведении экспериментальных исследований с использованием вакуумной аэродинамической трубы при различных числах Маха (1,5≤М≤4) получены теневые картины динамики эволюции струи во времени (при М=2) (рис. 3) и значения параметров давления торможения (рис. 4).
С использованием сопла с дренажными отверстиями было получено распределение давления (рис. 5) по длине сверхзвуковой части сопла, соответствующего числу Маха равного 2 (таблица 1). На рис. 5 линии 1 соответствует дренажное отверстие 1, где изменялось статическое давление на выходе из сопла, а точке 4 – отверстие 4, где изменялось статическое давление в критическом сечении сопла. Линии 2 и 3 (рис. 5) относятся к дренажным отверстиям, расположенным между отверстиями 1 и 4 (линии 1 и 4) на расстоянии 15 мм и 45 мм от критического сечения сопла соответственно. Линии Рвн (рис. 5) соответствует статическое давление в рабочей части атмосферно-вакуумной аэродинамической трубы.

Рис. 3 – Картина течения в сверхзвуковой струе при М=2 в моменты времени: а) 0,2 сек; б) 1 сек; в) 2 сек; г) 3 сек

Известно, что режимы истечения струи из сопла могут быть как расчётными так и не расчетными (недорасширением и перерасширением). Расчетный режим реализуется при равенстве статических давлений на срезе сопла (p_a) и давлению невозмущенного потока (p_вн), при этом струя имеет цилиндрическую форму с диаметром равным диаметру сечения на срезе сопла. Соответственно для режима с недорасширением струи выполняется условие p_a>p_вн, а для режима с перерасширением – p_a<p_вн. В идеальном случае измерения значений газодинамических параметров при экспериментальных исследованиях должно происходить на расчётном режиме истечения струи из сопла.

Рис. 4 – Графики изменения давления торможения,за прямым скачком уплотнения, измеренного с использованием гребенки, расположенной в сверхзвуковом потоке при М=2: линия 1– давление в рабочей камере; линии 2–5 – давление торможения на приёмниках гребенки

Рис. 5. – Распределение отношения статического давления к давлению торможения потока по длине сверхзвуковой части сопла при М=2

С учётом особенностей функционирования сверхзвуковых аэродинамических труб различного типа, создание стационарного расчетного режима в допустимом временном интервале практически невозможно. Поэтому прибегают к определенного рода допущениям, которые приводят к созданию квазистационарного режима, при котором измерения параметров в атмосферно-вакуумных трубах проводят на режимах, сочетающих в себе последовательный переход от режима с недорасширением к расчётному. Это связано с тем, что на расчётном режиме и с недорасширением и скорость струи внутри ядра потока была равна числам Маха, соответствующим значения М на срезе выходного сечения сопла. При этом, ограничением является значение диаметра миделева сечения исследуемой модели, так модель должна полностью находиться в ядре потока, в котором градиенты скорости и давления вдоль сечения перпендикулярного оси симметрии сопла равны нулю. Результаты исследований с помощью гребёнки давления показали, что ядро потока представляет собой цилиндрическую струю диаметром равным диаметру выходного сечения сопла с длиной образующей не более 4 см.
Из рис. 4 (линии 1 и 2) и рис. 5 (линии 1 и Рвн) видно, что пересечение этих линий, происходит на где-то третьей секунде после начала процесса истечения струи из сопла. Это свидетельствует о том, что определенный период времени (порядка 3 секунд) в рабочей области аэродинамической трубы реализуется квазистационарный режим сверхзвукового течения (на расстоянии не более 40 мм от среза сопла. Таким образом, в период работы трубы в квазистационарном режиме возможно определение давления торможения на исследуемой модели, что дополнительно подтверждается структурой теневой картины (рис. 3). Дальнейшее изменение значений давления (рис. 4 и 5) приводит к возникновению режима с недорасширением струи, пока давление торможения не станет равным атмосферному, а скорость потока станет равной нулю.
В связи с тем, что датчики давления не установлены непосредственно в приемном канале гребёнки давления, то при определении значения статического давления торможения необходимо учитывать потери на преодоление сопротивления пневмотрассы. Указанный выше учёт обобщается в виде соответствующей погрешности измерений. О методиках расчёта погрешности измерений с учётом потерь в пневмотрассах подробно написано в работе [10].
Визуализация картины течения в сверхзвуковом потоке в аэродинамической трубе осуществляется с помощью скоростной видеокамеры и малогабаритного шлирен-теневого прибора, в качестве источника света используется мощный светодиод.

Определения числа Маха потока проводились несколькими способами:

1. посредством замера угла наклона присоединенного скачка уплотнения на остром конусе при нулевом угле атаки;
2. посредством измерения распределения давления торможения за прямым скачком уплотнения в контрольных точках по нескольким сечениям потока на различном расстоянии от среза сопла;
3. посредством измерения отношения статического давления и давления торможения за прямым скачком уплотнения в заданной точке струи.

Определение числа Маха несколькими способами связано, прежде всего, с необходимостью снижения вероятности возникновения ошибки его измерения. В конечном счете, результаты определения числа Маха по всем способам измерения после усреднения приводили к значению М в невозмущённом сверхзвуковом потоке.
Таким образом, результаты исследований показали, что для проведения экспериментальных исследований для моделей с диаметром миделева сечения не более 4 см (при 1,5≤М≤4), возможно использование атмосферно-вакуумных труб, вместо более сложных и дорогих сверхзвуковых аэродинамических и ударных труб.

Заключение
В данной статье рассмотрены особенность и возможность использования атмосферно-вакуумной аэродинамической трубы ВКА имени А.Ф. Можайского для проведения экспериментальных исследований аэродинамических характеристик для моделей летательных аппаратов (при М от 1,5 до 4). Определены параметры сверхзвуковой струи и ее изменение в процессе работы, что подтвердило возможность ее использования вместо более сложных и дорогих сверхзвуковых аэродинамических и ударных труб.

 

Финансирование Статья подготовлена по результатам работы, выполненной при государственной финансовой поддержке (частично) программы исследований по гранту Президента Российской Федерации МК-2902.2017.8.	Funding The article is prepared based on the results of the work performed with state financial support (partly) of the research program under the grant of the President of the Russian Federation MK-2902.2017.8.
Конфликт интересов Не указан.	Conflict of Interest None declared.