МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
Утверждено на кафедре 610
Зав. Кафедры Перминов А.Д.
«__»_________20__г.
Конспект лекций
По дисциплине: «Тепломеханические испытания»
По специальности №160906 «испытания летательных аппаратов»
По специализации Экспериментальная отработка летательных аппаратов
Форма обучения очная
Часть I испытание физической аэрогазодинамики, теплообмена и теплозащиты Оглавление:
1.АЭРОФИЗИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ НА СВЕРХЗВУКОВЫХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЁТА___________________________2
2. ИССЛЕДОВАНИЕ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ В ТУРБУЛЕНТНОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ____________________________________________9
3 МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ПЕРЕХОДА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ________________________12
4. Исследование характеристик ионизованного ударного слоя_______________________________________________________18
5. МЕТОДЫ ТЕПЛОФИЗИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ________________22
6. МЕТОДИКА ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРЕВА
_______________________________________________________________23
7. МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОНВЕКТИВНЫХ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ_______________________________________________________31
8. МЕТОДИКА ЛЁТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ____36
9. КАРТИНКИ И ГРАФИКИ К КУРСУ _____________________________43
1.Аэрофизические исследования на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полёта
Аэрофизические исследования проводятся при экспириментах в аэродинамических трубах. Аэрофизический эксперимент в трубах является важным источником информации о внутренних процессах, происходящих в поле обтекания ЛА, позволяет детально исследовать влияние различных факторов на аэродинамические характеристики ЛА, является одним из основных методов оценки достоверности результатов теоретических исследований.
Задачей аэрофизических исследований в полёте является изучение характеристик двумерного и трехмерного пограничного слоя в различных диапазонах измерения определяющих критериев, сопротивления трения, структуры пограничного слоя, аэродинамического нагрева и т.д.;
перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентный на телах различной формы;
пульсационных характеристик турбулентного пограничного слоя;
влияния вязкости и разреженности потока на местные и интегральные аэродинамические характеристики гиперзвуковых ЛА;
физико-химических процессов в ударном слое при гиперзвуковых скоростях полёта.
Модели для аэрофизических исследований имеют, как правило, простую форму.
Аэрофизический эксперимент на ЛА основывается главным образом на тех же принципах и методах, что и при эксперименте в аэродинамической трубе. В то же время лётный эксперимент имеет ряд специфических особенностей, обусловленных воздействием на измерительную аппаратуру перегрузок, угловых скоростей и ускорений, аэродинамического нагрева, малых значений атмосферного давления, вибраций и т.д. Эти факторы необходимо учитывать при выборе метода исследований и при разработке системы измерений.
Ниже рассмотрены некоторые методы аэрофизических исследований на ЛА.
МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА ТРЕНИЯ
При аэродинамическом эксперименте используются различные методы определения местного коэффициента трения (23): метод, основанный на измерении профиля скоростей в пограничном слое; метод, основанный на измерении значения полного давления в пристеночной области пограничного слоя; тепловой метод, который базируется на определении коэффициента теплообмена пограничного слоя со стенкой с последующим переходом к местному коэффициенту трения. Эти методы являются косвенными и требуют априорных знаний некоторых характеристик пограничного слоя (тарировочных значений в случае использования пристеночных приемников полного давления (ППД), связи между коэффициентами теплообмена и трения и т.д.). поэтому их нельзя использовать в тех случаях, когда исследуемое явление плохо изучено.
Наиболее точным методом определения коэффициента трения, не требующим предварительных знаний о тех или иных характеристиках исследуемого потока, является метод непосредственного измерения силы трения, действующей на динамометрированный элемент обтекаемой газом поверхности. Этот метод широко используется в практике трубного эксперимента и может успешно использоваться при лётных исследованиях.
Ниже кратко описаны различные косвенные методы определения коэффициента трения в условиях полёта.
