При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий


lit.na5bal.ru > Документы > Документы
Гиперзвук

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна – скачок уплотнения, разделяющий невозмущённуюэтим телом область и область сжатого слоя газа.



Рис. 1. Обтекание тела сверхзвуковым потоком.

При переходе газа через фронт ударной волны должны выполняться законы сохранения массы, импульса и энергии.

В системе отсчёта связанной с фронтом ударной волны (с обтекаемым сверхзвуковым потоком телом) эти законы сохранения будут иметь вид:

,

,

.

Здесь 1 – плотность газа, u – скорость газа относительно ударной волны, h – удельная энтальпия газа, индексами «1» и «2» обозначены состояния до и после ударной волны.

Отсюда можно получить соотношение Ренкина – Гюгонио

.

Здесь .

Таким образом, термодинамические параметры перед и за фронтом ударной волны связаны. В случае совершенного газа с постоянными теплоёмкостями их можно выразить через число Маха потока в следующем виде:

,

,

.

Здесь M – число Маха потока, Т – температура, – отношение теплоёмкости при постоянном давлении к теплоемкости при постоянном объёме.



Рис. 2. Зависимость изменения температуры на фронте ударной волны от числа Маха потока при различных давлениях.

На рис. 2 показана зависимость изменения температуры от числа Маха. Красной пунктирной линией для модели совершенного газа с постоянными теплоёмкостями, а черными сплошними линиями – экспериментальные кривые при различных давлениях газа.

Видно, что до М = 5 эти графики полностью совпадают, а затем экспериментальные температуры начинают постепенно отставать. Значит при М > 5 газ перестаёт быть идеальным. Он достигает таких температур (T > 2000 K), что начинается диссоциация молекул кислорода, а затем и молекул азота.

При таких скоростях нагрев воздуха в ударном слое приводит к сильному нагреву движущегося тела. Если это летательный аппарат, то необходимо применять меры, чтобы, нагрев не привёл к разрушению материала обшивки. Поэтому движение с такими скоростями называют не просто сверхзвуковым, а гиперзвуковым.

Гиперзвуковое обтекание − обтекание тела потоком газа с такой скоростью, при которой за ударной волной газ уже нельзя считать однородной средой. Т.к. скорость звука по порядку величины равна средней скорости теплового движения в газе, при гиперзвуковом обтекании кинетическая энергия поступательного движения частиц значительно превосходит тепловую энергию этих частиц. При торможении газа в ударной волне перед обтекаемым телом возникают области с очень высокой температурой.

При изучении движения газа в этих областях необходимо учитывать происходящие в газах (в частности, в воздухе) физико – химические процессы: возбуждение внутренних степеней свободы молекул и их диссоциацию, химические реакции между компонентами газа, ионизацию атомов. При достаточно большой плотности газа физико – химические процессы в нём происходят настолько быстро, что газ можно считать находящимся в состоянии термодинамического равновесия (течения газа в равновесном состоянии). В другом предельном случае газодинамические процессы столь быстры, что за характерное для этих процессов время изменением внутреннего состояния молекул и атомов можно пренебречь (течение газа в "замороженном" состоянии). В промежуточных случаях, например, при полёте тел с гиперзвуковой скоростью на больших высотах, необходимо принимать во внимание конечную скорость протекания в газе физико – химических процессов и дополнять систему уравнений газовой динамики уравнениями кинетики физико – химических процессов.

Физико – химические эффекты, отличающие гиперзвуковое обтекание от просто сверхзвукового, обусловлены увеличением температуры, которое связано с торможением воздуха за ударной волной. При этом происходит переход кинетической энергии набегающего потока в тепловую (внутреннюю) энергию частиц газа. Помимо поступательных и вращательных степеней свободы возбуждаются колебательные степени и молекулы претерпевают диссоциацию и даже ионизацию. При комнатной температуре сухой воздух на 73% состоит из азота, на 21% − из кислорода и на 1% − из аргона . Если окружающее давление не отличается от стандартного (= l атм), то уже при температуре 2400 К начинается диссоциация молекул кислорода на атомы



и образуется окись азота



При температуре 3000 К концентрация молекул и атомов кислорода при атмосферном давлении сравнивается. Когда температура превышает 4000 К, диссоциирует часть молекул азота

.

