CC BY
8
УДК 533.69
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ СТРУЙНОГО УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ В ГИПЕРЗВУКОВОЙ ИМПУЛЬСНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ
А.В. Шевченко, С. А. Яшков, И.А. Дема, А.Р. Ротэрмель, Е.А. Прокопенко, В.И. Шевченко
В статье рассмотрено взаимодействие струи газа из тела с набегающим гиперзвуковым потоком. На основе экспериментальных методов определены газодинамические параметры гиперзвукового потока вблизи притупленного конуса при различной интенсивности выдуваемой газовой струи, из носовой и боковой части модели летательного аппарата. Представлены параметры модели, фотографии фаз ударно-волнового взаимодействия набегающего потока с выдуваемой струей. Экспериментальные исследования выполнены в гиперзвуковой импульсной трубе ИТ-1М.
Ключевые слова: гиперзвуковая импульсная аэродинамическая труба, ударная волна, пограничный слой, скачок уплотнения.
Перспективным направлением совершенствования аэродинамических характеристик различных баллистических объектов в широком диапазоне скоростей, особенно при существенных ограничениях на форму элементов конструкции, является управление обтеканием и движением - целенаправленным воздействием на воздушный поток в соответствии с требуемым изменением аэродинамических характеристик и других параметров обтекания. По характеру воздействия на поток одним из наиболее эффективных способов является газодинамический, который реализуется в струйных органах управления (наличие рабочего тела - газовой струи, вдуваемого из модели в гиперзвуковой поток) [1].
Взаимодействие выдуваемых струй с набегающим потоком приводит к образованию перед ними скачка уплотнения, не приводящего к росту лобового сопротивления, и позволяет создавать управляющие моменты при движении, а также изменять статическую устойчивость модели [1, 3].
В статье представлены экспериментальные исследования по определению газодинамических параметров гиперзвукового потока (M»=17) вблизи тела при различных параметрах (давлении (pj), температуре (Tj) и числе Маха (Mj)) и положении (ф=0 и 800) выдуваемой газовой струи аргона из модели в набегающий поток.
В качестве объекта исследования (модели) выбран затупленный по сфере конус с радиусом сферического затупления (r = 11,9*10-3 м), длиной (l = 8*10-2 м), полууглом при вершине конической части в = 9 град и диаметром у основания (d = 4*10-2 м) (рис. 1).
На экспериментальной установке аэродинамической лаборатории ВКА имени А.Ф.Можайского - гиперзвуковой импульсной аэродинамической трубе ИТ-1М (ГИАТ) (рис. 2 и 3) проведена серия экспериментов при М»=17, p®=200 Па и Re»~1,2x105. Особенностью ГИАТ является возможность получать экспериментальные данные квазистационарных процессов на временном интервале 30... 40 мс. Рабочий газ - азот (особой чистоты, 1-й сорт). Более подробно характеристики ГИАТ представлены в [2]. Исследуемая модель тела произведена из ABS пластика с использованием аддитивных технологий 3Б-печати, рабочий газ выдуваемый во встречный поток - аргон (высший сорт, ГОСТ 10157-2016).
Для регистрации процесса обтекания в оптическом диапазоне применяется шлирен-теневой прибор ИАБ-451 со светодиодным осветителем (длина волны 535 нм) и цифровая фотокамера SONY RX100M4 (скорость записи процесса - 1000 кадров/с, разрешение кадра - 1244*420 пикселей).
а
в г
Рис. 1. Модель исследуемого тела: (а, в) выдув из носовой части, (б, г) выдув из боковой поверхности: 1 - дренажный канал выдуваемой газовой струи; 2 - дренажный канал датчика давления; 3 — корпус модели
а б
Рис. 2. Фотографии: а — ГИАТ; б - система подачи газообразного аргона в модель
1 - датчик давления в разрядной камере; 2 - вакуумметр теплоэлектрический блокировочный; 3 - вакуумный датчик давления; 4 - вакуумный насос;
5 - вакуумная емкость; 6 - клапан; 7 - пневмоклапан; 8 - разрывная мембрана;
9 - рабочая часть; 10 - разрядная камера; 11 - сопло; 12 - шлирен-теневой прибор
Фрагменты ударно-волнового взаимодействия, возникающего при обтекании модели с выдуваемым газом из носовой части в квазистационарном режиме представлены на рис. 4. Значения параметров набегающего потока и выдуваемой газовой струи аргона из носка модели (ф=00) представлены в табл. 1.
