Исследование поля течения и разработка методики испытаний в трансзвуковой аэродинамической трубе профилей крыла и моделей на флаттер

Том XXXIII

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 2

№ 1—2

УДК 533.6.071.4

629.735.33.018.4:533.6.013.42

ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЯ ТЕЧЕНИЯ И РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ИСПЫТАНИЙ В ТРАНСЗВУКОВОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ ПРОФИЛЕЙ КРЫЛА И МОДЕЛЕЙ НА ФЛАТТЕР

В. П. ВЕРХОВСКИЙ, А. И. ИВАНОВ, Н. К. МИХАЙЛОВ,

С. Э. ПАРЫШЕВ, Д. Е. СМИРНОВ

Приведены результаты экспериментальных исследований течения газа в двух рабочих частях (№ 3 и № 5) аэродинамической трубы Т-128 ЦАГИ, выполненных в рамках разработки методики новых видов испытаний, проводимых в этой трубе.

Для рабочей части № 3 разработана и реализована методика проведения испытаний моделей аэродинамических профилей (крыльев «бесконечного» размаха). Спецификой таких испытаний является необходимость отсоса пограничного слоя с боковых стенок рабочей части перед моделью. Определены оптимальные параметры системы отсоса, обеспечивающие двумерность и однородность полей течения в зоне расположения модели, и отработана технология реализации таких условий испытаний.

Для рабочей части № 5 разработаны и доведены до уровня штатных процедур две методики реализации режимов течения в аэродинамической трубе при испытаниях моделей на флаттер. По первой (традиционной) методике увеличение скоростного напора осуществляется за счет повышения числа М в рабочей части от дозвуковых (М = 0,4) до сверхзвуковых (М= 1,2) значений при постоянном давлении закачанного в контур трубы воздуха. По второй (нетрадиционной) — увеличение скоростного напора осуществляется при постоянном числе М путем повышения давления в аэродинамической трубе, причем воздух в контур трубы эжектируется из атмосферы через камеру, окружающую рабочую часть.

Наполнение контура таким способом значительно экономичнее, чем использование воздуха повышенного давления из газгольдеров.

Аэродинамическая труба Т-128 ЦАГИ [1] предназначена для испытаний крупномасштабных моделей летательных аппаратов в диапазоне чисел М от 0,15 до 1,7. Т-128 — труба замкнутого типа с четырехступенчатым компрессором и электроприводом мощностью ~ 100 МВт. Системы вакуумирования и наполнения позволяют проводить испытания в широком диапазоне значений полного давления в контуре трубы — от 20 до 400 КПа. Установка оснащена также регулируемым соплом, системой принудительного отсоса воздуха из камеры давления и имеет четыре сменные рабочие части (из пяти по проекту) с размером поперечного сечения 2,75 х 2,75 м для проведения различных видов испытаний [2] — [5]. В данной работе рассматриваются методические вопросы проведения испытаний в рабочих частях № 3 и № 5.

Рабочая часть № 3 Т-128 предназначена, главным образом, для испытаний

аэродинамических профилей (крыльев «бесконечного» размаха) и оборудована специальной системой отсоса пограничного слоя с боковых стенок перед моделью. Уменьшение толщины пограничного слоя перед моделью ослабляет его вытесняющее действие и устраняет отрывные явления, обусловленные взаимодействием пограничного слоя со скачком уплотнения. Вместе с тем, наличие в рабочей части участков с интенсивным массообменом нарушает однородность поля течения, поэтому необходимо оптимизировать количество отсасываемого воздуха для

различных чисел M и давлений р0, достаточных для эффективного устранения его влияния, не нарушая при этом равномерности поля течения в рабочей части перед моделью [4].

Рабочая часть № 5 аэродинамической трубы Т-128 предназначена для исследования аэроупругих явлений на динамически подобных моделях летательных аппаратов в широком диапазоне скоростей, включая транс- и сверхзвуковые скорости. В соответствии с этим назначением она имеет определенные особенности конструкции в части механических и прочностных характеристик. Так, имеется мощный силовой каркас, который воспринимает значительные переменные динамические нагрузки, возникающие при колебаниях моделей, и позволяет крепить модели и поддерживающие устройства в любом месте: на полу, потолке и стенках. Аэродинамическая труба Т-128 выгодно отличается от других аэродинамических труб ЦАГИ в проведении испытаний на аэроупругость, поскольку имеет большой размер рабочей части с регулируемой проницаемостью стенок и обеспечивает широкий диапазон изменения чисел М и скоростного напора q при испытаниях. Одновременное сочетание таких качеств наилучшим образом соответствует методике проведения именно аэроупругих испытаний.