Диссоциация кислорода полностью заканчивается к 6000 К. При этой температуре состав воздуха включает 41% молекул азота, 28% атомов азота и 29% атомов кислорода. При достижении температуры 10 000 К воздух становится смесью преимущественно одноатомных газов, причем содержание как ионов азота, так и электронов достигает 3%. Следует отметить, что степень диссоциации, как и полнота протекания других химических реакций, сильно зависит от давления или высоты полета . Рассматривая в совокупности характер изменения в ударно – волновой картине обтекания и в составе газового потока вблизи поверхности тела, условились считать нижней границей гиперзвукового полета в атмосфере Земли число Маха, равное шести М = 6 ( = 2400 К ).

Если тело движется в атмосфере с гиперзвуковыми числами Маха, то оно совершает значительную работу по преодолению сопротивления воздуха. Работа, затраченная телом, в конечном счете, проявляется в виде тепла. Это повышает температуру газа перед носом и крыльями летательного аппарата, вызывая его свечение (вспомним падение метеоритов), и увеличивает приток тепла к поверхности тела.

Существующие разработки

Военно-промышленные комплексы ведущих государств развернули широкомасштабные научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы по освоению полета с гиперзвуковыми скоростями (M > 4), нацеленные на создание авиационно-космических ударно-разведывательных систем большого радиуса действия. К настоящему времени основные успехи в освоении гиперзвуковых технологий достигнуты в ходе реализации программ ГЛА X-43A, X-51A и Falcon – HyCAUSE/ В ходе первого лётного испытания ГЛА X-51A впервые в мировой практике продолжительность работы UGDHL на углеводородном топливе достигла примерно 200 с; маршевое число M аппарата (после отделения от ускорителя) приблизилось к 5. Достигнутые результаты позволяли предположить, что к 2016-2018 гг могут быть завершены разработки и принята на вооружение гиперзвуковая ракета с маршевым числом М = 6-7, высотой полета свыше 30 км и дальностью около 1000 км.

В работе [8] представлен обзор состояния и перспектив разработки гиперзвукового вооружения.

В настоящее время основой военных доктрин ведущих иностранных государств, входящих в блок НАТО и возглавляемых США, является концепция бесконтактных войн взамен исчерпавшего себя наземного противостояния. Определяя таким образом главную особенность войн и военных конфликтов XXI века, военно-политическое руководство этих стран отводит основную роль объединённым авиационно-космическим силам и использованию неядерного высокоточного оружия универсального базирования, обеспечивающего поражение любой цели – мобильной, сильно защищённой и заглублённой и т.д. – в любой точке планеты в течение 1-2 ч с момента получения информации о цели. При этом ставится задача гарантирования абсолютной безопасности и недосягаемости континентальной территории США и их союзников и возможности нанесения удара по противнику при полном исключении удара возмездия.

Важнейшим компонентом военной мощи США являются стратегические ядерные силы, структура которых подвергается коренному изменению. Пересматривается ядерная триада, которую до сих пор составляли баллистические ракеты шахтного и морского базирования с ядерными боеголовками и носители в виде пилотируемых бомбардировщиков. Вместо неё выдвигается новая триада, учитывающая в числе прочего необходимость сокращения ядерного потенциала согласно договорам США с РФ.

Модернизация и совершенствование наступательных вооруженных сил связываются с созданием гиперзвуковых систем вооружения ввиду их очевидных преимуществ: значительное сокращение времени доставки средств поражения к цели в широком диапазоне высот и скоростей полёта, расширение условий подлёта к поражаемым объектам, значительлное повышение кинетической энергии в момент встречи с целью, что обеспечивает высокую боевую эффективность и выживаемость гиперзвуковых систем.

Задача создания высокоскоростного оружия глабальной дальнлости не может быть решена без освоения гиперзвуковых технологий путём широкомасштабных исследований фундаментального и прикладного характера, включая апробирование их в лётных испытаниях. В настоящее время в США поэтапно реализуется долгосрочная программа национальной аэрокосмической инициативы NAI, нацеленная на обеспечение безусловного господства США в воздушно-космическом пространстве на основе ударно-разведывательных гиперзвуковых систем большой дальности (программа ВВС США LRS). В рамках программы NAI создаются прорывные гиперзвуковые технологии сначала в приложении к боевым ракетам большой дальности (скорее всего, на основе программ экспериментальныхГЛА X-51A и HyFly), а затем к разработке гиперзвукового малозаметного (возможно, трансатмосферного) ударного самолёта. Планировалось, чтоэта цель должна быть достигнута к 2025 г., одноко, согласно последним данным, военно-политическое руководство США считает необходимым добиться глабального доминирования уже к 2018 г.



