9. Газодинамічне моделювання надзвукового потоку в імпульсній аеродинамічній трубі

Анотація: На ДП “КБ “Південне” було введено в експлуатацію перспективну експериментальну установку  імпульсну аеродинамічну трубу. Її призначено для моделювання потоку, що набігає, під час польоту ракети на великих надзвукових і гіперзвукових швидкостях. Для вирішення актуальних проектних завдань, що стоять перед ДП “КБ “Південне”, треба було розширити діапазон досліджуваних в імпульсній трубі швидкостей на малі надзвукові числа Маха (Ма=1,5; 2; 3). У результаті проведених робіт було створено модернізовану конфігурацію імпульсної труби, яка дозволяє моделювати параметри потоку на малих надзвукових швидкостях. Близькі до натурних результати аеродинамічного експерименту, виконаного в модернізованій імпульсній трубі, можуть бути отримані, якщо є найбільш повна інформація про особливості формування в ній надзвукового потоку. Тому як основний напрям досліджень було вибрано вивчення розподілу полів чисел Маха в робочій частині модернізованої імпульсної труби на малих і великих надзвукових швидкостях. Наведені у статті результати досліджень ґрунтуються на застосуванні числових методів моделювання, а також даних, отриманих експериментальним шляхом. У результаті газодинамічного моделювання надзвукового потоку, виконаного для сопел Ма=4 і Ма=2, отримано розрахункові й експериментальні дані про характер розподілу і значення полів чисел Маха в робочій частині труби. Проведено їх порівняльний аналіз. Визначено межі області однакових швидкостей, у якій виконується умова квазістатичного надзвукового потоку, та час існування робочого режиму для вибраного типу сопла. Під час витікання потоку із сопла Ма=2 виявлено особливість у характері розподілу полів чисел Маха, пов’язану з виникненням ефекту “запирання” надзвукового потоку. Запропоновано способи усунення ефекту “запирання” потоку на малих надзвукових швидкостях.