CC BY
68
Том І
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ І970
№ 2
УДК 629.7.018.3
АЭРОБАЛЛИСТИЧЕСКАЯ ТРУБА ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СОПРОТИВЛЕНИЯ МОДЕЛЕЙ В СВОБОДНОМ ПОЛЕТЕ ПРИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
Л. П, Гурьяшкин, А. П. Красильщиков, В. П. Подобии
Приводится краткое описание аэробаллистической трубы, принцип действия которой основан на отстреле моделей навстречу сверхзвуковому потоку в рабочей части аэродинамической трубы. Установка предназначена для измерения коэффициента сопротивления и изучения спектров обтекания осесимметричных тел в диапазоне сверхзвуковых и гиперзву-ковых скоростей полета.
Диапазон достигнутых значений числа М в аэробаллистической трубе равен 1,5— 15. Большие результирующие числа М получаются, во-первых, в результате отстрела моделей навстречу потоку, и, во-вторых, вследствие понижения величины скорости звука в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы путем охлаждения воздуха при прохождении его через сопло. Для результирующего числа М справедливо следующее выражение:
М = МП+ —.
а
где V — скорость полета модели относительно земли; а — скорость звука в потоке;
Мп — число М потока.
Значения числа Рейнольдса получаются значительно больше, чем в аэродинамических трубах, при том же числе М. Выражение для числа Рейнольдса можно записать в виде
Ке = ^лР+^Р,
И-
где й — диаметр миделя модели;
Уа —скорость потока; р — плотность воздуха в потоке;
Ц — вязкость воздуха в потоке.
Первый член соответствует числу Ие модели при нулевой скорости отстрела, второй член — числу Ие при движении относительно земли. Числа Ь?е, реализованные в аэробаллистической трубе при различных условиях проведения эксперимента, имеют порядок 106 — 107.
В аэробаллистических установках температура торможения растет с увеличением скорости полета модели [1]. Максимальная температура торможения в описываемой установке равна ~280СР К-
На фиг. 1 представлена схема аэробаллистической установки, состоящей из трех основных элементов: аэродинамической трубы, стрелкового стенда и электроннооптического оборудования.
Аэродинамическая труба — сверхзвуковая, работает на воздухе высокого давления без подогрева. Давление в форкамере 1 может достигать 200 атм. Труба
имеет сменные сопла 2, рассчитанные; на числа Мп =' 2,5; 3 и 3,5. С целью обеспечения компенсации пограничного слоя сопла имеют восьмигранное сечение. Входное сечение рабочей части 3, длина которой составляет 24 калибра, имеет форму правильного восьмигранника с диаметром вписанной окружности 74,5 мм. По мере удаления от входа сечение рабочей части увеличивается за счет уменьшения площади угловых вставок, осуществляющих переход от восьмигранного сечения к квадратному. При этом две пары противоположных стенок рабочей части трубы остаются параллельными друг другу. На этих стенках установлены оптические стекла для фотографирования модели. Рабочая часть замыкается дозвуковым диффузором 4, который соединяется с поворотным коленом 5.
Торможение модели после пролета рабочей части происходит в воздухе высокого давления на участке траектории Ь, который состоит из внутренней полости форкамеры и трубы 6 с отклоненным на 90° собирателем моделей 7. Скорость модели на этом участке уменьшается примерно в 5—10 раз. "
Моделй отстреливались из гладкого - и нарезного стволов 8 калибром 14,5 мм со скоростями полета 500 ■— 2000 ж/сек. Стрельба производилась дюралевыми, стальными или латунными моделями.
Для проведения испытаний в диапазоне Малых сверхзвуковых чисел М аэродинамический тракт трубы, т. е. сопло, рабочая часть и диффузор, демонтировался и на его место устанавливалась термокамера, где давление Могло изменяться от 1 до 15 атм. Вход модели в гермокамеру с повышенным давлением осуществлялся при помощи разрывного пленочного затвора.
Аэробаллистическая труба; была оборудована тремя идентичными измерительными станциями для фотографирования модели и измерения времени между моментами фотографирования. Каждая станция представляет собой теневую систему с параллельным пучком света.
