Применение плавящихся термоиндикаторов для измерения тепловых потоков к моделям в аэродинамических тpубax Текст научной статьи по специальности «Химические технологии»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ и А Г И Том III 1972 ~ № Г

УДК 533.6.07108 533.6.011.6

ПРИМЕНЕНИЕ ПЛАВЯЩИХСЯ ТЕРМОИНДИКАТОРОВ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ К МОДЕЛЯМ В АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ

М. М. Ардашева, С. А. Ильина, Н. А. Лодыгин, Г. И. Майкапар,

Г Е. Первушин, К Ф. Толмачева

При изучении теплопередачи в аэродинамических испытаниях находят широкое применение термои-ндикаторные покрытия. В статье описана методика исследования термоиндикаторов плавления, которая позволила определить температуру и температурный интервал плавления термоиндикаторов в зависимости от давления и темпа нагрева. Определена скорость сублимации термоиндикаторов при различных давлениях. Применение этой методики позволило Всесоюзному научно-исследовательскому институту люминофоров и особо чистых веществ разработать термоиндикаторы плавления, пригодные для исследования теплопередачи к моделям летательных аппаратов. В качестве примеров приведены фотографии моделей, полученные в различных аэродинамических трубах.

Одной из наибольших опасностей для гиперзвуковых самолетов является наличие на их поверхности узких областей, в которых величина теплового потока может на порядок превосходить тепловой поток на соседней части поверхности («пики» теплового потока). Появление «пиков» теплового потока может быть связано с местной большой кривизной поверхности, интерференцией частей самолета и отрывом потока, а также с переходом ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Величина «пико8» теплового потока зависит как от деталей формы поверхности, так и от параметров подобия; например, величина «пика» часто увеличивается с ростом числа Рейнольдса, при малых числах Рейнольдса отрыв и связанный с ним «пик» исчезают [I]. Кроме того, и величина «пика», и его расположение зависят от угла атаки, угла отклонения органа управления и т. д. Так как в большинстве случаев «•пики» связаны с трехмерными течениями, расчет их затруднителен, и в лучшем случае приходится удовлетворяться корреляцией результатов опытов.

Наиболее распространенным в настоящее время методом определения теплового потока к моделям при испытаниях в аэродинамических трубах является измерение температуры поверхности при нестационарном нагревании модели. Измерения производятся калоримет-

рами различной конструкции, встраиваемыми в модель, с помощью которых регистрируется температура в зависимости от времени. Измерения калориметрами неэффективны в случаях моделей небольших размеров и сложной формы, в особенности три наличии «пиков» теплового потока, которые трудно обнаружить и надежно измерить при ограниченном числе датчиков. Для исследования таких моделей, к которым относятся модели самолетов, оперенных ракет и др., необходим метод измерения, дающий непрерывное распределение теплового потока по поверхности. Поиски идут по двум направлениям: использование тонкого слоя покрытия модели, изменяющего цвет, прозрачность или какое-либо другое легко регистрируемое визуально или с помощью фотографирования свойство при определенной температуре (термоиндикаторные покрытия); использование зависимости излучения поверхности модели (инфракрасного, люминесцентного) от температуры. Главным недостатком методов второго направления является необходимость учета угла наклона излучающей поверхности; аналогичный недостаток свойствен также жидкокристаллическим покрытиям. Распространение получили методы измерения первого направления, основанные на следующем простом принципе. Если процесс распространения тепла в модели при ее нагревании может быть легко рассчитан (например, нагревается тонкий поверхностный слон и процесс можно считать одномерным) и зависимость температуры поверхности от времени известна, то для определения теплового потока достаточно знать момент времени, в который достигае!Ся характерная температура 7\.. (изменение цвета, прозрачности).

Тепловой поток изменяется по поверхности модели, поэтому меняется и время достижения 7* в различных точках поверхности. Граница перехода цвета движется по поверхности, и ее легко зарегистрировать во времени с помощью киносъемки.