Рис….Ударно разведывательный самолёт STAV (рисунок)

В отличие от чёткой военной направленности гиперзвуковых проектов США, конкретизированнх по ТТЗ и срокам, в Западной Европе, Японии, Астралии работы носят в основном поисковый характер, но охватывают широкий круг проблем в области аэродинамики, материалов, систем наведения и управления, а главное – силовых установок (СУ).

В России на базе ЗУР С-200 «Ангара» была создана гиперзвуковая летающая лаборатория (ГЛЛ) «Холод» для натурных испытаний перспективных гиперзвуковых СУ в соответствии со следующими задачами: испытание двухрежимного UGDHL при М=3,5 – 6,5 и высоте полёта 15 – 35 км с исследованием перехода от дозвуковой скорости течения в камере сгорания к сверхзвуковой; исследование охлаждения конструкции топливом; исследование перспективных систем активного управления распределением и расходом топлива в зависимости от режима полёта.



Рис….. Гиперзвуковая летающая лаборатория «Холод»

Летающая лаборатория следующего поколения - «Игла» -предназначена для испытаний ГПВРД при М=5—14 и высоте полета 24 - 50 км.



Рис. Схема полёта ГЛА LEA

По мере увеличения скорости полёта возникает необходимость смены принципиальной схемы энергетических установок для обеспечения достаточной тяги. Турбореактивный двигатель (ТРД) может использоваться для полётов со скоростями M < 3. При числах Маха M > 3 необходимо переходить на прямоточный контур. Прямоточный воздушно - реактивный двигатель (ПВРД) эффективен при скоростях полёта в диапазоне 3 < M < 6 (при полёте с числом Маха M > 6 и дозвуковом горении слишком сильно возрастает температура и давление в камере сгорания двигателя). При M > 6 целесообразно применять так называемые гиперзвуковые прямоточные воздушно - реактивные двигатели (ГПВРД). Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остается сверхзвуковым. При этом температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла.

ПВРД и ГПВРД, будучи эффективными при гиперзвуковых скоростях полёта не работоспособны при низких скоростях, и не могут самостоятельно стартовать и разгоняться. Поэтому, для до стижения начальной скорости, при которой силовые установки становятся эффективными, аппарат с такими двигателями нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом - носителем, с которого запускается аппарат с ПВРД или ГПВРД.

Франция разрабатывает ряд гиперзвуковых технологий в сотрудничестве с Россией. Так, с помощью МАИ фирма MBDA создала прототип UGDHL для носителя многократного применения, расчитанного на диапазон чисел M = 2 -12 с переходом от использования углеводородного топлива к водородному (программа WRR).

Численное моделирование гиперзвукового полёта

Численное моделирование гиперзвуковых полётов может существенно удешевить процесс проектирования и испытания гиперзвуковых ЛА.

В работе [7] рассмотрена задача численного моделирования внешнего гиперзвукового обтекания модели беспилотного самолёта X-43. Методами вычислительной аэродинамики исследовалось возмущенное поле течения и теплофизические процессы по всей области от головной ударной волны до дальнего следа. Изучались конфигурация ударных волн, образующихся при обтекании сложной пространственной модели гиперзвукового летательного аппарата, а также фиксировались области взаимодействия ударных волн с поверхностью аппарата. Исследовалось влияние угла атаки α и скорости потока на поле течения, аэродинамические и тепловые характеристики X-43, коэффициенты подъёмной силы Cy, коэффициенты силы лобового сопротивления Cx. На основе этих результатов получены зависимости аэродинамического качества K гиперзвуковой компоновки от числа Маха и угла атаки. В диапазоне от 0 до 15, с ростом угла атаки аэродинамическое качество возрастает, достигая своего максимального значения при α = 8, затем снижается. Величина максимального аэродинамического качества уменьшается с ростом числа Маха. Проведено сравнение данных лётного эксперимента и испытаний в аэродинамической трубе с результатами численного моделирования. Получено удовлетворительное соответствие экспериментальных и расчётных данных, как по общей картине течения, так и по интегральным аэродинамическим характеристикам.

Цикл работ по компьютерному моделированию аэротермодинамики ГЛА состоит из создания компьютерной поверхности ГЛА произвольной геометрии, выбора вычислительной модели (выбор исходной системы уравнений, построения расчетных сеток), получение полного набора термодинамических данных, представляющих наибольший интерес для разработчиков ГЛА. В работе [7] расчёты выполнены для следующих условий набегающего потока:

Высота, км

30

Число Маха

4, 6, 8, 10

Углы атаки, градусы

0, 2, 5, 8, 10, 12, 15

Температура набегающего потока, К

227

Давление набегающего потока, Па

1200

Плотность набегающего потока, кг/м3

0,0184

Скорость звука, м/с

302

Динамическая вязкость, кг/(м.с)

0,148.10-4

Использовалась модель совершенного газа. Поле течения вокруг летательного аппарата моделировалось с использованием уравнений Навье-Стокса с учетом сжимаемости в трёхмерной постановке, совместно с уравнением неразрывности и уравнением сохранения энергии.