В направлении, перпендикулярном к оптической оси теневой системы, в центре поля фотографирования проходит плоскость фотоблокировки, представляющая собой щелевой пучок параллельных лучей света, идущих от источника 9 к фотоэлектрическому датчику 10. Для предотвращения засвечивания фотопленки диффузным рассеянным светом источник оборудован светофильтром, который смещает спектр света в область, нечувствительную для фотопленки. Модель, пролетая через рабочую часть, последовательно пересекает лучи света фотоблокировок трех станций. Сигнал, возникающий в фотодатчике при пересечении светового луча моделью, поступает в блок управления -искровым источником света 11. Происходит интенсивная световая вспышка, и модель фиксируется на пленке фотокамеры первой станции. Одновременно импульс света искрового источника попадает на фотоголовку Г1 12, состоящую из вакуумного фотоэлемента СЦВ-4 и катодного повторителя. Электрический сигнал фотоголовки запускает первый электронный хронометр 13. Вторая станция работает аналогично первой с той лишь разницей, что одновременно происходит останов первого хронометра и запуск второго, который останавливается от вспышки источника света на третьей станции.
Полученная таким образом пространственно-временная зависимость полета модели, использовалась для вычисления коэффициента сопротивления [2]. Точность из-
мерения времени электронным хронометром равна 0,25-Ю-6 сек, точность, измерения положения модели на траектории равна 0,2 мм.
Ниже для примера приведены некоторые экспериментальные результаты, полученные на описываемой установке.
На фиг. 2 представлены в зависимости от числа М значения коэффициента сопротивления осесимметричной модели с коническим расширяющимся щитком, полу-
м^6,0, 4 ^7 52мм-, О] 5,65 5,65мм • [❖]
0 в О 6^6-,72,7мм [5]
О 5,3 5мм;
8,5 ; [5~\
2^ 3 *5 7 10’ 2 3 4 5 7 10* 2 3 « 5 7 103 2 3 х
Фиг. 4
угол раствора которого равен 35°. Головная часть модели представляет конус с полу-углом раствора, равным 15°. Длина цилиндрической части модели равна 1,5 <1, етносі
шение диаметра цилиндрической части к диаметру миделя модели ^ = 0,565-
Уменьшение коэффициента сопротивления в диапазоне чисел М от 1,5 до ~8 вызваны изменением картины обтекания модели. При дальнейшем росте числа М коэффициент сопротивления не изменяется.
На фиг. 3 показано изменение коэффициента сопротивления эллипсоидов вращения при фиксированных числах М в зависимости от отношения полуосей, (а — горизонтальная полуось, Ь — вертикальная полуось). Наблюдается эквидистантное смещение этой зависимости при изменении числа М.
Развитие ширины турбулентного ядра следа за шаром до 3500 калибров в воздухе при атмосферном давлении показано на фиг. 4 в виде зависимостей б от х, где _ 8
6 = — ширина турбулентного ядра, отнесенная к диаметру миделя модели,
- (1
Х==~1С~—расстояние от модели до места измерения ширины следа, отнесенное к
диаметру миделя модели. Турбулентный след за шаром в ближней его части при М = 2,8 и Ие = 105 показан на фиг. 5. Для сравнения на фиг. 4 представлены экспе-
Фиг. 5
риментальные данные из работ [3]—[5] и теоретическая зависимость [6] для М = 8,5. Несмотря на большую разницу скоростей все экспериментальные данные хорошо согласуются Между собой. В интервале калибров от 30 до 3500 развитие ширины турбулентного следа можно аппроксимировать эмпирическим соотношением б = 0,2084 х .
* *
£
ЛИТЕРАТУРА
1. Seiff A. A. Free-flight wind tunnel for aerodynamic testing at hypersonic speeds. NACA Peport, 1922, 1955.
2. Красильщиков А. П., Подобии В. П. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик шара в свободном полете до чисел М = 15. Изв. АН СССР, Механика жидкости и газа, 1968, № 4.
3. Knystautas R., Growth о! the turbulent juner wake behind 3-in Ciam spheres. AIAA Journ., vol. 2, No. 8, 1964.
4. Dana T. A., Short W. W. Experimental study of hypersonic turbulent wakes. Convair, San-Diego, Calif. Z. P.h.— 103 (May 1963).
5. Slattery R. E. Clay W. G. Width of the turbulent trail behind a hypervelocity spheres. „Phys. Fluids”, 1961, 4, 1199— 1201.
6. Lees L., H г о m a s L. Turbulent diffusion in the wake of a bluntnosed body at hypersonic speeds. J. Aerospace sci., 1962, 29, p. 976—993.
Рукопись поступила 5/V 1969 г.