Таблица 1
Значения параметров набегающего ^ потока и газовой струи аргона (<р=0°)_
№ р», Па М» Й,Па Т],К Мj
1 200 17,1 - -
2 201 16,8 101,3х102
3 210 17,4 253,3х102
4 250 16,2 506,6х102
5 240 16,2 101,3х103 293 1
6 235 17,0 202,6х103
7 222 17,0 253,3х103
8 380 16,9 506,6х103
ж з
Рис. 4. Теневые картины обтекания модели тела (Мт=17) со струей аргона, истекающим из его носка (ф=00, т= 32 мс): а - р]=0 Па; б - р]=101,3*102 Па; в -р]=253,3*102 Па; г -р,=506,6*102 Па; д -р=101,3^103 Па; е -р=202,6^103 Па; ж -р]=253,3х103 Па; з -р=506,6*103 Па
На рис. 4 представлены теневые картины обтекания носовой части модели с газовой струей аргона, истекающей из его носовой части навстречу потоку из отверстия диаметром 2 мм. Давление аргона варьировалось в пределах от 101,3х102 до 506,6*103 Па. Снимки выполнены для всех случаев в момент времени т= 32 мс.
246
Под действием струи газа отход головной ударной волны увеличивается по сравнению с невозмущенным обтеканием. Обтекание носовой части модели подобно течению, возникающему на телах с передней срывной зоной [1,4].
В отличие от эксперимента без выдуваемой газовой струи (рис.4а), истечение газообразного аргона, изменяет ударно-волновую структуру перед моделью (рис. 4б-з). При этом ударный слой охлаждается, а обтекание области газа, примыкающей к носовой части, приводит к увеличению отхода головной ударной волны. Сильная оптическая неоднородность, обусловленная большим коэффициентом преломления света в аргоне, создает эффект эрозии носка модели. Видна сложная структура ударных волн, причиной возникновения которых является торможение, разворот и растекание струи аргона под воздействием набегающего потока азота за головной ударной волной модели, положение которой нестационарное.
Иллюстрация эволюции ударно-волнового взаимодействия при выдуваемой струе газа из носка модели представлена на рис. 5
б
д
Рис. 5. Эволюция ударно-волнового взаимодействия вблизи модели тела со струей аргона, истекающим из его носка (а-г) во время одного пуска ГИАТ
(т=50 мс)
Фрагменты ударно-волнового взаимодействия, возникающего при обтекании модели с выдувом из боковой части в квазистационарном режиме представлены на рис. 6. Значения параметров набегающего потока и выдуваемой газовой струи аргона с боковой поверхности (ф=800) модели представлены в табл. 2.
Таблица 2
№ рм, Па Мм р,,Па Т,,К М,
1 201 17,0 253,3х103 293 1
2 231 16,9 506,6х103
а
в
г
г
Рис. 6. Теневые картины обтекания модели тела (Мт=17) с газовой струей аргона, на боковой поверхности (ф=800, т= 30 мс): а -р]=253,3*103 Па; б -р]=506,6*103 Па 247
На рис. 6 приведена картина обтекания модели тела со струей газа аргона на боковой поверхности с давлением 253,3*103 и 506,6*103 Па. Диаметр отверстия, из которого истекает струя, равен 2 мм. Снимки выполнены для всех случаев в момент времени т= 30 мс. Структура течения идентична с вариантом выдуваемого газа из носка модели (рис. 4). Пограничный слой на конусе перед струей отрывается. Набегающий поток азота прижимает струю аргона к поверхности конуса.