Изотерма «перехода» 7"* = const является одновременно и линией постоянного теплового потока. В качестве первых термоинднкаторов в СССР были применены термоиндпкаторные краски, разработанные Московским химико-технологическим институтом им. Д. И. Менделеева [2]. Исследования термоиидикаторных красок показали, однако, что температура изменения цвета их зависит от давления среды и темпа нагревания, что затрудняет применение термокрасок в аэродинамических трубах. Исключением является термокраска № 2, температура изменения цвета которой / = 65,5° С не зависит от времени нагрева r = 9-i-0,3 сек и давления р = 760 -г 5• 10~4 мм рт. ст. В связи с этим по техническому заданию ЦАГИ Всесоюзным научно-исследовательским институтом люминофоров и особо чистых веществ были разработаны термоиндикаторы плавления, не имеющие отмеченных недостатков термокрасок. Термоиндикаторы плавления представляют собой суспензии высокодисперсиых веществ с определенными температурами плавления и наполнителей со связующим на основе синтетических смол. В твердом состоянии термоиндикатор непрозрачен, при плавлении делается прозрачным и сквозь него становится видна контрастно окрашенная поверхность модели, что эквивалентно изменению цвета. Термоиндикаторы белого цвета применяются при киносъемке на чернобелую пленку; для улучшения изображения на цветной пленке термо-инднкаторы тонируются *.

* В США плавящиеся термоиндикаторы выпускаются фирмой Tempil Corpora tion ;3); они рекомендуются для исследований по аэротермодинамике [4].

Термоиндикаторы плавления были исследованы с целыо определения зависимости температуры плавления от давления и темпа нагревания и скорости сублимации от давления. Для определения температуры плавления слой термоиндикатора наносился на нагреваемую электрическим током пластину из нержавеющей стали с переменной шириной у (фиг. I). Зависимость у(х) задана формулой

- х 'Iв (Г„ — Г.<■ -Г 2я 1>.г’ •1г — 2« ( Г0 — 7^) X — лк я*

у= Жлп$е ах

где / — сила тока; л, р — удельные теплопроводность и сопротивление материала пластины; Го— 7"(0); Ть — температура среды; а — коэффициент теплоотдачи; Д — толщина пластины, при этом температура по длине пластины меняется линейно:

Т( х) = Т0-\-кх.

Толщина слоя термоинднкатора измерялась с точностью ¿2 мкм. Пластина устанавливалась под вакуумным колоколом, в котором создавалось заданное давление. Медленное нагревание проводилось с использованием переменного тока, а быстрое — импульсом постоянного тока. При нагревании пластины происходило плавление термоинднкатора на более нагретой части пластины, а в холодной части пластины термопндикатор оставался нерасплавленным. Температура по оси нагревателя измерялась термопарами, приваренными к пластине с противоположной стороны. При длительном нагревании положение границы плавления измерялось с точностью +0,5 мм, э. д. с. термопар измерялась потенциометром ППТН. В режиме кратковременного нагревания э. д. с. термопар записывалась шлейфовым осциллографом. Время нагревания устанавливалось с помощью реле времени и дополнительно уточнялось по осциллограммам.

В конце нагревания пластина вместе с исследуемым термоим-днкатором фотографировалась при импульсном освещении. По положению границы плавления на

ТермоинОикатар

-д-д _д-

Т[*с]

/00

50

-/ ер/ 'Юг тар АГ г

/

/ —

/

и

О 30 60 х[мм]

Фиг. I

/—источник питания, 2—синхронизатор; /—фотоаппарат; -/—электромагнит затвора: 5—свето-

фильтр; импульсная лампа; 7—коммутатор: 8— нагреватель. 9 термопары; Ю— осциллограф //-ППТН

Фиг. 2. Схема питания и измерений

фотографии и по осциллограммам вычислялась температура плавления термоиндикатора. Блок-схема лабораторного стенда, на котором проводились испытания, приведены на фиг. 2. Так как положение границы плавления фиксировалось по верхней поверхности слоя термоиндикатора, а распределение температуры, измеренной термопарами, соответствовало нижнему слою термоиндикатора (градиентом температур по толщине пластины можно пренебречь вследствие высокой теплопроводности материала и равномерного нагревания током), то температура, определяемая по границе 'плавления, превышала истинную температуру плавления.

