Материал: Разработка метода тепловой защиты элементов поверхности гиперзвуковых ЛА путем щелевого вдува газа

Разработка метода тепловой защиты элементов поверхности гиперзвуковых ЛА путем щелевого вдува газа

Разработка метода тепловой защиты элементов поверхности гиперзвуковых ЛА путём щелевого вдува газа

Введение

аэродинамический труба вдув клин

Внешняя поверхность гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) при полёте в плотных слоях атмосферы подвергается интенсивному аэродинамическому нагреванию. Совершенствование ГЛА приводит к необходимости уменьшения радиуса притупления носка и других элементов конструкции. При малом радиусе притупления конвективный тепловой поток к его поверхности может быть очень высоким. Очень высокие тепловые потоки могут возникать также в областях падения на тело ударной волны и присоединения оторвавшегося потока к поверхности. Тепловой поток существенно увеличивается при наличии в атмосфере пылевых частиц.

Исследования ГЛА уже долгие годы проводились и в других странах. К примеру, в США по программе NASA «Hyper-X». В аппаратах X-43 и X-51 есть острые кромки нуждающиеся в теплозащите рис. 1.1

Рисунок 1.1 - беспилотный экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат Х-51А

Важным положительным свойством активной тепловой защиты (АТЗ) является возможность многократного использования конструкции. Требование многократности использования системы тепловой защиты существенно для разрабатываемых высокоскоростных самолётов [3].

Температура внешней поверхности тела при отсутствии соответствующих средств тепловой защиты (ТЗ) может существенно превышать допустимую температуру, при которой ещё сохраняются функциональные свойства материала поверхности тела, в частности - его прочности [3].

Острая кромка воздухозаборника высокоскоростного летательного аппарата должны иметь небольшое затупление. Но уменьшению радиуса затупления обычно препятствует повышение температуры отдельных участков ГЛА. Перегрева поверхности можно избежать путем вдува газа в набегающий поток.

Несмотря на обилие способов ТЗ, они часто не удовлетворяют предъявляемым требованиям или налагают серьезные ограничения при экстремально высоких тепловых потоках в локальных областях поверхности ГЛА на размеры и форму элементов аппарата, высоту, скорость и продолжительность полёта, требуют значительных затрат веса и объёма для системы охлаждения. Ограничения, накладываемые существующими средствами ТЗ на основные характеристики аппарата, получили название «Тепловой барьер ГЛА» [3].

Решить указанные проблемы, преодолеть «тепловой барьер», можно с помощью активной тепловой защиты (АТЗ) путём принудительной подачи вещества (ППВ), находящегося внутри аппарата, через проницаемую стенку или устройство в пристеночный слой газа. Вдув вещества приводит к существенному уменьшению теплового потока к поверхности тела. Остальная часть теплового потока, проникшего к поверхности тела, при установившемся тепловом режиме расходуется на подогрев и фазовые превращения подаваемого на внешнюю поверхность вещества (включая теплоту испарения, если вещество внутри аппарата находится в жидком состоянии). Расход подаваемого вещества по мере необходимости может регулироваться [3].

В данном проекте впервые предлагается сравнивать различные способы охлаждения вдувом газа по двум критериям: по необходимому расходу охладителя и по потерям полного давления. В одинаковых условиях будут исследованы несколько вариантов охлаждения вдувом газа острого или слабо затупленного клина и конуса.

Данные исследования являются первым этапом выполнения работы. Целью этапа было:

·         модернизация моделей острого конуса и клина с различным вдувом газа на поверхность,

·        оценка качества разработанных моделей,

·        отладка методики измерений с помощью метода люминесцентных покрытий,

·        настройка аппаратуры и отладка методики получения теневой картины обтекания модели,

·        определение влияния вдува газа при постоянной высоте щели в ламинарный и турбулентный пограничный слой на распределения коэффициента теплоотдачи на поверхности модели.

1. Аэродинамическая труба УТ-1М ЦАГИ

При исследовании влияния вдува вещества в сверхзвуковой поток на течение и конвективный теплообмен основными определяющими факторами являются число Рейнольдса набегающего потока и отношение расхода вдуваемого вещества к расходу газа в невозмущённом потоке. В подавляющем большинстве случаев нет острой необходимости воспроизводить размерные газодинамические параметры реального полёта. Изменение числа Маха при достаточно большом его значении (М_∞ > 3) относительно слабо влияет на эффекты, вызванные принудительной подачи вещества (ППВ).

В связи с вышесказанным для исследования влияния принудительной подачи вещества (ППВ) на течение, теплообмен и другие физические процессы использовались аэродинамические трубы с небольшим подогревом газа при числе Маха М_∞ = 5¸6. В частности, широко использовались аэродинамическая труба (АДТ) ударная аэродинамическая труба УТ-1М. Небольшой подогрев газа обеспечивал отсутствие конденсации в невозмущённом потоке газа перед обтекаемым телом. Опыты в этих аэродинамических трубах осуществлялись с использованием профилированных сопл, что обеспечивало высокую равномерность потока в продольном и поперечном направлениях потока в областях, где размещались исследуемые модели.