Изменение чисел M в рабочей части трубы осуществляется за счет изменения числа оборотов главного привода и углов установки лопаток направляющих аппаратов компрессора.

Введение в эксплуатацию рабочих частей № 3 и № 5 потребовало решения ряда важнейших методических задач, связанных с использованием уникальных экспериментальных возможностей Т-128. Для достижения необходимой точности и достоверности результатов испытаний в аэродинамической трубе необходимо было создать новые методики их проведения, обратив особое внимание на обеспечение однородности потока в области расположения модели. Одновременно требовалось оптимизировать технологию испытаний с целью снижения их энергоемкости. Данная работа посвящена этим вопросам.

1. Методика оптимизации параметров течения в рабочей части № 3 при отсосе пограничного слоя с его боковых стенок. Длина рабочей части № 3 составляет 12 м (рис. 1). Верхняя и нижняя стенки горизонтальные; боковые стенки на начальном участке длиной 3 м

12000

параллельны, далее участок длиной 5,4 м имеет угол раскрытия боковых стенок 20'; затем рабочая часть на длине 3,6 м резко расширяется (по существу является диффузором с углом раствора ~ 5,5°); на выходе ширина рабочей части составляет 3,5 м. Рабочая часть имеет четырехстороннюю перфорацию в виде регулируемых продольных щелей. Степень проницаемости стенок Г можно изменять от 0 до 13%.

В рабочей части № 3 отсутствует уступ для автоотсоса воздуха из камеры давления. По проекту, при проведении испытаний в ней предполагалось осуществлять отсос газа из двух мест — с боковых стенок рабочей части перед профилем и из камеры давления (планировалось введение двух линий системы отсоса). Однако в проведенных экспериментах отсос осуществлялся только со стенок рабочей части. Это приводило к запиранию трубы при числе М = 0,82. Для расширения режимов работы трубы по числам M открывались люки, которые расположены в начале диффузора (верхний люк был полностью открыт, а в нижнем сделаны круглые отверстия, обеспечивающие в этой области степень проницаемости ~ 40%). Это позволило увеличить максимальное число M в рабочей части до 0,86 при наличии в ней модели.

Во время опытов измерялось полное давление ро и давление в камере, окружающей рабочую часть, ркд. При измерении этих давлений использовались частотные датчики ДВБЧУ. При исследовании полей течения проводились измерения статического давления рг- вдоль оси симметрии на верхней и нижней стенках сопла и рабочей части; на боковых стенках рабочей части измерение рг- проводилось как по оси симметрии, так и на линиях выше и ниже места расположения профиля. На оси рабочей части измерение статического давления проводилось с помощью зонда, закрепленного в координатнике, предназначенном для сканирования следа за моделью. Измерение пограничного слоя на боковых стенках проводилось гребенками, установленными в окнах на левой и правой стенках в зоне расположения модели. Для измерения статического давления использовались пневмокоммутаторы и тензометрические датчики. По измеренным давлениям вычислялись параметры потока: число Мвд и скоростной напор ц (как

функция ркд /р0), распределение чисел Мг- по стенкам сопла и рабочей части, значения ДМ = М - Мкд, коэффициенты давления ср = (р1 - рвд .

Система отсоса аэродинамической трубы Т-128. Отсос пограничного слоя с боковых стенок рабочей части перед моделью осуществлялся с помощью системы отсоса, которая представляет собой отдельный тракт со своим компрессором, воздухоохладителем и регу -лирующими элементами (рис. 2). Система отсоса предназначена для реализации максимальных режимов в рабочей части по числам M и Re путем принудительного отсоса воздуха из камеры давления и уменьшения вследствие этого потерь полного давления в тракте трубы [6]. Система отсоса может выполнять и другие функции, в частности осуществлять слив пограничного слоя с боковых стенок рабочей части № 3 перед моделью профиля, а также использоваться для вакуумирования основного тракта трубы. Управление системой отсоса осуществляется от ЭВМ и сводится к анализу состояния запорно-регулирующих элементов, контролю параметров течения, регулированию расхода газа через тракт отсоса и отключению системы в случае возникновения аварийных ситуаций. Расход отсасываемого воздуха регулируется дросселями отсоса и байпаса.