Для определения истинной температуры плавления Т* исследования проводились при различных толщинах слоев термоиндикатора „ (от 10 до 120 мкм). По измеренной

рубла-нагре отель температуре экстраполяцией опре-

^1ГО

О 25 50 х[мм)

Фиг. 3

I |

| 5/0'* § ч»

I

ТИ-60

1 У

° р=!-/О'*атм а 110'*атм * / атм

/

/

— /

/

/

1 У*

-* —1

1

Фиг. 4

/ Т./Г*

делялась температура слоя нулевой толщины, и она принималась за температуру плавления термоиндикатора. Для проверки правильности определения температуры плавления термоинднкатора таким способом она измерялась также в полом нагревателе с известным (близким к линейному) распределением температуры по его оси. Полый нагреватель представлял собой трубку из нержавеющей стали со стенкой переменной толщины. Внутри трубки расположена металлическая пластинка с приваренными с одной стороны вдоль ее оси термопарами. На другую сторону пластинки наносился слой термоинднкатора (фиг. 3). При длительном нагревании градиент температуры по радиусу в таком нагревателе близок нулю, поэтому температура по толщине слоя термоиндикатора остается постоянной, не зависимо от толщины слоя. Расхождения в температурах плавления в полом нагревателе и в полученных экстраполяцией не превышают I + 2° С, что соответствует точности измерения температуры термопарами. Для проверки зависимости температуры плавления от темпа нагревания проведены измерения при времени нагревания от 0,4 до 9,0 сек и толщине слоя 20, 40, 60 и 80 мкм. По результатам измерения экстраполяцией по толщине слоя определена температура плавления слоя «нулевой» толщиной. По результатам исследований отобраны термоиндикаторы плавления, удовлетворяющие требованиям экспериментов в аэродинамических трубах (таблица).

Термоинднкатор Цвет до нагрева р = 5-10 ■*-=-760 мм рш. ст; т = 10 мин р = 6 мм рт. ст; т = 0,4 сек

ТИ-215 Белый 215±2 215+10

ТИ-160 То же 160+2 160±10

ТИ-140 142+2 142+10

ТИ-120 „ 122±2 122±5

ТИ-114 „ 114+2 114+5

ТИ-105 я 109+2 109±5

ТИ-85 • 91+2 91+5

ТИ-67 Я 65+2 65+5

ТИ-60 0 60+2 60+2

ТИ-40 „ 41 + 1 41+2

ТИ-30 35±1 35+2

ТИ-65 | Желтый Голубой Зеленый 65+2 —

ТИ-100 | Желтый Г олубой Зеленый 100+2

ТИ-12о| Желтый Голубой Зеленый 120+1 к

Для ряда разработанных термоннднкаторов плавления определена скорость сублимации (количество испарившегося вещества в единицу времени с единицы площади поверхности) при давлениях р = 4; 1,0; 1 • 10-5 и 1-10-6 атм. Результаты измерений для термоннднкаторов показаны на фиг. 4; видно, что при давлениях выше 10~* атм скорость сублимации невелика.

Фиг. 5

6— Ученые записки Лг I

Фиг. 6 фиг. 7

Благодаря простоте методики испытаний, надежности и широте получаемой информации термоиндикаторы плавления эффективно используются для исследований теплопередачи к моделям летательных аппаратов. В качестве примеров приведены фотографии, полученные в различных аэродинамических трубах. Па фиг. 5 представлены кадры, иллюстрирующие взаимодействие наклонного цилиндра с пластиной (М — 6, сверхзвуковая труба, термоиндикатор ТИ-67). Видны узкие области большого теплового потока (темная поверхность пластины под расплавившимся термоиндикатором). На фиг. б показаны области «пиков» теплового потока при взаимодействии цилиндра с конусом (М=8, ударная труба, термоиндикатор ТИ-215) *. На фиг. 7 представлена фотография сферы, испытанной в вакуумной трубе (М = 7; 5, термоиндикатор ТИ-85).

* Фотографии фиг. 5 и 6 получены М. В. Рыжковой

ЛИТЕРАТУРА

1. Боровой В. Я., Рыжкова М. В. Исследование теплообмена на подветренной выпуклой поверхности полукокуса. Труды ЦАГИ, вып. 1315. 1971.

2. Расс у до в а Н. С., Хлестов а И. Н. Термоиндикаторные краски и карандаши. «Лакокрасочные материалы и их применение», вып. I, 1964; вып. 4, 1968.

3. Ка s a no if D. R.. Kirn me I Е. Recent developments in fusible temperature indicators. „Temperatureits measurements and control In science and Industry", v. 3 p. 2, „Reinhold pull corp", 1962.

4. Hendorson A. Shuttle technology for aerothermodynamics, „Asfronautics and Aeronautics", No 2, 1971.

Рукопись поступила 25/V/1 1971 г.