5. Методы теплофизических исследований

Теплофизические исследования на ЛМ проводятся в целях:

получения экспериментальных тепловых характеристик ЛА в условиях, не моделируемых на земле, для уточнения методики расчета тепловых характеристик путем сравнения данных, полученных при лётных испытаниях конкретного ЛА с расчетными результатами и полученными на наземных стендах;

изучения отдельных физических явлений, реализующих в полёте (переход пограничного слоя, влияние неравновесности физико-химических процессов и каталитичности поверхности на теплообмен, влияние неизоэнтропичности потока и др.), не полностью воспроизводимых в наземных условиях;

исследования особенностей аэродинамического нагрева реального ЛА и получения фактической картины его аэродинамического нагрева;

исследования работоспособности теплозащитных материалов в условиях, близких к эксплуатационным режимам работы: проверки правильности функционирования отдельных элементов конструкции тепловой защиты в натурных условиях, приближенных к эксплуатационным; отработки и излучения различных способов тепловой защиты.

6. Методика исследования аэродинамического нагрева

Для тепловых исследований могут быть использованы модели, геометрически подобные создаваемому ЛА по конфигурации, и модели геометрически в целом неподобные, но имеющие натурные размеры отдельных частей конструкции, например носовых частей, передних кромок крыла.

В общем случае функциональную зависимость, характеризующую теплообмен при аэродинамическом нагреве, можно представить в виде

Nu = (11)

или St = (12)

где Nu = - число Нуссельта; Kn = - число Кнудсена; St = Nu/(Re Pr) – число Стантона; Pr = - число Прандтля; - температурный фактор; - коэффициент теплообмена; L – характерный размер тела; - коэффициент теплопроводности воздуха; средняя длина свободного пробега молекул; - адиабатическая температура; -динамическая вязкость воздуха; с - коэффициент теплоемкости воздуха.

Число Nu характеризует соотношение между конвективным переносом теплоты ( ) от нагретого воздуха в пограничном слое и переносом теплоты теплопроводностью ( ).

Число Pr характеризует отношение скорости обмена импульсами между молекулами, обусловливающей внутреннее трение, к скорости молекулярного энергообмена, обусловливающей теплопроводность.

Температурный фактор учитывает изменение температуры воздуха по толщине пограничного слоя.

Число Кнудсена Kn характеризует степень разреженности воздуха.

Согласно теории подобия исследования на ЛМ должны проводиться в том же диапазоне изменения определяющих критериев подобия, что и для натурного аппарата. Однако провести полное параметрическое исследование процесса теплообмена в натурных условиях на телах сложной формы с установлением количественной связи между критериями в большинстве случаев невозможно. Поэтому условия испытаний на ЛМ причастичном моделировании выбирают на основании результатов расчета, исследований в аэродинамических трубах и моделирования.

Траекторию движения ЛМ выбирают таким образом, чтобы. С одной стороны, она включала наиболее характерные по теплонапряженности участки, а с другой стороны, было возможно сопоставить результаты лётных исследований с результатами, полученными в аэродинамических трубах и расчетным путем.

Датчики температуры размещают на ЛМ в зависимости от целей и задач исследований. При выборе мест расположения датчиков температуры необходимо учитывать особенности нагрева конструкции, связанные с наличием зон повышенного нагрева, возникающих при взаимодействии скачков уплотнения с пограничным слоем, отрыве и присоединении потока и т.п. Указанные особенности выявляют на основе анализа результатов экспериментальных исследований на стендах и теоретических исследований.

Необходимо иметь в виду, что число размещаемых на модели измерительных датчиков, как правило, ограничено располагаемым объемом. В связи с этим датчики следует располагать так, чтобы получить наиболее полную картину аэродинамического нагрева поверхности модели.

Точность измерения температуры при лётных исследованиях существенно зависит от правильного выбора диапазона измерений. Ожидаемый диапазон влияет на выбор как методов и средств измерений температуры, так и характеристик соответствующих согласующих устройств.

Диапазон измерения температуры в каждой точке определяют на основе анализа результатов расчета аэродинамического нагрева поверхности с использованием имеющихся априорных данных о характеристиках теплообмена в рассматриваемой точке.

В настоящее время наибольшее применение при лётных исследованиях нашли контактные методы измерения температуры с помощью термометров сопротивления, термопар, термоиндикаторов (термочувствительных красок, термоиндикаторов плавления, измерителей максимальной температуры.

Принцип действия термометров сопротивления, как известно, основан на свойстве проводников или полупроводников изменять свое сопротивление при изменении температуры. При проведении лётных исследований нередко возникает необходимость в термометрах сопротивления, характеристики и конструктивное исполнение которых отличается от выпускаемых промышленностью. В этом случае важно правильно выбрать параметры термометра сопротивления, его размеры и чувствительность. Эти параметры датчика в большой степени зависят от сопротивления чувствительного элемента при нулевой температуре.

