Аэродинамические экспериментальные стенды для испытаний ВРД Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Том ХЬШ

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

2012

№ 2

УДК 533.607.1

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ СТЕНДЫ

ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ВРД

О. В. ВОЛОЩЕНКО, С. А. ЗОСИМОВ, А. А. НИКОЛАЕВ, В. Н. ОСТРАСЬ, В. Н. СЕРМАНОВ, А. Ф. ЧЕВАГИН

Рассмотрены особенности моделирования полетных условий, необходимых для проведения наземных испытаний ВРД при горении топлива, возможные виды испытаний и их ограничения. Приведен анализ способа проектирования газодинамических трактов стендов с двухконтурным диффузором для испытания двигателя.

Ключевые слова: аэродинамическая труба, прямоточный воздушно-реактивный двигатель для высоких скоростей полета, горение топлива в сверхзвуковом потоке, моделирование условий полета, экспериментальные исследования в аэродинамике.

ВОЛОЩЕНКО Олег Васильевич

ведущий инженер ЦАГИ

ОСТРАСЬ Владимир Никитович

кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ

ЗОСИМОВ Сергей Анатольевич

кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ

СЕРМАНОВ Валерий Николаевич

доктор технических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ

НИКОЛАЕВ Алексей Анатольевич

начальник отдела ЦАГИ

ЧЕВАГИН Александр Федорович

кандидат технических наук, начальник отделения ЦАГИ

1. МОДЕЛИРОВАНИЕ УСЛОВИЙ ПОЛЕТА И СХЕМЫ СТЕНДОВ

Развитие прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) определялось и в дальнейшем будет определяться в большой степени качеством и размерами наземных испытательных стендов.

Проблема создания аэродинамических стендов для испытания ПВРД связана, прежде всего, с обеспечением наиболее полных условий полета испытуемого объекта и с уменьшением потребляемой мощности. Для реализации больших скоростей полета испытательные стенды должны располагать большим перепадом давлений, что даже при незначительных расходах воздуха через них и непродолжительном времени работы требует большой располагаемой мощности. Необходимость моделирования характерных высот полета и больших чисел Ие с высоким уровнем энтальпии потока приводит к тому, что стенды должны располагать газовым потоком с высокими параметрами торможения по давлению и температуре (р0, ТО).

С точки зрения испытания ПВРД моделируемые условия полета могут быть разделены на две области. В первой области, где значения числа М относительно невелики, а высоты большие, время химической реакции соизмеримо со временем пребывания топливной смеси в камере сгорания. Во второй области условия полета таковы, что статические параметры потока в камере сгорания (р, Т) достаточно велики, и можно считать, что время, необходимое для завершения реакций, мало по сравнению со временем, необходимым для процесса смешения.

Очевидно, что граница между этими областями зависит от рода топлив и конструкции двигателя. Условная граница изображена на рис. 1, кривая 1. В области, лежащей ниже этой линии, требования к моделированию свойств воздуха, используемого в испытательных стендах, могут быть снижены. Там же на рис. 1 изображена возможная траектория полета летательного аппарата (ЛА) с силовой установкой (СУ) на базе ПВРД (кривая 2). Из рисунка видно, что траектория полета приходится на область, лежащую ниже условной границы 1, где требования к моделированию свойств воздуха могут быть снижены.

Таким образом, для расширения возможностей испытательных установок с наименьшими затратами можно использовать газовый подогрев воздуха, при котором воздух в ресивере нагревается за счет сгорания подаваемого туда топлива. Для восполнения недостатка кислорода, который теряется в процессе окисления топлива, к воздуху дополнительно подмешивается газообразный кислород в таком количестве, чтобы в продуктах сгорания была обеспечена доля свободного кислорода, соответствующая атмосферному воздуху. Достоинством таких стендов является их простота, даже в тех случаях, когда требуется подогреть значительные массы воздуха при длительном временном цикле работы. Такие стенды при работе на керосине могут обеспечить температуры торможения, соответствующие полетным числам М п = 11 [1].