Экспериментальное исследование осуществлялось в потоке воздуха при числе Маха М_¥=5¸6, при двух давлениях торможения Р₀=50 бар и Р₀=17 бар. Температура торможения Т₀= 700 К. Угол атаки модели a=0^о.

Охватывающий канал снаружи, нагревает газ до заданной температуры. В конце канала последовательно размещаются диафрагмы (3), сопло (4), рабочая часть (5) диаметром 0.5 м с оптическими окнами (6) и выхлопная система (7) с баком расширителем.

Омический подогреватель обеспечивает подогрев рабочего газа до 500°С. Для более равномерного прогрева рабочего газа напуск в канал высокого давления осуществляется достаточно медленно (в течении нескольких минут) через 12 подводящих каналов, расположенных равномерно по всей длине канала на расстоянии 1 м.

Рисунок 1.2а - Фотография ударной аэродинамической трубы УТ-1М:

Рисунок 1.2б - Схема рабочего тракта ударной трубы УТ-1М.

1 - канал высокого давления, 2 - нагреватель, 3 - диафрагмы, 4 - сопло, 5 - рабочая часть, 6 - оптическое окно, 7 - выхлоп в вакуумную емкость

АДТ УТ-1М имеет набор профилированных сопел на различные числа Маха М_¥ = 5, 6, 8. В данной работе использовалось сопло, в котором реализуется число М_¥=5, с диаметром выходного сечения 500 мм.

Диафрагмы (3) представляют собой диски диаметром 80 мм, изготовленные из меди или алюминия с нанесенными насечками. Тип материала диска, как и его толщина, зависят от режима испытания (давления в канале).

Продолжительность стационарного течения газа в рабочей части зависит от длины канала высокого давления. В УТ-1М ЦАГИ это время составляет около 40 мс.

АДТ УТ-1М имеет автономную систему высокого давления. Система состоит из набора баллонов высокого давления и стационарного компрессора.

Выхлопная система АДТ УТ-1М с баком расширителем соединяется со стационарным вакуумным насосом через вакуумную задвижку. Вакуумный насос обеспечивает полную откачку рабочей камеры трубы после ее герметизации в течении 20 минут. Таким образом, АДТ УТ-1М является полностью автономной установкой.

Измерения, регистрация и обработка результатов осуществляются с помощью измерительно-вычислительного комплекса (ИВК). ИВК состоит из первичных преобразователей (датчиков давления, калориметрических датчиков теплового потока, микротермопар, тензодатчиков) многоканальной усилительной аппаратуры, системы сбора и обработки данных на базе быстродействующих аналого-цифровых преобразователей (АЦП) и персональной ПЭВМ.

Перед пуском аэродинамической трубы ИВК обеспечивает измерения начальных параметров, определяющих режим работы трубы. Во время пуска обеспечивает сбор данных, поступающих от датчиков, расположенных в испытуемой модели, в системах трубы и в системе подачи газа к модели.

Непосредственно после пуска аэродинамической трубы в течение 10 минут производится первичный анализ полученных результатов. Результаты первичного анализа могут быть отображены на экране монитора ПЭВМ.

1.1   
Система подачи газа к модели

В данном исследовании система подачи газа использовалась для моделей острого конуса и острого клина. При замене модели на другую система не нуждалась в доработке и внесений изменений в конструкцию.

Схема системы подачи газа показана на рисунке 1.3. Её основными элементами являются:

1   баллон 16 емкостью около 40 литров,

2   вентиль 14 для наполнения баллона,

3   клапан сброса давления газа в атмосферу 13,

4   быстродействующий пневматический клапан 8, с большим проходным сечением, позволяющий использовать газ при высоком давлении,

5   быстродействующий электропневмоклапан 9 для управления пневматически клапаном 8.

Рисунок 1.3 - Схема системы подачи газа к модели

- стенка рабочей камеры УТ=1М, 2 - оптическое окно, 3 - модель,

- державка модели, 5 - 7,10 - трубки подачи газа, 8 - основной пневмоклапан, 9 - управляющий электропневмоклапан, 11 - манометр,

- датчик температуры, 13, 14 - клапаны подачи и сброса, 15 - трасса высокого давления, 16 - баллон

Перед началом эксперимента баллон 16 заполнялся воздухом из трассы высокого давления 15 (открывался клапан 14). Величина давления в баллоне определялась по образцовому манометру 11. При достижении нужного давления в баллоне клапан 14 закрывался. Избыточное давление стравливалось в атмосферу через клапан 13 при необходимости. Основной пневмоклапан 8 обеспечивал надежную работу системы подачи (исключал протечки) т.к. давление в трассе высокого давления 15 как минимум в 9 раз превышало давление в баллоне. Максимальное давление газа в системе составляло 150 бар.