Для определения коэффициента трения, основанного на измерении параметров потока в пограничном слое, необходимо знать профиль скоростей и температуры Т в пограничном слое. Для случая безградиентного обтекания значение местного коэффициента трения может быть определено по формуле
(1)
где
- толщина импульса;
- толщина пограничного
слоя;
-плотность
и скорость на внешней границе слоя;
- плотность воздуха.
Для определения
производной
может быть использован простой метод,
основанный на измерении толщины потери
импульса в нескольких сечениях
пограничного слоя. Для этой цели по
длине исследуемого тела устанавливают
несколько ППД, объединённых в «гребёнки».
В сечении, где установлены ППД, измеряют
также статическое давление их поверхности
,
которое принимается постоянным по
высоте пограничного слоя.
На основании
измерения полного
и статистического
давлений по известным соотношениям
определяют число
в
пограничном слое. По этим данным строят
профиль числа
в
пограничном слое, определяют толщину
пограничного слоя и число
на
внешней границе слоя.
Для определения
скорости u
и плотности
p
потока
необходимо знать распределение
температуры воздуха по толщине
пограничного слоя. Измерять температуру
газа по толщине пограничного слоя при
сверхзвуковых скоростях достаточно
сложно. Поэтому в некоторых случаях
считают, что температура воздуха на
внешней границе пограничного слоя равна
температуре торможения набегающего
потока
. По известным значениям
и
определяется скоростью газа на внешней
границе пограничного слоя
.
Для определения
распределения температуры воздуха по
толщине пограничного слоя используется
интеграл Крокко , устанавливающий для
случая безградиентного обтекания связь
между температурой торможения на
внешней границе и внутри пограничного
слоя, температурой стенки
и профилем скоростей :
.
(2)
Входящие в
выражение (2) величины
,
и
известны. Неизвестными являются
температура торможения в пограничном
слое
и скорость
на расстоянии у
от поверхности тела. Значение этих
величин определяют методом последовательных
приближений; в первом приближении
априорно задают профиль скоростей, по
нему рассчитывают значение
,
затем по
и
определяют температуру газа в пограничном
слое
,
после чего уточняют значение
/
и т.д. На основании сравнения значений
скорости
и температуры
,
полученных методом последовательных
приближений и численным решением
уравнений пограничного слоя, установлено,
что после третьего приближения они
практически совпадают. Затем по
распределению значений скоростей и
температуры газа в пограничном слое и
измеренному давлению
определяют распределение плотности
газа по высоте пограничного слоя,
вычисляют толщину потери импульса в
каждом сечении пограничного слоя по
длине образующей исследуемого тела, по
найденным значениям
строят зависимость
и в соответствии с уравнением (1) определяют
коэффициент трения. Достоинством данного
метода является то, что наряду с
коэффициентом трения могут быть получены
такие важные параметры пограничного
слоя, как профили скорости, температуры,
плотности по высоте и толщине пограничного
слоя, толщины вытеснения, толщины потери
импульса и т.д.
Способ определения коэффициента трения с помощью пристеночных микронасадков основан на измерении полного давления в пристеночной области на расстояниях, значительно меньших толщины ламинарного подслоя в турбулентном пограничном слое.
Конструктивно
поверхностные ППД выполняются в виде
специально заточенной тонкой (
пластины, приклеенной или приваренной
к исследуемой поверхности.
Для определения коэффициента трения измеряют полное давление на высоте эффективного центра приёмника, статическое давление и температуру поверхности в месте расположения ППД. Приёмник предварительно тарируют в аэродинамической трубе в условиях полностью развитого ламинарного пограничного слоя с известными характеристиками.
Напряжение трения
определяют по выражению
,
где эффективная скорость в ламинарном
подслое
может быть найдена на основе измерения
полного давления, а координата эффективного
центра
определяется с помощью тарированной
зависимости, полученной в аэродинамической
трубе (42). Динамическую вязкость определяют
по измеренной в полёте температуре
поверхности.
