Исследование характеристик модели ГПВРД на импульсной аэродинамической гиперзвуковой трубе

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Механика жидкости и газа Вестник Нижегородского университета им. Н. И. Лобачевского, 2011, № 4 (3), с. 673−674
УДК 533. 6−53. 082. 5
ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ГПВРД НА ИМПУЛЬСНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ГИПЕРЗВУКОВОЙ ТРУБЕ
© 2011 г. И.Ю. Васильев1, Н.Н. Захаров1, А.В. Полянских1, А.Г. Прудников1
'-Институт прикладной механики РАН, Москва,
Центральный институт авиационного моторостроения им. П. И. Баранова, Москва
nnz@mac. com
Поступила в редакцию 16. 05. 2011
Рассматриваются некоторые проблемы, связанные, в основном, со взаимодействием отдельных струй с набегающим сверх- и гиперзвуковым потоком и поверхностью летательного аппарата. Приведены результаты экспериментальных исследований в импульсной гиперзвуковой аэродинамической трубе ИП-РИМ РАН при числах Маха М = 2−7.
Ключевые слова: аэродинамическая труба, горение, топливо, твердое топливо, струя, модель, тяга, гиперзвуковой поток.
Введение
Достижения в области построения гиперз-вуковых летательных аппаратов (ГЛА) напрямую связаны с решением фундаментальных проблем турбулентного и сверхзвукового горения. Ранее было показано [1], что при числах М = 6−7 и температуре торможения набегающего потока Т = 1700−1900 К керосин не горит и для его воспламенения требуется принудительный поджег. Это обстоятельство можно использовать при решении проблем, возникающих при создании гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД), таких как обеспечение надежного охлаждения элементов конструкции силовой установки, снижение сопротивления летательного аппарата (ЛА), обеспечение эффективного горения сверхзвукового потока и увеличение тяги.
Результаты экспериментальных исследований
Экспериментальное исследование проведено в импульсной гиперзвуковой аэродинамической трубе ИПРИМ РАН при числах Маха М = = 2−7, давлении торможения воздуха Р & lt- 20 МПа, Т & lt- 750 К. Продолжительность рабочего режима Т = 0.2 с. Приведенные в статье результаты получены при числе Маха набегающего потока М = 4, давлении Р = 2 -4 МПа, температуре Т = 700−750 К с использованием высокоскоростной цветной телекамеры РЬойоп Ба81сат БЛ1 с разрешением 1024×1024 пикс (до 5400 кадров в секунду), час-
тотой (max) 675 000 кадр/с (с разрешением 64×16 пикс), оперативной памятью 16 Гб.
Проведены испытания модели малообъемного летательного аппарата на твердом топливе (ТТ). Целью экспериментов было исследование процессов горения ТТ до запуска импульсной аэродинамической трубы и после разрушения сверхзвукового течения в трубе. Длина шашки 20 мм, наружный диаметр 15 мм, внутренний диаметр 7 мм, температура горения шашки Т = 2700 К. Исследовались 2 вариан- та обтекания шашки ТТ набегающим потоком: 1) шашка установлена на пилоне в рабочей части трубы, 2) шашка помещена в камеру сгорания модели ЛА с внешним горением.
Кинограмма процесса горения показала, что в момент запуска трубы в первом варианте размещения шашки происходит прекращение горения топлива, тогда как во втором варианте процесс горения был устойчив.
Длина модели L = 135 мм, ее максимальный диаметр D = 28 мм. В средней части корпуса модели имеются 16 отверстий диаметром 2 мм, расположенных в 2 ряда по окружности модели, топливная шашка в виде полого цилиндра вставлена внутрь модели и воспламеняется со стороны переднего торца электрозапалом. Продукты горения выходят через 16 отверстий в корпусе модели и через 9 отверстий в ее донной части. Набегающий поток поступает внутрь модели через воздухозаборник диаметром 14 мм.
На рис. 1 приведены теневые фотографии обтекания носовой (рис. 1а) и кормовой (рис. 16) частей ЛА. Видна структура потока на входе воз-
духозаборника и структура струй продуктов горения ТТ, скачки уплотнения и локальные зоны отрыва в области форсунок.
6) Рис. 1
Эксперименты показали, что горение шашки ТТ, расположенной внутри камеры сгорания модели, остается устойчивым на всех этапах взаимодействия с набегающим сверхзвуковым потоком вплоть до полного выгорания топлива.
Теневые фотографии позволили увидеть скач-
ки уплотнения, образующиеся при взаимодействии струй продуктов сгорания и внешнего потока, обтекающего модель, благодаря которым и создается тяга ГПВРД с внешним горением. Эти данные облегчают понимание процессов, происходящих при взаимодействии набегающего сверхзвукового потока, ансамбля струй продуктов сгорания и скачков уплотнения, а также внешней поверхности ЛА. Полученные результаты были использованы нами для оптимизации новых моделей ГПВРД с внешним горением.
Список литературы
1. Васильев И. Ю., Захаров Н. Н., Прудников А. Г. Интеграция физических процессов в элементах силовых установок высокоскоростных летательных аппаратов // Механика и наномеханика структурно-сложных и гетерогенных сред. Успехи, проблемы, перспективы: Тез. докл. Всеросс. конф., приуроченной к 20-летию ИПРИМ РАН. Москва, 30 ноября — 2 декабря 2009 г. М., 2009. С. 45.
2. Васильев И. Ю. и др. Исследование теплогазоаэродинамических процессов, происходящих при полетах высокоскоростных летательных аппаратов в импульсной гиперзвуковой аэродинамической трубе // Механика и наномеханика структурно-сложных и гетерогенных сред. Успехи, проблемы, перспективы: Труды Всерос. конф., приуроченной к 20-летию ИПРИМ РАН. Москва, 30 ноября — 2 декабря 2009 г. М.: Альянстрансатом, 2010. С. 161−166.
3. Васильев И. Ю., Захаров Н. Н., Кутузова А. Н. Снижение лобового сопротивления головной части летательного аппарата // Механика композиционных материалов и конструкций, сложных и гетерогенных сред: Тез. докл. Всеросс. конф. к 90-летию со дня рождения акад. И. Ф. Образцова. Москва, 23−25 ноября 2010 г. С. 43.
STUDYING THE PERFORMANCE OF THE SCRAMJET MODEL IN A HYPERSONIC PULSE WIND TUNNEL
I. Yu. Vasiliev, N.N. Zakharov, A. V Polyanskikh, A.G. Prudnikov
Some problems mainly related to the interaction of supersonic and hypersonic jets and the surface of a flying vehicle are considered. The results of the experimental study in the IPRIM RAS Hypersonic Pulse Wind Tunnel at Mach number M=2−7 are presented.
Keywords: wind tunnel, combustion, fuel, solid fuel, jet, model, force, hypersonic jet.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой