Автореферат (Тепло-массообмен на поверхности элементов конструкции гиперзвуковых летательных аппаратов самолетных схем при полете в атмосфере), страница 3

Видно, что результаты, полученные cиспользованием модифицированной математической модели, лучше согласуются сэкспериментальными данными, чем результаты расчётов других авторов.Рис. 7. Распределение плотности теплового потокапо лобовому экрану модели марсианского зонда.Видно, что математическая модель Скалабрина даёт несколько завышенныезначения плотности теплового потока в окрестности передней критической точки(ПКТ) по сравнению с экспериментальными данными. В то же времяматематическая модель, представленная в работе Холлиса и Перкинса, наоборот16несколько занижает значение теплового потока в окрестности передней критическойточки, хотя и не выходит за пределы разброса экспериментальных данных.Кроме того, была проведена верификация модифицированной математическоймодели путём сравнения расчётных данных процессов термо-газодинамики и тепломассообмена на поверхности модели спускаемого аппарата сегментальноконической формы диаметром D = 0,15м.

Полученные результаты сравнивались сэкспериментальными и расчётными данными ЦАГИ, опубликованными в работахБорового, Скуратова, Суржикова (2004) и Борового, Егорова, Скуратова (2011).Таблица 3Параметры набегающего потокаНомерРабочееp∞,T∞,T0,ρ∞*,V∞*,M∞3расчётателоPaKKкг/мм/с1азот19,813,225,22000 0,00173 20272азот19,14,0231,12300 0,00045 21353воздух6,0158081,76000,06750 1086* - данные для справки.Проводилось сравнение координат расположения и формы отошедшейударной волны, а также распределения плотности теплового потока на лобовойповерхности модели аппарата при обтекании её потоком, с параметрами,указанными в таблице 3.Необходимо отметить, что по причине достаточно низких температурнабегающего потока вдали от обтекаемого им тела (до отошедшей ударной волны),полученные в экспериментах температуры торможения значительно нижетемператур, необходимых для начала химических реакций диссоциации молекулкислорода и азота. То есть поток, полученный в ходе экспериментов ваэродинамических трубах ЦАГИ, нельзя в полной мере считать гиперзвуковым.

Этообусловлено тем, что при обтекании тела потоком воздуха минимальнаятемпература, необходимая для начала диссоциации молекул кислорода составляет2500K. Диссоциация молекул азота начинается при температуре Т ≥ 5000K.В связи с этим, при расчёте газодинамики течения в сжатом и ударном слояхпо модифицированной математической модели химическая кинетика неучитывалась. Поверхность модели считалась химически нейтральной к компонентамнабегающего потока, т.е.

принималась непроницаемой. Для всех расчётовтемпература поверхности модели принималась равной Тw = 300K.Сравнение результатов представлено на рисунке 8. Геометрия отошедшейударной волны, полученная путём решения модифицированной математическоймодели, приведена в сравнении с аналогичным параметром, реализованным вэксперименте ЦАГИ на теневых фотографиях обтекания модели ваэродинамическихтрубах.Видно,чторезультаты,полученныепо17модифицированнойматематическоймодели,экспериментальными данными как по форме,расположению ударной волны.а) M∞ = 19,8;хорошосогласуютсястак и по координатномуб) M∞ = 6,0;Рис.

8. Положение отошедшей ударной волны.Также было проведено сравнение распределения тепловых потоков налобовой и тыльной поверхностях модели. Результаты сравнения представлены нарисунке 9. При этом экспериментальные и расчётные данные заимствованы изработы ЦАГИ и публикации Борового, Скуратова, Суржикова (2004).Из приведенных данных следует, что при M∞ = 19,1 на лобовой поверхностимодели распределение теплового потока, полученное с использованиеммодифицированнойматематическоймодели,достоверносоответствуетэкспериментальным результатам ЦАГИ, которым не соответствуют расчётныеданные Борового, Скуратова, Суржикова (2004). На тыльной поверхности модели(особенно в окрестности вершины затупленного конуса) данные расчёта сиспользованием модифицированной математической модели несколько завышеныпо сравнению с данными эксперимента в аэродинамических трубах ЦАГИ и срезультатами расчётов Борового, Скуратова, Суржикова (2004).Причина указанных расхождений плотности теплового потока по поверхностиобратногоконусамеждурасчётнымиданныминашейработыиэкспериментальными данными ЦАГИ, вероятно, обусловлена сложностьюгазодинамики течения в отрывной зоне.

В этой зоне реализуются трансзвуковыечисла Маха. В силу этого течение в ней, очевидно, нестационарное с возможнымиколебаниями параметров потока. Для описания такого течения математическая18модель должна включать нестационарные уравнения Навье-Стокса. Кроме того,полученные расхождения могут быть обусловлены не корректностью моделитурбулентности в зоне нестационарного отрывного течения за моделью.а) M∞ = 19,1;б) M∞ = 6,0;Рис.

9. Распределение плотности теплового потокапо поверхности модели спускаемого аппарата.Ось абсцисс - безразмерная координата S/R0. S - расстояние от переднейкритической точки по образующей модели, R0 = 0,075м - радиус притупления.Координата S/R0 = 0 - передняя критическая точка, S/R0 = 1,026 – острая боковаякромка модели, S/R0 = 2,69 – вершина затупленного конуса.Из приведенных на рисунке 9 данных также следует, что при M∞ = 6,0распределение плотности теплового потока, полученное по модифицированнойматематической модели, удовлетворительно согласуется с экспериментальнымиданными ЦАГИ как на лобовой, так и на тыльной поверхности модели.В диссертации верификация модифицированной математической моделипроведена и на моделях других форм.

Например, решена тестовая задача процессовтермо-газодинамики и тепло-массообмена на поверхности цилиндра, притупленногосферой. Радиус притупления R0 = 0,0066м. Результаты, полученные для ПКТ,сравнивались с экспериментальными данными Росе и Старка (1958) и с расчётнымиданными работ Суржикова (2011), Парка (1990), Джосулы и Шанга (1993).Одной из задач проведенного в диссертации исследования выражалась вопределении зависимости плотности теплового потока в ПКТ изделия от скоростиполёта.

Постановка задачи в расчётах данной работы соответствовала постановкеэкспериментальных исследований Росе и Старка (1958). В частности, в одном извариантов расчёта решалась задача теплообмена в ПКТ при условиях,19соответствующих полёту с гиперзвуковой скоростью на высотах H1 = 22000м иH2 = 37000м при нулевом угле атаки набегающего потока. Принималось, чтоповерхность модели имеет нулевую каталитическую активность (kw → 0).На рисунке 10 представлены зависимости значений плотностей тепловыхпотоков в ПКТ от числа Маха при полете на высотах H1 = 22000м и H2 = 37000м,полученных с использованием модифицированной математической модели, всравнении с результатами экспериментов и расчётными данными других авторов.а) H1 = 22000м;б) H2 = 37000м;Рис.

10. Изменение плотности тепловых потоков в ПКТ модели от числа М.Из данных, представленных на рисунке 10, следует, что результаты,полученные с использованием модифицированной математической модели,удовлетворительно совпадают с экспериментальными данными Росе и Старка (1958)и расчётными данными Суржикова (2011) и Парка (1990).Для того чтобы проанализировать влияние радиуса притупления модели наизменение плотности теплового потока в критической точке проведена вторая сериярасчётов.

Для полноты анализа рассматривалось обтекание гиперзвуковым потокомпри нулевом угле атаки трёх моделей с радиусами притупления R1 = 0,0127м,R2 = 0,0254м и R3 = 0,0504м. В расчётах данной работы с использованиеммодифицированной математической модели параметры набегающего потокасоответствовали параметрам, используемым при расчётах в работе Суржикова(2011): M∞ = 9,8; P∞ = 1824Pa; T∞ = 1113K.С целью исследования влияния каталитических свойств поверхности натеплообмен проведены расчёты теплообмена в ПКТ сферы для двух предельных20случаев: абсолютной каталитической активности поверхности (kw → ∞) и нулевойкаталитической активности поверхности (kw → 0). Параметры набегающегогиперзвукового протока принимались такими же, как и при решении предыдущихтестовых задач.Сравнение результатов расчёта в сопоставлении с данными других авторовпредставлено рисунке 11.Рис. 11.

Зависимость плотности теплового потока в ПКТпритупленного сферой цилиндра от величины радиуса затупления.(На графике по оси абсцисс отложена величина радиуса притупления цилиндра.)Видно, что результаты, полученные с использованием модифицированнойматематической модели, удовлетворительно совпадают с расчётными даннымиСуржикова. Как и ожидалось, тепловой поток в ПКТ притупленного сферойцилиндра уменьшается, примерно, обратно пропорционален квадратному корню израдиуса притупления.Из приведенных на рисунке 11 данных также следует, что значительноевлияние на величину плотности теплового потока в ПКТ притупленного сферойцилиндра оказывают каталитические свойства поверхности. Так, при абсолютнойкаталитической активности поверхности модели (kw → ∞) плотность тепловогопотока в ПКТ на 60-100% больше, чем тепловой поток на поверхности с нулевойкаталитической активностью (kw → 0).Модифицированная математическая модель данной работы использоваласьтакже для проведения исследований процессов термо-газодинамики и тепломассообмена на поверхностях теплонапряжённых элементах конструкциималоразмерного крылатого возвращаемого аппарата, компоновка которого была21разработана в ЦАГИ.

К таким элементам отнесены: носок фюзеляжа, передниекромки крыльев, концевого киля и др.Для разработанной в ЦАГИ компоновки проведена серия расчётовтеплообмена в пяти точках траектории для случаев максимальногоаэродинамического нагрева. Параметры набегающего потока для этих точектраектории представлены в таблице 4.Таблица 4Параметры набегающего потокаНомерp∞,T∞,Высота,M∞точки траекториимPaK18315027,800,6160192,528042526,750,9804197,837777425,331,523203,047333022,343,114211,756267516,5115,19239,7Результаты расчётов, полученные с использованием модифицированнойматематической модели, сравнивались с расчётными данными работы Ваганова идр. (ЦАГИ, 2007), в которой представлены результаты исследований процессовтепло-массообмена на поверхности возвращаемого аппарата для различныхтраекторий входа в атмосферу Земли.