Площадь проходных сечений всех элементов системы до устройства для вдува составляет не менее, чем f_* = 100 мм², что существенно превышает площадь минимального сечения f_* = 12.34 мм² щели. Поэтому скорость газа в каналах системы была существенно меньше скорости звука. Гидравлические испытания системы и модели показали, что гидравлическое сопротивление системы подачи газа пренебрежимо мало по сравнению с гидравлического сопротивлением модели.

Включение и выключение клапана 9 было синхронизировано с работой аэродинамической трубы и ее информационно-измерительной системой. По голосовой команде «Пуск», подаваемой оператором с пульта управления, включался клапан подачи охладителя в модель и одновременно уменьшалось (вплоть до разрыва диафрагм) давление между диафрагмами ударной трубы (3), рис. 1.2б. Время установления давления в модели после включения клапана составляет приблизительно 0.02 с. Среднее время от момента подачи команды «Пуск» до разрыва диафрагмы составляет приблизительно 0.1 с. При разрыве диафрагмы тензодатчики, расположенные на переходном отсеке ударной трубы до входа в сопло, подают сигнал на запуск систем регистрации измерительно-информационной системы.

График испытаний по времени при проведении испытаний со вдувом.

Рисунок 1.4 - Схематизированный порядок запуска установки УТ-1М

А - открытия дросселя клапана высокого давления

Б - команда «ПУСК» оператора

В-открытия клапана системы вдува и системы сброса давления между диафрагмами

Г - установление стационарного истечения вдуваемого газа

Д - разрыв диафрагмы

Е - момент установления статического давления набегающего потока в рабочей части АДТ УТ-1М

Время установления стационарного течения выдуваемого газа из щели составляет примерно 6 мс после открытия клапана системы вдува.

Время установления статического давления потока в рабочей части УТ-1М составляет 3 мс после раскрытия диафрагмы.

Длительность напуска рабочего газа в канал высокого давления и его прогрев Dt_АБ зависит от необходимого режима испытаний. В данной серии опытов она составляла около 30 секунд.

2. Методы измерения структуры течения и теплообмена

.1 Исследования структуры течения

Принцип работы оптической установки заключается в следующем. Осветитель и нож помещены в фокусах зеркально-менисковых объективов. Если в рабочей части трубы по всему сечению и по длине плотность воздуха постоянна, то изображение на экране будет освещено равномерно. При обдувании сверхзвуковым потоком модели, помещенной в рабочей части трубы, будут образовываться скачки уплотнения, появится градиент плотности воздуха. При прохождении через появившиеся в воздухе уплотнения вследствие изменения коэффициента преломления лучи света отклонятся от своего первоначального направления.

Аэродинамическая труба УТ-1М оснащена системой визуализации течения газа на базе прибора Теплера. Она предназначена для получения теневой картины обтекания моделей. В данной работе для регистрации теневой картины использовалась высокоскоростная цифровая камераVideoSprint с объективом KarlZeis 135mm. Частота съемки составляла 0.5 кадр/мс при выдержки 0.8 мс. Камера устанавливалась на штатив вне рабочей части АДТ УТ-1М на расстоянии приблизительно 0.8 м от оси потока. Сигналы с камеры поступали на монитор персонального компьютера в кабину управления.

Запуск видеокамеры и системы сбора информации начинался с момента разрыва диафрагм АДТ УТ-1М [1].

.2 Метод ЛПТ

Для исследования теплообмена (распределения теплового потока по поверхности моделей) применялся метод Люминесцентных преобразователей температуры (ЛПТ). Применительно к установке УТ-1М особенно привлекательны следующие свойства ЛПТ:

) тонкое покрытие (толщиной несколько микрон), нанесенное на модель, находится в жидком состоянии и, благодаря малой теплоемкости покрытия, отличается высоким быстродействием;

) для получения информации о теплообмене на всей наблюдаемой поверхности достаточно одного кадра видеосъемки, т.е. вся информация о распределении теплового потока регистрируется одновременно;

) люминесцентное покрытие является обратимым датчиком, т.е. для выполнения всего цикла тепловых экспериментов достаточно нанести покрытие на модель только один раз.

Метод ЛПТ основан на температурном тушении люминесценции органических красителей. По приращению температуры поверхности, измеренному в выбранном интервале времени, определяют тепловой поток от газа к модели в каждой точке поверхности. Распределение интенсивности люминесценции регистрируется с помощью цифровой камеры [2].

В качестве рабочего компонента ЛПТ использовался люминофор на основе молекул комплекса европия и эпоксидного полимера, а в качестве опорного компонента использовался кумариновый краситель. При использовании двухцветного покрытия на результат измерения не влияет изменение интенсивности возбуждающего излучения в процессе эксперимента, которое может быть вызвано нестабильностью источника излучения или смещением модели. Температура поверхности находится по градуировочной характеристике покрытия. Для её определения используется образец, который покрывается ЛПТ одновременно с моделью [2].