Сопротивление термометра сопротивления при нулевой температуре определяется по известной формуле

(13)

где - допустимый разбаланс измерительного моста; - верхний предел измерения температуры; - нижний предел измерения температуры; -термический коэффициент сопротивления материала чувствительного элемента.

Если применять термометры сопротивления, параметры которых определяются по формуле (13) невозможно или нецелесообразно, необходимо использовать готовый датчик с известным значением сопротивления в комплекте с выбранным измерительным мостом. Сопряжение термометра сопротивления с согласующим устройством осуществляется следующим образом.

Выбирают значение температуры, при котором измерительный мост согласующего устройства должен быть сбалансирован. Это значение температуры в любом случае должно быть несколько ниже нижнего предела измерения.

Для выбранного значения температуры по известным зависимостям определяют сопротивление чувствительного элемента датчика и затем значение добавочного сопротивления, сумма которых обеспечивает баланс моста при выбранной температуре.

В практике лётных исследований нашли широкое применение термометры сопротивления, изготовляемые из медной и платиновой проволоки диаметром 0,95 … 0,2 мм. При экспериментальных исследованиях термометры сопротивления с чувствительными элементами из меди целесообразно использовать для измерения температуры в диапазоне от – 50 до 300 С, а из платины от – 200 до 1100 С.

Важно правильно выбрать способ крепления датчика к исследуемой поверхности. Условия лётного эксперимента накладывают дополнительные требования к прочности крепления датчиков, на которые одновременно воздействуют, как правило, большие скоростные напоры, температуры, виброакустические нагрузки.

Температуру поверхности с помощью термометров сопротивления может измерить достаточно надежно, достоверно и точно при правильном выборе состава клея, технологии приклейки, учете свойств материала исследуемой поверхности, состав клея и чувствительность элемента, обусловленных термическим расширением материалов. Необходимо выполнить противоречивые требования, связанные , с одной стороны, с обеспечением прочного крепления датчика на исследуемой конструкции при высоких температурах, а с другой, с устранением влияния тензоэффекта из-за различия значений коэффициентов термического расширения материалов чувствительного элемента датчика, исследуемой конструкции и крепящего состава.

При исследовании термометров сопротивления при лётных испытаниях требуется применение и размещение на борту ЛА преобразующих (согласующих) устройств, служащих для регулирования показаний термометров сопротивления с помощью бортовой радиотелеметрической системы (14).

Градуировку выбранной схемы измерения температуры выполняют путем термостатирования изделия при нескольких значениях температуры с регистрацией показаний датчиков через телеметрическую систему. Затем в системе координат «разбаланс моста - температура» по полученным экспериментальным точкам строится кривая, которая аппроксимируется полиномом, описывающим зависимость сопротивления чувствительного элемента термометра сопротивления от температуры. Если провести градуировку путем термостатирования изделия невозможно, необходимые данные для привязки градуированной кривой могут быть получены расчетным путем для точки баланса моста .

Сначала определяют постоянную (независящую от температуры) составляющую сопротивления измерительного плеча моста. Затем по известному значению сопротивления измерительного плеча, соответствующему балансу моста, и постоянной составляющей сопротивления измерительного плеча определяют значения сопротивления датчика в момент баланса моста и по известным зависимостям от температуры сопротивления чувствительных элементов датчиков находят значение температуры датчика, при которой осуществляется баланс моста.

По полученным данным строится градуировочная зависимость приращения сопротивления , отсчитываемого от значения, соответствующего балансу измерительного моста.

Принцип действия термопар основан на термоэлектрических явлениях, в результате которых в цепи, состоящей из двух разнородных проводников, возникает термо ЭДС, если в местах соединения этих проводников поддерживается разное значение температуры (31).

Наиболее широкое применение прилётных исследованиях нашли вольфрамовые(ВР), платинородий-платиновые (ПП), хромель-алюмелиевые (ХА) и хромель-копелевые (ХК)термопары. В зависимости от условий применения в лётных исследованиях чаще других используются термоэлектроды диаметром от 0,05 до 0,2 мм. В лётном эксперименте вольфрамрений-вольфрамрениевые термопары применяются для измерения температуры до 2500 С, платинородий-платиновые - до 1600 С, хромель-алюмелиевые- до 1300 С, хромель-копелевые – 800 С. Важно правильно выбрать такой способ установки (крепления) термопар, который обеспечивает наименьшую погрешность измерений.