Экспериментальные результаты по обтеканию моделей с выдуваемой струей газа, полученные с помощью ГИАТ в аэродинамической лаборатории ВКА имени А.Ф.Можайского, целесообразно использовать при верификации результатов расчетов ударно-волновых процессов, полученных путем численного моделирования с помощью современных прикладных программных кодов вычислительной аэрогидродинамики [5].
Экспериментальные исследования способствуют более полному изучению струйного управления обтеканием баллистических объектов при движении в гиперзвуковом потоке.
Представленные результаты получены в рамках программы научных исследований по гранту Президента Российской Федерации МК-654.2019.8.
Список литературы
1. Шевченко А.В., Юрьев А.С., Кашина М.А. Исследование системы веерных струй для стабилизации и снижения силы лобового сопротивления баллистических объектов при движении в плотных слоях атмосферы // Известия Тульского государственного университета, 2020. Вып. 2. С. 107 - 113.
2. Прокопенко Е.А., Шевченко А.В., Яшков С.А. Экспериментальная установка на основе импульсной аэродинамической трубы для определения газодинамических параметров потока вблизи гиперзвуковых летательных аппаратов // Труды ВКА имени А.Ф. Можайского. СПб., 2018. Вып. № 665. С. 237 - 245.
3. Interaction of a system of supersonic jets from a body with an incoming flow // A V Shevchenko et al 2019 J. Phys.: Conf. Ser. 1400 077051.
4. Альбом сверхзвуковых течений / сост. и ред. П.И. Ковалев, Н.П.Менде. СПб. Изд-во Политехн. ун-та, 2011. 251 с.
5. Красильщиков А.П., Гурьяшкин Л.П. Экспериментальные исследования тел вращения в гиперзвуковых потоках. М.: Физмат, 2007. 208 с.
Шевченко Артем Васильевич, канд. техн. наук, начальник отдела, yashkov. sainbox. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Яшков Сергей Алексеевич, канд. техн. наук, начальник лаборатории, yashkov. sainbox. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Дёма Игорь Анатольевич, научный сотрудник, yashkov.sa inbox.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Ротэрмель Антон Ростиславович, канд. техн. наук, начальник лаборатории,
yashkov. sa inbox. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Прокопенко Евгений Алексеевич, канд. техн. наук, начальник лаборатории,
yashkov. sainbox. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Шевченко Василий Иванович, младший научный сотрудник, yashkov. sainbox. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского
EXPERIMENTAL STUDY OF JET CONTROL OF THE FLOW OF BALLISTIC OBJECTS IN A HYPERSONIC PULSE AERODYNAMIC TUBE
A. V. Shevchenko, S.A. Yashkov, I.A. Dema, A.R. Rotermel, E.A. Prokopenko, V.I. Shevchenko
The article deals with the interaction of a gas jet from a body with an incident hypersonic flow. Using experimental methods, the gas-dynamic parameters of a hypersonic flow near a blunt cone at various intensities of argon gas jet blowing from the bow and lateral surfaces were determined. The parameters of the models, photographs of the phases of the shockwave interaction of the incident flow with the blown out jet are presented. Experimental studies were carried out in an IT-1M hypersonic impulse tube.
Key words: hypersonic impulse wind tunnel, shock wave, boundary layer, shock
wave.
Shevchenko Artem Vasilyevich, candidate of technical sciences, head of department, yashkov. sainbox. ru, Russia, Saint-Petersburg, military space Academy named A.F. Mozhaysky,
Yashkov Sergey Alekseevich, head of laboratory, candidate of technical sciences, yashkov.sa inbox.ru, Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Dema Igor Anatolievich, researcher, yashkov.sa inbox.ru, Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Rotermel Anton Rostislavovich, head of laboratory, candidate of technical sciences, yashkov.sa inbox.ru, Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Prokopenko Evgeniy Alekseevich, head of laboratory, candidate of technical sciences, yashkov. sa inbox. ru, Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Shevchenko Vasiliy Ivanovich, researcher, yashkov. sa inbox. ru, Russia, Saint-Petersburg, military space Academy named A.F. Mozhaysky
