Научный журнал
Международный журнал прикладных и фундаментальных исследований

ISSN 1996-3955
ИФ РИНЦ = 0,570

АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ИЗМЕРЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ НА ПОВЕРХНОСТИ МОДЕЛИ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ КРАТКОВРЕМЕННОГО ДЕЙСТВИЯ

Васенев Л.Г. 1 Гилев В.М. 1 Звегинцев В.И. 1 Шпак С.И. 1
1 Институт теоретической иприкладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН
В данной работе описана методика измерения давления на поверхности модели, установленной врабочей части аэродинамической трубы кратковременного действия. Эксперименты проводились при гиперзвуковых скоростях на модели баллистического аппарата EXPERT, разработанного Европейским космическим агентством ESA. Измерения выполнялись сиспользованием автоматизированной системы сбора иобработки данных, разработанной вИТПМ СО РАН. Результаты обработки данных эксперимента представлены внаглядном графическом виде. Полученные графические материалы дополнены картинами визуализации гиперзвукового течения, которые наглядно демонстрируют структуру течения.
аэродинамическая труба кратковременного действия
высокоскоростные течения
автоматизированная система сбора иобработки данных
1.Kharitonov A.M., Zvegintsev V.I., Fomin V.M., Topchian M.E., Meshcheriakov A.A., and Pinakov V.I. New-Generation Hypersonic Adiabatic Compression Facilities with Pressure Multipliers. Progress in Astronautics and Aeronautics, v. 198. Advanced Hypersonic Test Facilities, AIAA, USA, VA, 2002. p. 585– 619.
2.Muylaert J-M., Ottens H., Walpot L. EXPERT Model 4.2, Model description and trajectory analysis// ESA Document, 2003.

Разработка конструкций сверх- игиперзвуковых летательных аппаратов требует дальнейшего развития фундаментальных научных исследований, проводимых вназемных испытательных стендах. Ктаким стендам предъявляются следующие требования:

•широкий диапазон моделируемых параметров потока: число Маха (M), число Рейнольдса (Re), давление торможения (P0), температура торможения (T0), идр.;

•высокое качество потока врабочей части;

•высокая точность инадежность измерения экспериментальных данных.

Этим требованиям взначительной степени удовлетворяет уникальная гиперзвуковая аэродинамическая труба кратковременного действия АТ-303ИТПМ СО РАН [1], длительность рабочего режима которой составляет 0.1–0.5с. Вданной экспериментальной установке благодаря высокому давлению итемпературе рабочего газа вфоркамере за малый временной интервал реализуется натурный уровень чисел Рейнольдса и, следовательно, полностью моделируются вязкие эффекты.

В трубе АТ-303реализован ряд программ экспериментальных исследований аэродинамических характеристик моделей возвращаемых космических аппаратов и, вчастности, модели баллистического аппарата EXPERT (the European EXPErimental Re-entry Testbed), который разработан вЕвропейском космическом агентстве ESA [2].

Внешний вид модели EXPERT приведен на рис. 1.

gilev1.tif

Рис. 1. Внешний вид модели EXPERT

Конструктивно модель оснащена двумя парами щитков «открытого» типа суглом отклонения 20°, расположенных ввертикальной игоризонтальной плоскостях симметрии модели. Модель предназначена для одновременного измерения давления в20-ти точках боковой поверхности, расположенных вдоль модели вплоскости симметрии, ив 19точках донного среза, расположенных на трёх лучах, исходящих из центра донной крышки.

Для измерения давления вкаждой выбранной точке поверхности модели сверлилось отверстие диаметром 0,8мм, которое посредством герметичной трубки соединялось стензомодульным датчиком абсолютного давления типа ТДМ1-А. Пределы измерения указанных датчиков были различными взависимости от места расположения дренажного отверстия на модели исоставляли 0,25МПа для датчиков вносовой части модели и0,01МПа– на донном срезе ичасти корпуса перед щитком.

Методика проведения автоматизированных экспериментов. Эксперименты проводились при двух значениях номинального числа Маха набегающего потока: Mн = 8и14. Измерения давлений выполнялись при углах атаки модели a= 0и6º. Впервом случае измерения были выполнены при φ0= 0, 90°, и180°; во втором– вдиапазоне изменения угла φ0от 0до 330° сшагом 30°. Здесь: φ0– угол отклонения плоскости дренажных отверстий от вертикальной плоскости симметрии рабочей части трубы. За φ0= 0принято расположение дренажных точек модели сверху снаветренной стороны.

Для регистрации показаний датчиков, измеряющих давление на модели, использовались две автоматизированные измерительные системы:

а)многоканальная измерительная система сбора информации SCP-3200. Это система производства фирмы Eckelmann Steuerungstechnik GmbH. (Германия). Каждый канал измерительной системы содержит высокоточный усилитель, фильтр низкой частоты срегулируемой частотой среза, аналого-цифровой преобразователь (до 1млн. отсчётов всекунду) ицифровую память (до 512тысяч отсчётов). Все используемые каналы включаются иработают одновременно. На этой аппаратуре регистрировались показания датчиков сбоковой поверхности модели.