С другой стороны, так как характер потребных данных может быть очень широким, то и видов различных испытательных установок, существующих в настоящее время, очень много. Тем не менее, все эти установки можно разделить на два больших класса:

а) установки со сверхзвуковым обдувом двигателя (аэродинамические трубы, стенды со свободным обдувом входа двигателя);

б) установки с присоединенным воздухопроводом.

Достоинство сверхзвуковых аэродинамических труб для испытания ПВРД (и их моделей), очевидно, состоит в том, что позволяет

Рис. 1. Область моделирования полетных условий при работе газового подогревателя

определить как внешние аэродинамические силы, так и внутреннюю тягу двигателя. Однако надо иметь в виду, что исследование моделей двигателей значительно ограничивает прикладную ценность испытаний, а аэродинамические трубы для натурных двигателей неприемлемы в смысле их энергетики; особенно это относится к высокоскоростным ПВРД. На всех остальных видах испытательных установок полного моделирования условий полета не достигается, но проведение таких испытаний имеет важное значение при доводке двигателя. Коротко остановимся на условиях соответствия, которые однозначно определяют течение в двигателе, одинаковые в условиях стенда и полета.

Для аэродинамических сверхзвуковых труб с полным внешним обдувом двигателя такими условиями являются заранее известные параметры потока (давление, температура, энтальпия, состав воздуха, число М и направление потока). Для стендов со свободным обдувом только входа двигателя эти параметры также известны, однако для того, чтобы утверждать, что течение в двигателе при испытании на стенде идентично течению в двигателе в натурных условиях, их недостаточно, так как они соблюдаются только на поверхности входа в двигатель. Можно допустить, что течение внутри двигателя очень слабо зависит от параметров внешнего потока, и тогда можно считать, что моделирование течения на входе в двигатель вполне обеспечивает идентичность течения в двигателе на стенде и в полете.

Гораздо сложнее обстоит дело относительно соответствия течения в двигателе на стенде с присоединенным воздухопроводом и в полете. Здесь также в каком-то сечении двигателя вниз по потоку от его входа стремятся обеспечить параметры потока, соответствующие полетным в этом же сечении, которые заранее неизвестны. Вопрос о том, каким образом определить течение в контрольном сечении двигателя, остается открытым. Многое зависит от того, какие цели и задачи преследует каждое конкретное испытание двигателя. Вообще, можно попытаться параметры контрольного сечения рассчитать по известным внешним параметрам потока, соответствующим полету. Однако в общем случае это неразрешимая задача, а частного решения не всегда достаточно. Можно параметры контрольного течения определить экспериментально, испытав двигатель или его модель в аэродинамической трубе. Можно получить их по данным телеметрии с летающего двигателя, если таковой имеется.

На рис. 2 представлены схемы стендов для испытания ПВРД, которые были разработаны и исследованы в течение ряда лет, начиная с 1962 г., по инициативе автора ГПВРД Е. С. Щетинко-ва [2, 3]. Схема 1 на рис. 2 представляет принципиальное устройство первой аэродинамической трубы, специально созданной для испытаний скоростных ПВРД в условиях, соответствующих полетным, в диапазоне чисел М = 5 + 8. Выбранная область моделируемых условий полета позволила применить для подогрева воздушного потока газопламенный воздухоподогреватель и тем самым обеспечить соответствующую полную энтальпию. Реализованные высокие давления в ресивере стенда обеспечили испытания ПВРД до М = 7 в области соответствующих турбулентному потоку чисел Ие. Область работы стенда представлена на рис. 1. Особенность этой схемы стенда состоит в том, что здесь используется двухконтурный выхлопной диффузор, причем внешняя поверхность двигателя формирует его внешний контур.

Схема 2 рис. 2 представляет собой дальнейшее развитие аэродинамических стендов для испытания ПВРД, где используется двух-контурный выхлопной диффузор, обеспечивающий высокую степень загрузки сопла двигателем. Аналогом такого стенда может служить стенд ЦАГИ Т-131Б.