Применение метода непосредственного измерения силы поверхностного трения в условиях полёта требует выполнения ряда специфических требований , которые должны быть учтены при выборе схемы того или иного измерительного устройства:
результаты измерений не должны зависеть от действия на подвижные части датчика трения инерционных сил и моментов, возникающих в реальных условиях полета (или следует учитывать это воздействие);
динамометрированная площадка датчика должна иметь одну степень свободы в заданном направлении;
перемещение площадки и зазоры между её краями и вырезом поднеё должны быть минимальными;
в датчике должны быть предусмотрены демпфирующи5е устройства для успокаивания возмущенного движения упруго закрепленных частей;
датчик дожжен сохранять работоспособность после воздействия на него больших линейных перегрузок, угловых скоростей и угловых ускорений, возникающих на активном участке полёта ЛМ;
работа датчика должна быть надёжна при малых значениях атмосферного давления и значительном аэродинамическом нагреве;
возможность получения высокого уровня выходного сигнала датчика без применения дополнительных бортовых согласующих устройств;
габаритные размеры и масса датчика должны быть минимальными допускать его установку на исследуемой ЛМ;
следует предусмотреть наиболее простые способы тарирования и контрольных проверок датчика после установки его на исследуемом объекте;
материал, толщина и шероховатость поверхности площадки должны соответствовать исследуемой поверхности;
площадка должна быть теплоизолирована от металлических частей датчика таким образом, чтобы распределение температуры по её поверхности соответствовало реальным условиям на объекте и теплота не передавалась на конструкцию датчика ЛМ;
между площадкой и полостью датчика должно быть предусмотрено устройство, исключающее прямое попадание в полость датчика нагретого воздуха через зазоры между подвижной площадкой и обшивкой объекта.
Исходя из конкретных условий эксперимента на ЛМ рекомендуется следующие измерительные схемы.
При определении силы трения на телах вращения с цилиндрической частью удобно динамометрировать часть цилиндрического отсека, являющегося обшивкой корпуса ( рис 1). Подвижная часть отсека крепится к корпусу с помощью двух тензометрированных плоских пружин.
Если удается
полностью компенсировать воздействие
неблагоприятных полетных факторов,
система измерения регистрирует сигнал,
пропорциональный силе, воздействующей
на динамометрированный элемент
поверхности. Осредненный по всей
поверхности коэффициент трения
определяют по соотношению
-
сила трения, действующая на
динамоментрированный отсек ;
-
скростной напор;
-
площадь боковой поверхности
динамометрированного отсека.
На пассивном участке полета сила трения и инерционная сила действуют на динамометрированный отсек в противоположных направлениях. Это позволяет использовать простую измерительную систему. Соответствующим выбором жестокости пружины, массы отсека и режима полёта ЛМ удается обеспечить такие условия, при которых измерительный отсек может свободно перемещаться в пределах зазоров, не становясь при этом на передние или задние упоры. Пружины работают при этом в пределах выбранного диапазона измерений.
Преимуществом определения коэффициента трения на пассивном участке полёта является то, что эксперимент проводится в благоприятных условиях: на измерительную аппаратуру не действуют такие нежелательные факторы, как вибрация от работы разгонных двигателей, большие ускорения и т.д.
На ЛМ сложной геометрической формы используются измерители силы трения, выполненные в виде датчиков, динамометрированный элемент которых является сравнительно небольшой частью исследуемой поверхности. Измерительная система располагается внутри корпуса прибора, который , в свою очередь, крепится к элементам конструкции модели.
На подвижный элемент датчика трения в полёте действуют инерционные силы и моменты, причиной возникновения которых являются линейные и угловые ускорения. Для компенсации этих возмущений используются как механические, так и электрические системы.
Система компенсации обязательно должна включать в себя устройства, позволяющие провести в процессе обработки в лабораторных условиях балансировку для сведения к минимуму погрешностей, обусловленных воздействием на измерительную систему угловых скоростей, угловых и линейных ускорений, по всем осям.