Моделирование трёхмерного поля течения около конфигурации летательного аппарата X-43 проводилось с использованием неструктурированных тетраэдральных сеток.

Некоторые результаты численных расчётов показаны на рис. …



Рис. Поля чисел Маха



Рис. Поля температур



Рис. Поля давлений



Рис. .… Тепловые характеристики поверхности ГЛА X-43:

H = 30, α = 0, M = 10

Тепловая защита

Обеспечение тепловой защиты ГЛА аппаратов представляет очень сложную задачу. В первую очередь это относится к носовому обтекателю и кромкам крыльев. Основной метод тепловой защиты носовых обтекателей и передних кромок сводится к тому, чтобы резко уменьшая радиус затупления, одновременно снизить интегральный тепловой поток на всей поверхности острой кромки. Это позволит за счет кондуктивного теплопереноса через металлическую оболочку сбросить тепло от передней кромки. С боковой поверхности тепло переизлучается в окружающую среду. При этом учитывается, что конвективные тепловые потоки на затуплении и боковой поверхности отличаются почти на порядок. Способы тепловой защиты поверхности ГЛА можно разделить на пассивные, полуактивные и активные. К пассивным относятся все варианты охлаждения без подвода специального охладителя, например, разрушающиеся теплозащитные материалы, излучающие покрытия, теплоизоляционные покрытия с низкой температуропроводностью. К полуактивным способам относят безнасосные методы прокачки хладоагента (например, с помощью тепловых труб). Наконец, активными называют методы, когда хладоагент не только принудительно подается к нагретой поверхности, но и проникает через оболочку в пограничный слой набегающего воздушного потока (эффект вдува).

Характеристики тепловой защиты ГЛА во многом определяют облик и тактико – технические характеристики аппарата в целом. Оценки показывают, что весовая доля системы тепловой защиты соизмерима с массой полезного груза. Выбирать систему тепловой защиты необходимо при анализе всей информации о теплосиловом нагружении ГЛА, поскольку в некоторых случаях целесообразно сохранить низкую температуру силовой оболочки, а в других − можно уменьшить массу тепловой защиты и допустить нагрев этой оболочки. При этом, очевидно, станет невозможным использование легких конструкционных материалов, типа алюминиевых сплавов.

На рис. представлены различные варианты тепловой защиты представлены различные варианты тепловой защиты элементов поверхности ГЛА.

Рис. . Варианты тепловой защиты элементов поверхности гиперзвукового летательного аппарата

Серьезный интерес представляет термохимическое охлаждение элементов ГЛА, использующих в качестве охладителя компоненты топлива. При нагреве теплоносителя происходят эндотермические реакции, протекающие с поглощением значительного количества тепла и повышающие теплоемкость и хладоресурс теплоносителя. Термохимические реакции при разумной организации процесса могут существенно интенсифицировать теплообмен путем замещения части конвективного переноса тепла, требующего значительных перепадов температур охладитель − стенка, диффузионным переносом с незначительным термоэффектом. Кроме регенерации тепловых потерь, термохимические реакции способствуют улучшению реакционной способности топлива и повышению устойчивости горения. Одной из газофазных термохимических реакций, обладающих значительным тепловым эффектом и технически приемлемым уровнем температур протекания, является реакция паровой конверсии метана:

В задачу конструктора тепловой защиты входит сопоставление большего числа вариантов, что связано не только с выбором разрушаемого теплозащитного покрытия, но и с необходимостью оптимизации формы защищаемой поверхности или даже траектории спуска возвращаемого отсека. На основе накопленного опыта выработаны строгие критерии отбора, позволяющие заменить эмпирический подход целенаправленным поиском систем, наилучшим образом отвечающих заданным условиям. Это требование особенно важно для разрушающихся теплозащитных покрытий, количество которых возрастает в связи с прогрессом в области органической химии и материаловедения.

Для решения проблем теплозащиты используются установки различных типов:

− аэродинамические (газодинамические) трубы с различными подогревателями;

− ударные трубы;

− солнечные или инфракрасные печи;

− газогенераторы ( ракетные двигатели );

− центробежные стенды и т. д.