Схема 3 рис. 2 используется для испытаний камер сгорания в условиях присоединенного

ехема 3 Рис. 2. Схемы стендов

воздухопровода. Аналогом такого стенда может служить стенд ЦАГИ Т-131В. Использование такого рода установок для экспериментального исследования рабочего процесса в сверхзвуковой камере сгорания достаточно обоснованно.

На рис. 3 представлено сопоставление результатов испытаний камер сгорания ПВРД, полученных по методу присоединенного воздухопровода и методу свободного обдува [4]. Сравнение проводилось для зависимостей коэффициента полноты сгорания топлива п от коэффициента избытка воздуха а. Сравнение проведено для геометрически подобных камер сгорания с одинаковой длиной, работающих на водороде, при одинаковом течении на входе.

Из графика рис. 3 видно, что, несмотря на удовлетворительное согласование результатов, полученных при испытаниях по методу присоединенного воздухопровода и испытаниях в свободной струе, уровень полноты сгорания топлива в условиях испытания ПВРД по методу присоединенного воздухопровода несколько выше.

Исследования различных методов испытаний ПВРД показали, что во многих случаях испытание камер сгорания по методу присоединенного воздухопровода вполне оправданно, особенно если уровень моделируемой полной энтальпии набегающего потока достаточно высокий, обеспечивающий самовоспламенение горючей смеси без специальных устройств. Следует подчеркнуть, что характеристики ПВРД зависят также от располагаемого числа Ие в большей степени, чем от типа экспериментального стенда, особенно если область моделирования соответствует области с быстрыми реакциями (см. рис. 1). Однако не следует думать, что испытания камер сгорания на присоединенном воздухопроводе (см. схема 3, рис. 2) полностью обеспечивает получение характеристик камер сгорания. Тем не менее, метод присоединенного воздухопровода достаточно обоснован и находит широкое применение [5 — 7].

Рис. 3. Влияние присоединенного воздухопровода на результаты экспериментального определения эффективности горения

2. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СТЕНДОВ

При моделировании условий предполагаемого полета ПВРД модель двигателя должна быть расположена в невозмущенном ядре потока сопла аэродинамической трубы. Причем степень загромождения сопла моделью двигателя (степень загрузки) должна быть как можно больше с целью увеличения размеров исследуемых моделей. Представляется целесообразным исследовать возможности различных схем испытаний, рассмотренных выше.

Характеристики стенда при испытании модели двигателя в свободной струе сильно зависят от восстановления давления, получаемого в потоке воздуха, обтекающего двигатель снаружи. Применение двухконтурных диффузоров ведет к уменьшению потерь в потоке. Основная идея использования двухконтурных диффузоров состоит в том, что потоки, обтекающие модель двигателя и выходящие из него, имеют разные числа М, что требует для торможения каждого потока своего оптимального диффузора.

При проектировании аэродинамических стендов необходимо заранее знать, какое восстановление давления можно ожидать и как рассчитать двухконтурный диффузор для получения максимального восстановления давления.

В случае ограниченности энергетических ресурсов правильный выбор схемы и формы проточной части стенда, обеспечивающей максимальное восстановление полного давления при отсутствии регулирования проходных сечений, является решающим. Наиболее остро проблема рационального выбора проточной части стенда возникает при увеличении степени загрузки аэродинамического сопла моделью — это позволяет в сравнительно небольших аэродинамических установках проводить испытания натурных или полунатурных объектов.

2.1. ВЫБОР ГЕОМЕТРИИ ПРОТОЧНОГО ТРАКТА СТЕНДА

На рис. 4 приведена расчетная схема стенда с двухконтурным диффузором для испытания скоростных ПВРД в условиях свободного обдува.