Максимальное количество отсасываемого воздуха не превышает величины 110 кг/с и определяется мощностью электродвигателя компрессора отсоса.

Максимальный коэффициент отсоса £отс зависит от числа M в трубе и давления в форкамере (£отс — отношение количества отсасываемого воздуха к количеству воздуха, протекающего через критическое сечение сопла). Например, при давлении в форкамере

Рис. 2. Система отсоса Т-128:

1 — рабочая часть; 2 — камера давления; 3 — поворотный затвор; 4 — дроссель отсоса; 5 — дроссель байпаса; 6 — антипомпажный клапан; 7 — компрессор; 8 — электродвигатель; 9 —

теплообменник;

10 — камера впуска; 11 — панель отсоса; 12 — модель

Ро = 100 КПа в диапазоне чисел М от 0,6 до 1,6 коэффициент отсоса меняется от 8 до 3%. Как показали результаты испытаний, количество отсасываемого воздуха, необходимого для слива пограничного слоя со стенок рабочей части перед моделью, соответствует 1,0 + 2,0%. Для реализации таких коэффициентов отсоса была разработана методика проведения испытаний с регулированием расхода отсасываемого воздуха за счет перепуска части воздуха через байпасную систему.

Отсос пограничного слоя осуществлялся через специальные окна, расположенные на боковых стенках перед моделью. При проведении испытаний без отсоса пограничного слоя окна закрывались гладкими заглушками, при использовании системы отсоса в них устанавливались панели, перфорированные круглыми отверстиями. Степень проницаемости этих панелей по длине была переменной и изменялась от 40 до 23% (уменьшалась вниз по потоку). На панелях отсоса имелись дренажные отверстия для измерения статического давления.

Результаты испытаний. Без отсоса профили скоростей в пограничном слое исследовались при давлении в форкамере Ро = 130 КПа и числах М = 0,4—0,83. Результаты испытаний показали, что толщина пограничного слоя на стенках рабочей части перед зоной расположения модели составляет около 80 мм, толщина вытеснения ~ 10 мм. Течение в рабочей части — симметричное (относительно вертикальной плоскости, проходящей через ось трубы); влияние чисел М и Яе на профили скоростей и интегральные характеристики пограничного слоя незначительно.

На рис. 3 при числе М = 0,8 и давлении в форкамере р0 = 130 КПа приведены характеристики пограничного слоя (профили скорости в пограничном слое, значения толщин вытеснения 5* и потери импульса 5**) в рабочей части для коэффициентов отсоса котс = 0 + 2,0%. Для этих же режимов течения на рис. 4 показано распределение коэффициента давления Ср по стенкам сопла, рабочей части и зонду. Значения Ср на всех поверхностях близки между собой, за исключением области крепления координатника на верхней и нижней стенках при х ~ 4,5 м. Без отсоса пограничного слоя (котс = 0) в зоне расположения модели (1,5 <х <2,2) поле течения достаточно однородное, средний уровень Ср составляет ~ 0,02. Следовало найти

максимальные значения коэффициентов отсоса, при которых уровень возмущений, связанных с отсосом воздуха из рабочей части, в области расположения модели еще незначителен (условно назовем эти значения котс оптимальными). Отсос воздуха приводит к торможению потока в начале рабочей части. Величина Аср и длина области торможения потока Хтор (от начала

рабочей части до сечения, где ср=0,02) зависит от количества отсасываемого воздуха (коэффициента отсоса). Для рассмотренного режима течения при коэффициенте отсоса котс = 1 и 1,5% область торможения соответственно составляет ЬТор=1,3 и 1,4 ми не достигает зоны

6**, мм 6,53 1,92

1,21

1,43

0,6 I - - - 1

0 20 40 60 80 100 ¿,мм

Рис. 3. Влияние отсоса на профиль скорости в пограничном слое на стенке рабочей части № 3

расположения модели. При дальнейшем увеличении отсоса (котс = 2%) область торможения распространяется в зону расположения модели и может привести к искажению ее

аэродинамических характеристик. Следовательно, за

-0,04

Рис. 4. Влияние отсоса на поле потока в сопле и рабочей части № 3

оптимальный коэффициент отсоса для рассмотренного режима можно принять котс = 1,5%. Далее, в рабочей части за зоной торможения имеет место течение газа, близкое к однородному, со средним уровнем ср = 0,02, которое не зависит от коэффициента отсоса. Следовательно, в

области расположения модели реализуются течения газа с числами М, близкими к числу Мкд = 0,8, при коэффициентах отсоса котс от 0 до 1,5%.