При лётных исследованиях в большинстве случаев невозможно обеспечить термостатирование холодных спаев, поэтому необходимо предусмотреть измерение их температуры с помощью термометров сопротивления.

Поскольку значение ЭДС, развиваемые термопарами, малы, то в лётном эксперименте необходимо использовать автономные измерительные усилители (согласующие устройства), позволяющие регистрировать показания термопар с помощью радиотелеметрической системы (14).

Для повышения информативности температурных измерений при лётных исследованиях применяют различного рода термоиндикаторы с целью определения дискретных максимальных значений температуры. В этом случае для определения температуры в некотором диапазоне применяют набор термоиндикаторов с последовательным нарастанием максимальных значений их рабочих температур.

Термохимические индикаторные краски представляют собой суспензии термочувствительных соединений, наполнителей, связующих и растворителей, которые после нанесения на поверхность затвердевают в виде тонкой пленки .

При лётных исследованиях на моделях в большинстве случаев реализуются неустановившиеся как по скорости, так и по высоте режимы и, следовательно, неустановившиеся тепловые режимы. Учитывая зависимость температуры перехода термокрасок от темпа нагрева и давления, нельзя при обработке результатов лётного эксперимента пользоваться значениями температур перехода, указанными в паспортах или формулярах. В этом случае, как правило, необходимо получить градуировочные значения температур перехода термокрасок в условиях, близких к натурным.

Термоиндикатор плавления представляет собой суспензию тонкодисперсных веществ, состоящую из наполнителей и связующих на основе смол . Их действие основано на свойстве превращаться при определённой температуре из непрозрачного в прозрачное вещество. Для более точного определения границ перехода термоиндикаторов на поверхностях белого или серого цвета необходимо либо добавлять в них красители, либо наносить под индикаторы соответствующий грунтовочный подслой контрастного цвета по сравнению с исходной окраской изделия.

Термоиндикаторы плавления обладают следующими преимуществами по сравнению с термокрасками. Показания термоиндикаторов не зависят от давления в диапазоне 10 … 10 Па, темпа и продолжительности нагрева. Погрешность измерения температуры термоиндикаторами составляет 1 … 2 С. Благодаря перечисленным преимуществам термоиндикаторы плавления находят все более широкое применение при лётных исследованиях.

Измерители максимальной температуры кристаллические (ИМТК) конструктивно представляют собой заваренную с торцов капсулу диаметром 1 мм и длиной 5 мм из коррозийно-стойкой стали, внутри которой находится смесь порошков облученного и необлученного алмаза или карбида кремния. Кроме того, возможно использование непосредственно отдельных (размером 0,2 мм) монокристаллов облученного алмаза или карбида кремния. Принцип действия ИМТК основан на зависимости параметров кристаллической решетки термометрического вещества, подвергнутого облучению нейтронами, от времени воздействия температуры и ее значения. С помощью этого термоиндикатора можно измерять температуру в пределах от 100 до 1000 С (алмазный ИМТК) и от 100 до 1200 С (карбид кремния). Датчики ИМТК могут применяться для определения профиля максимальных температур по толщине материала. Способ крепления датчиков ИМТК должен допускать возможность его демонтажа после исполнения для съемки рентгенограмм. Стандартная погрешность измерения температуры с помощью датчиков ИМТК, если продолжительность теплового воздействия известна с погрешностью 10% при стационарном режиме нагрева составляет 6 С, при неустановившемся режиме - 12 С.

Методическая погрешность при контактном измерении температуры тела зависит от ряда факторов, важнейшим из которых является искажение температуры поля тела в процессе измерений. Эти искажения обусловлены особенностями расположения теплочувствительного элемента в теле, различием термического сопротивления, теплоемкости и плотности материалов теплоприемника и исследуемого объекта. Оценка методической погрешности связана с анализом результатов решений уравнений теплопроводности с соответствующими краевыми условиями двух задач по определению распределений температур в исследуемом объекте при наличии и отсутствии в нем теплоприемника. Однако указанную задачу в точной постановке удается проанализировать не во всех случаях, при этом принимается ряд допущений при выборе модели теплоприемника и исследуемого объекта.

На основе накопленных в настоящее время сведений можно сформулировать ряд требований, которые необходимо соблюдать для уменьшения методической погрешности контактных методов измерения температуры:

размеры теплоприемников должны быть минимальными;

теплофизические характеристики материалов теплоприемника и исследуемого тела не должны сильно отличаться друг от друга;

теплоприемник должен располагаться в изотермической области;

площадь контакта чувствительного элемента теплоприемника с исследуемым телом должны быть по возможности максимальной.

Теоретические основы, методические подходы и оценки погрешностей контактных методов измерения температуры исследуемых объектов подробно изложены в работах