При испытании прямоточного двигателя поток, выходящий из аэродинамического сопла, разделяется: часть потока проходит через канал двигателя и далее через внутренний контур выхлопного диффузора, другая часть потока обтекает двигатель снаружи и через внешний контур выхлопного диффузора соединяется с внутренним потоком на выходе. Во внутреннем цилиндрическом и внешнем кольцевом контурах выхлопных диффузоров, имеющих практически постоянные площади поперечных сечений, потоки тормозятся до дозвуковых скоростей. После объединения потоки продолжают тормозиться в дозвуковом диффузоре, а затем попадают в систему эксгаустирования.

Следует отметить, что при испытаниях прямоточных двигателей восстановление давления в диффузоре и степень загрузки аэродинамического сопла моделью существенным образом зависят как от восстановления давления в потоке, обтекающем двигатель снаружи, так и от дроссельных характеристик самого двигателя. Согласование течения в двух параллельных потоках при работе стенда можно представить в виде:

^внеш ^мод^внут,

(1)

где овнеш — коэффициент восстановления давления во внешнем диффузоре; смод — коэффициент восстановления давления в модели двигателя; овнут — коэффициент восстановления давления во внутреннем диффузоре.

Рабочие характеристики внешнего и внутреннего диффузоров стенда определяются диапазоном значений омод, соответствующим различным режимам работы двигателя:

^мод ^внеш

/^внут .

(2)

Для различных компоновок моделей двигателя необходимо определенным образом расположить его вход относительно аэродинамического сопла, а выход модели двигателя должен непосредственно примыкать к внутреннему выхлопному диффузору.

Восстановление полного давления при запуске стенда для моделей с разными дроссельными характеристиками будет различным. Струя, выходящая из сопла с числом , тормозится в двухконтурном сверхзвуковом диффузоре.

Для сверхзвуковых аэродинамических труб, работающих при небольших степенях загрузки сопла моделью, классическая схема одноконтурного выхлопного диффузора представляет собой последовательно соединенные сверхзвуковой диффузор (сужающийся канал) и дозвуковой диффузор (расширяющийся канал). При регулировании площади минимального сечения (горла диф-

Рис. 4. Схема стенда с двухконтурным диффузором:

1 — аэродинамическое сопло; 2 — рабочая часть (камера Эйфеля); 3 — модель прямоточного двигателя; 4 — диффузор внешнего потока; 5 — диффузор внутреннего потока; 6 — дозвуковой диффузор; 7 — эксгаустер

фузора) на режиме запуска такая схема может обеспечить высокие значения коэффициента восстановления полного давления на рабочих режимах.

Однако опыт показывает, что при разработке диффузоров аэродинамических труб больших сверхзвуковых скоростей целесообразно использовать диффузоры, работа которых основывается на использовании течения типа «псевдоскачка» в канале с постоянной площадью поперечного сечения, в котором скорость потока переходит от сверхзвуковой к дозвуковой. Если необходимо получить заданную величину давления на выходе диффузора, то дополнительно устанавливают обыкновенный дозвуковой диффузор. Восстановление полного давления в таком диффузорном канале можно представить в виде:

_Р0д

=Пс°с°д>

где — полное давление на выходе из сопла; р0д — полное давление на выходе из диффу-зорного канала; Сс — коэффициент восстановления полного давления в прямом скачке уплотнения; пс — коэффициент, учитывающий реальное восстановление давления в канале по сравнению с прямым скачком уплотнения (коэффициент прямого скачка уплотнения); сд — восстановление полного давления в дозвуковом диффузоре.

Исследования [8, 9] показали, что Пс зависит от числа и изменяется с изменением геометрии канала. На рис. 5 представлены зависимости пс и сс от числа , полученные авторами и другими исследователями для различных диффузорных каналов при различной степени загрузки сопла моделью ^од/ ^ = 02 — 5.

Повышение давления в псевдоскачке и скорость в конце его близки к соответствующим значениям для прямого скачка уплотнения [10]. Длину псевдоскачка можно определить по эмпирическому соотношению:

Ь = 2к+1 |ь 6 к -11

_1_

м2

(3)

где Ь — длина псевдоскачка; 6 — гидравлический диаметр канала, для кольцевых каналов принимается равным двум высотам канала; к — показатель адиабаты; М — число Маха на входе в канал.