б)высокоскоростная измерительная система. Эта система вместе спрограммным обеспечением разработана вИТПМ СО РАН. Система построена на базе 16-битной платы АЦП NI-PCI-6255производства фирмы National Instruments (США). Система имеет 80дифференциальных каналов измерения; каждый канал снабжен высокоточным малошумящим предварительным усилителем спрограммируемым коэффициентом усиления К= 1, 10, 100, 1000. Максимальная частота дискретизации при использовании 80каналов составляет 9кГц на канал. Уровень измеряемого сигнала может варьироваться впределах от 0,1мВ до 10В. Спомощью этой системы регистрировались показания датчиков, расположенных на донной крышке модели.

Во избежание паразитных наводок питание датчиков давления постоянным током снапряжением 5Восуществлялось от аккумуляторной батареи через блок стабилизаторов.

При необходимости осуществлялась визуализация картины обтекания модели высокоскоростной цифровой видеокамерой Cam Record фирмы S&I Spectroscopy & Imaging GmbH. Видеокамера позволяет получать монохромные изображения со скоростью до 2500кадров всекунду.

Помимо этого спомощью отдельной системы выполнялись все необходимые для определения основных параметров работы аэродинамической трубы измерения. Работа всех измерительных систем, включая видеокамеру, осуществлялась автоматическим образом по команде спульта управления трубой.

Чтобы охватить показания датчиков до ипосле истечения воздуха из сопла, процесс регистрации данных длился 3,3секунды. Таким образом, за один пуск трубы измерялось распределение давления на боковой поверхности модели вплоскости симметрии ина части донного среза при фиксированных значениях углов aи φ0. Для повышения надёжности результатов измерений опыты при каждом фиксированном значении aи φ0 дублировались.

Сигналы датчиков давления, зарегистрированные различными измерительными системами, после эксперимента синхронизировались по времени изаписывались вбазу данных ввиде таблицы сзаданным шагом по времени.

Результаты экспериментов

Визуализация обтекания модели гиперзвуковым потоком. Визуализация картины обтекания модели EXPERT ваэродинамической трубе АТ-303осуществлялась оптическим прибором ИЗК-462сдиаметром поля зрения 400мм.

В качестве иллюстрации на рис. 2показаны фотографии обтекания модели при α= 6° иϕ0=180°. Хорошо видна головная ударная волна, скачки уплотнения на щитках инекоторые особенности отрывной зоны перед ними.

gilev2.tif

Рис. 2. Визуализация обтекания модели гиперзвуковым потоком при разных скоростях: а – число Маха M= 7,9; б – число Маха M= 14,25

Давление на поверхности модели. На рис.3показано изменение величины относительного давления Pj кРinf по длине модели при М= 7,9иугле атаки a= 6°. Здесь Рj– давление вj-й точке поверхности модели, X– продольная координата j-й точки модели, L– длина модели, Рinf– статическое давление внабегающем потоке. Данные для этого графика получены вшести отдельных опытах при различной ориентации модели по углу φ0. Из графика следует, что получена хорошая повторяемость результатов отдельных измерений.

Характер изменения величины относительного давления по длине модели полностью соответствует её геометрической конфигурации: вноске модели относительное давление максимально, азатем интенсивно снижается. На коническом участке поверхности давление приблизительно постоянно. На щитке, обтекание которого сопровождается образованием скачка уплотнения, относительное давление растет. Однако уже при небольшом значении угла атаки (a = 6°) происходит существенное перераспределение давления по поверхности модели.

gilev3.tif

Рис. 3. Давление на поверхности модели

Так, на носовой части вблизи носка (на координате X/L=0,05) при переходе снаветренной стороны на подветренную величина Pj/Pinf уменьшается с38до 20; другим участком значительного изменения давления является щиток, на поверхности которого при изменении ориентации на 180градусов давление меняется уже втри раза.

Заключение. Таким образом, вданной работе представлена методика ирезультаты измерения распределения давления вгиперзвуковом потоке. Все эксперименты выполнялись сиспользованием автоматизированной системы сбора иобработки данных. Благодаря использованию системы автоматизации, несмотря на малый временной интервал проведения эксперимента, вгиперзвуковом потоке удалось провести необходимые измерения.

Работа выполнялась при финансовой поддержке проекта МНТЦ №3550игранта РФФИ № 12-07-00548.


Библиографическая ссылка

Васенев Л.Г., Гилев В.М., Звегинцев В.И., Шпак С.И. АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ИЗМЕРЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ НА ПОВЕРХНОСТИ МОДЕЛИ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ КРАТКОВРЕМЕННОГО ДЕЙСТВИЯ // Международный журнал прикладных и фундаментальных исследований. – 2013. – № 10-1. – С. 12-15;
URL: https://applied-research.ru/ru/article/view?id=4041 (дата обращения: 22.11.2019).

Предлагаем вашему вниманию журналы, издающиеся в издательстве «Академия Естествознания»
(Высокий импакт-фактор РИНЦ, тематика журналов охватывает все научные направления)

«Фундаментальные исследования» список ВАК ИФ РИНЦ = 1.074