|
ИСТИНА |
Войти в систему Регистрация |
ИПМех РАН |
||
Экспериментальное исследование параметров термогазодинамики в пограничном слое сжимаемого газаНИР
Experimental research of thermal gas dynamics parameters in compressible fluid flow boundary layer
- Руководитель НИР: Попович С.С.
- Подразделение: 108 Лаборатория аэродинамики больших скоростей и термогазодинамики
- Срок исполнения: 1 января 2018 г. - 31 декабря 2020 г.
- Номер договора (контракта, соглашения): СП-631.2018.1
- Тип: Фундаментальная
- Приоритетное направление научных исследований: Газовая динамика и теплообмен.
- ПН России: Энергоэффективность, энергосбережение, ядерная энергетика
- Направление технологического прорыва России: Энергоэффективность и энергосбережение
- Критическая технология России: Технологии создания энергосберегающих систем транспортировки, распределения и использования энергии
-
Рубрики ГРНТИ:
- 30.17.31 Пограничный слой
- 30.17.33 Газовая динамика
- 30.17.35 Тепломассоперенос
-
Ключевые слова:
сверхзвуковой поток, восстановление температуры, зондовые измерения, теплоизолированная стенка, адиабатная температура стенки, температура торможения, турбулентный пограничный слой, число маха
turbulent boundary layer, adiabatic wall temperature, temperature recovery, supersonic flow, stagnation temperature, probe measurements, heat insulated wall, mach number -
Описание:
Проект направлен на проведение детальных экспериментальных исследований параметров термогазодинамики в пограничном слое сверхзвукового потока сжимаемого газа на теплоизолированной гладкой стенке без вносимых возмущений, а также при наличии воздействия в виде отрывного течения за ребром. Эффект перераспределения температуры торможения в пограничном слое сжимаемого газа вследствие вязкой диссипации газа в пограничном слое играет важное значение в задачах расчета аэродинамического нагрева поверхности, объяснении эффекта аэродинамического охлаждения в следе за плохо обтекаемыми телами, эффекта газодинамической температурной стратификации и некоторых других.
-
Abstract:
The project is aimed at carrying out detailed experimental studies of the parameters of thermogasdynamics in the boundary layer of a supersonic flow of a compressible gas on a heat-insulated smooth wall without introducing perturbations, and also in the presence of an impact in the form of a detached flow beyond the edge. The effect of redistribution of the temperature of inhibition in the boundary layer of a compressible gas as a result of viscous dissipation of gas in the boundary layer plays an important role in the problems of calculating aerodynamic surface heating, explaining the effect of aerodynamic cooling in the wake of poorly streamlined bodies, the effect of gas-dynamic temperature stratification, and some others.
-
Планируемые результаты:
Отработка методики зондовых измерений параметров термогазодинамики в пограничном слое сжимаемого газа. Проведение исследования на гладкой стенке без вносимых возмущений в поток.
-
Научный задел:
Методы исследования базируются на максимальном использовании бесконтактных средств термометрии, высокоскоростной системы обработки и сбора информации на базе многофункциональных модулей фирмы National Instruments и специализированных программ, написанных в программной среде Labview. Созданный с участием автора экспериментальный стенд для исследования теплообмена в сверхзвуковых течениях оснащен указанными системами и позволяет варьировать в широком диапазоне режимные параметры потока. Стенд оборудован плоским регулируемым сверхзвуковым соплом, позволяющим в процессе эксперимента изменять число Маха набегающего потока в диапазоне 2.0-3.0. При этом производительность питающего компрессора соответствует расходу воздуха через аэродинамическую установку, что позволяет проводить длительные эксперименты (от получаса и более), что важно при проведении тепловых измерений. Стенд оснащен инфракрасным иллюминатором ZnSe, использование которого совместно с инфракрасной камерой ThermaCAM SC3000 позволяет получать тепловые картины обтекаемых поверхностей с широким пространственным разрешением. На боковых стенках рабочей части установки смонтированы иллюминаторы из оптического стекла, что позволяет использовать теневой Шлирен-метод для визуализации картины течения. Использование автоматических систем позиционирования измерительных зондов (температуры, давления), а также средств бесконтактной термометрии позволяют фиксировать с высокой точностью и хорошим пространственным разрешением тепловые и динамические параметры потока. Универсальная измерительная база и наличие собственного станочного парка (фрезерный и токарный станки с ЧПУ) дает возможность оперативно модернизировать стенд и самостоятельно изготавливать модели с использованием предварительного трехмерного твердотельного моделирования.