На рис. 6 приведены экспериментальные данные для зависимости Ь/ 6 от числа М, взятые из работ [10] и [11], и кривая, соответствующая соотношению (3).

Видно, что для того чтобы реализовать торможение потока в псевдоскачке в диапазоне чисел потока 5 + 8 необходимо иметь длину диффузорного канала не менее 13 калибров.

л,

а..

и,к

0 6

И.4

(1.2

•ч ч \> \ О —работа [7) + — авторы ф — работа [81 А —работа [9]

\ 1 ^г \ 1 Л

\ \ \ \ )

" Л \ N * ч / ч. ■ч

....

3 4 5 6 7

Рис. 5. Характерные уровни потерь полного давления

М,

д д

о >д К"Т Ь + 1 \

/с ъ° <1 к к -п = 135

/о А работа [|()| ршдага | М |

ПО До-

иЧ-ц»;__.____г_:__

2 3 4 5 (у 7 м

Рис. 6. Приведенная длина псевдоскачка

В работе [12] был рассмотрен переход потока через критическое состояние в области псевдоскачка. Было показано, что течение при переходе потока через критическое состояние устойчиво и стационарно.

Таким образом, площадь кольцевого сечения канала внешнего диффузора, в котором устанавливается течение типа «псевдоскачка», определяется из условия кризиса течения:

Двнеш = Я (М~), Ф^с Пс°с '

где ^внеш — площадь сечения кольцевого канала внешнего диффузора; ^С — площадь выходного сечения сопла аэродинамической трубы; ф — коэффициент площади сопла, учитывающий уменьшение эффективной площади выходного сечения сопла из-за наличия пограничного слоя;

— число М потока на срезе сопла аэродинамической трубы; я(Мте) — газодинамическая

функция, относительная плотность тока.

Длина канала внешнего диффузора выбирается из условия (3). Аналогичным образом выбирается геометрия проточного канала внутреннего диффузора; здесь исходной характеристикой является число Ммод на выходе из двигателя.

Восстановление давления в коническом дозвуковом диффузоре определяется условиями на входе, длиной и углом раскрытия канала. Целесообразно, чтобы длина внутреннего канала диффузора была короче длины внешнего канала. Это, во-первых, позволяет выровнять неравномерность потока перед дозвуковым диффузором, во-вторых, несколько дросселирует внешнее течение диффузора на стационарном режиме работы стенда.

Входной участок диффузорного канала выбирается из условия обеспечения минимальной площади горла в кольцевом канале: эффективная текущая площадь во входном участке между моделью и каналом всегда должна быть больше горла запуска диффузора /^неш. Обычно угол поджатия таких каналов составляет 3 — 6°.

Для оценки эффективности торможения потока в диффузоре вводится поправочный коэффициент диффузора (т|р). Это отношение реального восстановления давления в диффузоре к его

идеальному значению, т. е. к такому, которое было бы получено, если бы внешний сверхзвуковой поток сжимался изоэнтропически до данной площади горла диффузора, а затем в прямом скачке переводился бы в дозвуковое состояние.

Тогда реальный коэффициент восстановления давления в диффузоре стенда можно представить:

с = _ Рк Ф^с - ^мод 1

д р фРс ^ВНеш Я(1/М2)

Рис. 7. Поправочный коэффициент для определения реальных потерь в диффузоре стенда

'1,

0.6

0.4

М = 4 < М = э -

М = 6 - О

М = 7 „

■

0.8 1.0 1.2 14 1,6 1.« 2.1) 2.2 Ц

Р - К

1 с 1 чол

Рис. 8. Потери в скачке в зависимости от числа М и геометрических параметров стенда

где сд — реальное восстановление давления в сверхзвуковом диффузоре; / — площадь критического сечения сопла стенда; — площадь входа в двигатель; / — коэффициент расхода воздухозаборника. Индекс «2» относится к цилиндрическому каналу диффузора (см. рис. 4).