Каждая из этих установок представляет собой комплекс устройств и оборудования, как правило, единичного изготовления со сложными рабочими процессами. Вместе с тем каждая установка лишь частично моделирует требуемое сочетание таких параметров, как:

− энтальпия торможения ( скорость потока );

− состав набегающего потока;

− давление торможения (плотность потока);

− число Рейнольдса ( режима обтекания );

− число Маха ( распределение силовых нагрузок );

− продолжительность испытания;

− масштабный фактор (соотношение толщины покрытия и размеров конструкции);

− наличие поражающих факторов (эрозия , акустика и т. д .)

Так как при наземных (лабораторных) испытаниях практически не удается смоделировать все перечисленные особенности теплового и силового воздействия, то разработаны методы частичного моделирования и переноса данных наземной отработки на натурные условия.

Использованная литература.

  1. Остроух М.А. Исследование истории развития и конструкций реактивных двигателей. IX International Correspondence conference of young scientists "THEORY AND PRACTICE OF INFORMATION TECHNOLOGY FOR INDUSTRY AND TRANSPORT", 12 November, 2013, Moscow, Russia

  2. Панферов А.А. Обзор перспективных гиперзуковых средств нападения вероятного противника. Молодёжный научно-технический вестник. Электронный журнал. ФГБОУ ВПО «МГТУ им. Н.Э. Баумана». Эл No. ФС77-51038.

  3. Полежаев Ю.В., Фролов Г.А. Тепловое разрушение материалов. ИПМ НАНУ Киев, 2005

  4. Карачун В.В., Мельник В. Н., Калинина М. Ф. Гиперзвуковой прорыв: перспективы и проблемы. Космічна наука і технологія. 2013. Т. 19. No 2. С. 63–7

  5. Григорьев Н.В., Перницкий С.И. Обзор зарубежных летных исследований, выполненных в 2011 г. на экспериментальных высокоскоростных летательных аппаратах. Двенадцатая международная школа-семинар «МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ» г. Евпатория. 4-13 июня 2012 г.

  6. Фалалеев С.В. Современные проблемы создания двигателей летательных аппаратов. «Самарский государственный аэрокосмический университет» Электронное учебное пособие. г. Самара. 2012

  7. Железнякова А.Л., Суржиков С.Т., Численное моделирование гиперзвукового обтекания модели летательного аппарата X-43. www.chemphys.edu.ru/pdf/2011-02-01-030.pdf

  8. Балмина Р.В. и др., Состояние и перспективы разработки гиперзвукового вооружения. Новости зарубежной науки и техники. ЦАГИ, вып.1-2 (1821-1822) 2012 г.

Поделиться в соцсетях



Похожие:

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconЛ. М. Цапурин Относительно физической сущности сил инерции, действующих...
«врождённое свойство материи». Ясно, что силы инерции это реальные силы. Особенность действия их на материальное тело в отличии других...

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconОпределение термодинамических свойств рабочего тела
По заданным параметрам рабочего тела (показатель адиабаты и газовая постоянная ) определяем удельную теплоёмкость при постоянном...

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconЛитература предисловие к русскому изданию
Мы же всюду даем свой перевод: "превращающая в тонкое семя". Слово мдангс, кроме значения цвета, имеет в медицинских текстах еще...

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconМетодическая разработка урока по изобразительному искусству на тему:...
Хся изображению пропорций фигуры человека, а именно, при изучении темы «Человек в движении», для того, чтобы показать движения тела,...

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconРавновесие твердого тела под действием произвольной плоской системы сил
Цель задания: Изучить равновесие абсолютно твердого тела под действием плоской системы сил. Закрепить знания об основных формах условий...

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconПрограмма элективного курса при изучении механики в 10 классе «Вращательное...
...

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconУдарная волна
Ударные волны называют также сильными разрывами или скачками. Причины возникновения ударных волн в газах – полеты со сверхзвуковыми...

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconКонцепция неопределенности квантовой механики. Физиология человека....
Они образуют невидимый нами микромир, и поэтому свойства объектов этого мира совершенно не похожи на свойства объектов привычного...

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconСтатика твердого тела
Бутенин Н. В., Лунц Я. Л., Меркин Д. Р. Курс теоретической механики. Спб: Лань, 1998

При движении тела в газе со сверхзвуковой скоростью перед передней поверхностью этого тела создается головная ударная волна скачок уплотнения, разделяющий iconПромежуточная аттестация
Какой рисунок Леонардо да Винчи символизирует внутреннюю симметрию, божественную пропорцию человеческого тела?


Литература




При копировании материала укажите ссылку © 2000-2017
контакты
lit.na5bal.ru
..На главную