- Добавил в систему: Попович Сергей Станиславович
Источник финансирования НИР
| грант Президента РФ |
Этапы НИР
| # | Сроки | Название |
| 1 | 1 января 2018 г.-31 декабря 2018 г. | Экспериментальное исследование параметров термогазодинамики в пограничном слое сжимаемого газа |
| Результаты этапа: Были сконструированы и изготовлены зонды для совместного измерения параметров термогазодинамики (давления и температуры) в сверхзвуковом потоке сжимаемого газа. Изготовлен оригинальный цилиндрический зонд для ИК - измерений температуры в потоке газа. Зонды через шаговый двигатель были подключены к управляющему блоку, программируемому в среде LabView, что позволяет автоматически производить перемещения зондов в поперечном направлении к потоку по всему пограничному слою. Сконструирована и изготовлена модель теплоизолированной стенки с дренажом для подключения датчиков давления с запрессованными термопарами и посадочными местами для закрепления зондов. Были модифицированы (из ранее созданных) программы автоматизации эксперимента в среде LabView. Работа зондов и датчиков была апробирована при исследовании течения сверхзвукового потока на гладкой стенке без вносимых возмущений в поток. Исполнитель проекта принял участие в следующих конференциях с опубликованием тезисов: Ломоносовские чтения, Всероссийская конференция молодых учёных-механиков YSM-2018, XXIII международная конференция «Нелинейные задачи теории гидродинамической устойчивости и турбулентность», Фундаментальные основы баллистического проектирования: VI Всероссийская научно-техническая конференция, XI Всероссийская конференция молодых ученых и специалистов «Будущее машиностроения России». | ||
| 2 | 1 января 2019 г.-31 декабря 2019 г. | Экспериментальное исследование параметров термогазодинамики в пограничном слое сжимаемого газа |
| Результаты этапа: В результате проведенных работ была отработана методика измерения температуры торможения в потоке сжимаемого газа с помощью традиционных зондов с термопарой и с помощью тепловизионных измерений в передней критической точке поперечно обтекаемого цилиндра. Варьировались режимные параметры потока: число Маха набегающего потока изменялось с помощью поджатия критического сечения сопла и составило 2.0, 2.5 и 3.0. Было проведено экспериментальное исследование параметров термогазодинамики (распределение статического давления на нижней и верхней стенках рабочей части аэродинамической установки, распределение адиабатной температуры стенки по длине модели) при течении сверхзвукового потока на гладкой стенке без вносимых возмущений в поток. Был произведен анализ массива полученных экспериментальных данных. Было сделано 3 доклада на российских конференциях с опубликованием статьи в рецензируемом издании: XII Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики, XXII Школа-семинар молодых ученых и специалистов под руководством акад. РАН А.И. Леонтьева "Проблемы газодинамики и тепломассообмена в энергетических установках" и XIX Всероссийская школа-семинар "Современные проблемы аэрогидродинамики". | ||
| 3 | 1 января 2020 г.-31 декабря 2020 г. | Экспериментальное исследование параметров термогазодинамики в пограничном слое сжимаемого газа |
| Результаты этапа: Проведено экспериментальное исследование параметров термогазодинамики (распределение статического давления, адиабатной температуры стенки, коэффициентов восстановления температуры и теплоотдачи по длине модели) при течении сверхзвукового потока в следе за ребром. Исследование проводилось на нестационарном режиме в процессе запуска аэродинамической установки до выхода на равновесный тепловой режим. Число Маха набегающего потока составило 2.2 и 2.45, критерий Рейнольдса по длине динамического пограничного слоя – не менее 2·10^7 на срезе сопла. Высота ребра варьировалась от 2 до 12 мм при толщине пограничного слоя на срезе сопла около 6 мм. Получены значения адиабатной температуры стенки и интенсификации теплоотдачи при течении за ребром в сравнении с режимом безотрывного обтекания гладкой стенки. Произведен анализ массива полученных экспериментальных данных. Было сделано 3 доклада на российских конференциях и конференциях с международным участием с опубликованием статьи в рецензируемом издании: Всероссийская конференция молодых учёных-механиков YSM-2020, Современные проблемы теплофизики и энергетики - 2020, Ломоносовские чтения. | ||
Прикрепленные к НИР результаты
Для прикрепления результата сначала выберете тип результата (статьи, книги, ...). После чего введите несколько символов в поле поиска прикрепляемого результата, затем выберете один из предложенных и нажмите кнопку "Добавить".