Относительную эффективность площади сопла ф можно оценить, используя теорию пограничного слоя, например [13], а коэффициент расхода воздухозаборника / испытуемого двигателя должен быть задан исходя из его дроссельных характеристик.

Пределы, в которых лежат значения Пр, полученные авторами и другими исследователями,

представлены на рис. 7. Значение Пр остается в среднем равным 0.5—0.6; причем большие значения соответствуют лучшему стендовому оборудованию.

Для сравнения на рис. 8 для тех же значений относительной площади горла диффузора в диапазоне рабочих чисел М = 4 + 7 представлены экспериментальные данные для коэффициента прямого скачка. Как видно, коэффициент прямого скачка (ппс) более чувствителен к условиям испытания.

2.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ СОПЛО И УСТАНОВКА ДВИГАТЕЛЯ НА СТЕНДЕ

Техника расчета сверхзвуковых аэродинамических сопл для испытательных установок хорошо дана в [14].

Выбор сопла — плоского или осесимметричного — зависит от требований, предъявляемых к потоку, и от конфигурации испытуемого объекта. Чаще всего выбор сопла определяется техническими или технологическими требованиями.

Результаты экспериментального исследования [15] показали, что плоские сопла позволяют реализовать более равномерный поток, чем осесимметричные. Если для плоских сопл значения величин неравномерности чисел М (ДМи ДМ(у)) в характеристическом ромбе сопла лежат

в пределах ±0.01, то для осесимметричных, как показали измерения, в пределах ±0.06.

При больших числах М (М >6) плоские сопла становятся малопригодными. Вследствие интенсивного прогрева щелевидного критического сечения, высота которого мала по сравнению с шириной, возникают значительные температурные напряжения, искривляющие контур сопла в окрестности этого сечения. Эти деформации контура приводят в свою очередь к значительной неравномерности поля потока и отклонению числа М потока в рабочей части стенда от расчетного значения.

Степень влияния загрязнения воздуха продуктами сгорания и конденсации рассматривалась в работе [16]. В экспериментах получено, что конденсация чаще всего не наступает, если изоэн-тропическое расширение не заходит глубоко в область перенасыщения. Кинетический анализ процесса показывает возможность работы сопла с водородным воздухоподогревателем без конденсации паров воды в потоке вплоть до перенасыщения на ДТ = 90°. Это справедливо и для ке-росино-воздушного воздухоподогревателя, что было подтверждено в опытах авторами.

На характеристики сопла и работу аэродинамической трубы могут оказать влияние размеры испытуемого двигателя и его положение в сопле.

Установка должна обеспечивать как моделирование условий полета, так и запуск аэродинамической трубы. Это значит, что вход должен полностью находиться в характеристическом ромбе равных скоростей; с другой стороны, сечение входа не должно быть удалено от сечения сопла более определенного расстояния.

Рис. 9. Расположение модели в рабочей части

При расчетном истечении потока из сопла, когда давление на срезе сопла равно давлению в камере (р» = рк), граница ромба, в котором скорость потока постоянна и равномерна, определяется линиями Маха, исходящими от среза сопла.

Следует иметь в виду, что существует предельная нерасчетность (рк/ р»), при которой

скачок не входит внутрь сопла и течение на выходе не нарушается; границу этой нерасчетности можно представить эмпирическим соотношением:

Рк- < 7Мс.

р» 9 с

При работе стенда всегда возможно нерасчетное истечение из сопла, когда рк > р», тогда на срезе сопла возникают косые скачки уплотнения.

На рис. 9 показано оптимальное расположение плоской модели относительно осесиммет-ричного сопла с расчетным числом Мс = 6. На этом же рисунке изображены предельные характеристики и предельное расположение скачков уплотнения при нерасчетном истечении из сопла. Загрузка выходного сечения площади сопла такой моделью не превышает 30%. Анализ течения и возможных вариаций установки модели показывает, что осесимметричные сопла обладают некоторым преимуществом по сравнению с плоскими из-за большого поперечного размера при одной и той же площади сечения.

2.3. ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРОТОЧНОГО ТРАКТА СТЕНДА

Эффективность проточного тракта стенда определяется тем предельным давлением, которое может быть получено на выходе из диффузора при заданном полном давлении на входе в сопло стенда.

Если предположить, что давление на выходе из стендового сопла равно давлению на входе в диффузор — это возможно при расчетном истечении из сопла (р» = р), то в идеальном случае давление на выходе из диффузора можно представить в виде:

рВД _

р4 _

' Р3 '

чЛ/ к

( Р v p4

Рз

Pi Po-

Pb-, (4)

где (рз/pi )к — повышение давления в прямом скачке; (р/Po«) — приведенное давление на выходе из сопла; ( р^/рз ) — повышение давления в дозвуковом диффузоре; po„ — полное давление на входе в стенд; (рз/р )к и (р/ po„) зависят только от числа Mc на выходе из сопла при постоянном показателе адиабаты; (р4/рз ) зависит от числа M3 на входе в дозвуковой диффузор.

Однако реальное давление на выходе из диффузора будет отличаться от полученного по выражению (4). Необходимо учесть диссипацию энергии в потоке канала диффузора. Это достигается с помощью коэффициента прямого скачка:

P4 _Пп.с Р4ид.

Проведенные в ЦАГИ исследования показывают, что для полученных значений Ппс _ 0.43 — 0.44 и коэффициента восстановления полного давления в дозвуковом диффузоре сд _ 0.97 — 0.98 давление на выходе диффузорного канала составляет одну атмосферу при Mc _ 5. При полном давлении на входе в стенд рь« _ 5 МПа можно обеспечить запуск стенда в этих условиях без системы эксгаустеров. Следует заметить, чтобы обеспечить работу сопла в тех же условиях без выхлопного диффузора, полное давление на входе в стенд должно составлять не менее 6 МПа.

Р(т/Р,

Н1

■ /

/ о

\ - / > 1 /

А у» / , О /

/ О-/.

/о О

*

7 /

о 1 1 /

/

/

У / • -АДГ-Ш -ф- -стенд БМ1 О -раиоти|7| - работа |8| — — * мр^мО)11:кдЧО*

"О и >р > Т '

сР^'

Рис. 10. Коэффициент восстановления давления на стенде в зависимости от относительной площади горла диффузора

М„

Рис. 11. Обобщенная зависимость необходимой степени сжатия

В рассматриваемых аэродинамических трубах (стендах) для испытания высокоскоростных ПВРД поток на входе в двигатель, как уже указывалось, разделяется на два потока. При этом согласование потерь полного давления в двух параллельных потоках определяется соотношением (1). Однако, как бы высоки ни были значения коэффициентов восстановления давления в потоках, для эффективной работы стенда при испытании двигателя их отношение должно определяться соотношением (2). Это значит, что для разных режимов работы двигателя при различных условиях испытания и разных двигателях горло диффузора стенда должно изменяться. Причем выхлоп двигателя должен непосредственно примыкать к внутреннему выхлопному диффузору.

На рис. 10 представлена зависимость коэффициента восстановления давления на стенде от относительной площади горла диффузора при различных числах потока на выходе из сопла. Там же показаны экспериментальные значения коэффициента восстановления давления на стенде при нерегулируемом диффузоре. При этом за расчетное горло диффузора принято оптимальное горло диффузора при = 5, чтобы обеспечить запуск трубы во всем диапазоне рассматриваемых чисел потока.

Как видно из рис. 10, регулирование горла диффузора приводит к существенному улучшению эффективности работы трубы, восстановление давления увеличивается на 50%. Кроме того, изменение площади горла диффузора позволяет расширить диапазон испытуемых объектов по площади входа в двигатель.

На рис. 11 представлена обобщенная зависимость необходимой степени сжатия потока различных аэродинамических труб в зависимости от моделируемых чисел М „.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

При использовании стендового оборудования для испытания в свободной струе высокоскоростных ВРД, при моделировании параметров потока на входе и выходе двигателя мощность эксгаустеров в значительной степени зависит от восстановления давления в выхлопном диффузоре. Оценка качества проточного тракта диффузора определяется потребной степенью сжатия потока, которая представляет собой отношение полного давления на входе в сопло стенда к давлению на выходе из диффузора.

Используя метод построения газовоздушного тракта аэродинамических экспериментальных стендов для высокоскоростных ВРД, рассмотренный в настоящей работе, в ЦАГИ был создан и эксплуатируется в течение многих лет стенд Т-131 на числа М потока от 5 до 8. Результаты работы этого стенда показали правильность метода выбора проточной части и высокую его эффективность. Реализованные значения степеней сжатия потока, полученные при работе стенда на различных числах M«, хорошо согласуются с существующим стандартом. Метод может быть использован при проектировании стендового оборудования такого типа.

ЛИТЕРАТУРА

1. ПензинВ. И., Чернов В. А. Термодинамические и газодинамические характеристики продуктов сгорания керосина в накислороженном воздухе. Труды НИИ ТП. 1960. № 10.

2. ЩетинковЕ. С. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель // Авторское свидетельство № 17701 от 16.04.1957.

3. Щетинков Е. С. Исследование характеристик и условий работы идеального ПРРД при сверхзвуковых скоростях полета. — В сб.: Ракетно-космические двигатели и энергетические установки. — М., 2000, вып. № 2.

4. Серманов В. Н., Е. С. Щетинков. Проблема экспериментальных исследований гиперзвуковых ВРД. — Сб.: Из истории авиации и космонавтики. — М.: ИИЕТ АН СССР, 1982, вып. 46.

5. Mestre A. and Viaud L. Combustion supersonique danc un canal cylindrique. — Сб.: «Supersonic Flow, Chemical Processes and Radiative Transfer», 1964.

6. Третьяков П. К. Газовая динамика и физическая кинетика. — Новосибирск: ИТПМ СО АН, 1974.

7. Ракетные двигатели / Под ред. О. Е. Ланкастера. — M.: Изд. мин. обороны, 1962.

8. Поуп А., ГойнК. Аэродинамические трубы больших скоростей. — М: Мир, 1968.

9. G r u n n e t J., L a s t e r V. Pressure recovery in hypersonic engine test facilties // J. of Spacecraft and Rockets. 1967. V. 4, N 5.

10. Основы газовой динамики / Под ред. Эммонса. — М.: Изд. иностр. лит., 1963.

11. Вопросы теории и расчета рабочих процессов тепловых двигателей / Межвузовский научный сборник. — Уфа. 1987. № 11.

12. СермановВ. Н. Переход потока через критическое состояние в области псевдоскачка / Вопросы теории и расчета рабочих процессов тепловых двигателей. — Уфа. 1987. N 11.

13. АвдуевскийВ. С. Метод расчета пространственного турбулентного пограничного слоя в сжимаемом газе // Изв. АН СССР. Механика и машиностроение. 1962. № 4.

14. БыркинА. П., ВерховскийВ. П., Сосунов А. Ю. Расчет осесиммет-ричных профилированных сопл для чисел М < 10 // Ученые записки ЦАГИ. 1993. Т. XXIV, № 2.

15. Рябинков Г. М. Экспериментальное исследование сверхзвуковых сопл // Ученые записки ЦАГИ. 1970.Т. 1, № 1.

16. Edelman R. B., Spadaccini L. J. Теоретическое исследование влияния загрязнения воздуха в газовом подогревателе при стендовых испытаниях гиперзвуковых ВРД // Новое в зарубежном авиадвигателестроении. 1970. № 8.

Рукопись поступила 11/112011 г.