При течении газа с числами М в диапазоне от 0,4 до 0,8, с давлениями в форкамере Ро = 60, 130 и 250 КПа, определены оптимальные значения коэффициентов отсоса котс и соответствующие им положения дросселя отсоса и байпаса. Матрица полученных значений была введена в память ЭВМ, эти данные использовались при проведении испытаний с моделью. Отклонения дросселей от заданных положений не превышали 0,5%, повторяемость при многократных испытаниях характеризовалась разбросом в 0,4%.

Отсос пограничного слоя с оптимальными значениями коэффициента отсоса копт позволяет

уменьшить на 75 — 80 % толщину вытеснения пограничного слоя 5* на боковых стенках рабочей части перед моделью. В зоне расположения модели от передней до задней кромки толщина

вытеснения 5* возрастает примерно в два раза (от 2 до 4 мм). Интенсивный рост пограничного слоя за зоной отсоса неизбежен, поэтому добиваться более полного устранения пограничного слоя перед моделью представляется нерациональным.

2. Методика реализации «флаттерных» режимов течения в рабочей части № 5. Рабочая часть № 5 имеет длину 12 м (рис. 5). Верхняя и нижняя панели рабочей части параллельны оси трубы, боковые — установлены под постоянным углом к оси, равным 0,5°, и жестко закреплены. За счет раскрытия боковых панелей ширина рабочей части в выходном сечении увеличивается до 2,96 м, образуя уступ (щель) ~ 180 мм со стенками камеры смешения (примерно в два раза меньше уступа рабочей части № 1). Специфика испытаний динамически подобных моделей на флаттер такова, что приходится изготавливать их большими (с коэффициентом затенения рабочей части до 3%) не только для более точного воспроизведения геометрических обводов, но и для моделирования потребного распределения массовых и жесткостных характеристик. Часть этого затенения (1 ^ 1,5%) приходится обычно на корневой обтекатель (в случае испытания консолей), либо на стойку системы тросовой подвески полных моделей. В первом случае обтекатель находится большей частью в пограничном слое, во втором — стойка находится в нескольких метрах позади модели. Поэтому эффективное затенение на самом деле ниже, и

__________________7533

12000

Рис. 5. Схема рабочей части № 5

можно считать, что обтекание моделей воспроизводится должным образом. Тем не менее, реализация сверхзвуковых режимов течения в рабочей части с такой большой загрузкой оставалась весьма проблематичной, так как имеющийся уступ в конце рабочей части мал для осуществления вытекания воздуха из камеры давления в режиме автоотсоса. Первоначально по проекту, для предотвращения запирания трубы при исследовании моделей с площадью затенения больше 2%, предусматривалось использовать систему принудительного отсоса воздуха из камеры давления. Однако включение системы отсоса усложняет проведение испытаний и увеличивает стоимость эксперимента (на 20% от используемой мощности привода основного компрессора). Предложено и реализовано несколько технических решений, позволяющих получить сверхзвуковые течения с числами Маха до М=1,2 без использования системы принудительного отсоса воздуха.

Все панели рабочей части имеют регулируемую перфорацию в виде перекрывающихся круглых отверстий. Максимальная степень проницаемости панелей рабочей части составляет Р = 13%. Вдоль оси симметрии по всей длине верхней панели просверлены дренажные отверстия с шагом 170 мм, предназначенные для измерения статического давления. На остальных панелях дренажные отверстия имеются на расстоянии ~ 4,5 м от начала панелей, а на нижней и левой панелях, кроме этого, в конце рабочей части на расстоянии ~ 1,45 м. Методика измерения и расчета основных параметров потока, распределения чисел Мг- по стенкам сопла и рабочей части описана в первом разделе.

В рабочей части № 5 проведено несколько серий испытаний на флаттер: модели крыла, установленной на нижней панели рабочей части (общая площадь затенения механизма крепления и крыла составляла ~ 2,5%), и модели самолета на тросовой подвеске (площадь затенения этой модели с крепежной стойкой 3%).

Первые испытания модели крыла (с затенением 2,5%) показали, что при дозвуковом контуре сопла можно реализовать течение газа с числом М<0,95, при дальнейшем увеличении числа М происходит запирание трубы. Для реализации сверхзвуковых чисел М в рабочей части с этой моделью использовалось регулируемое сопло, контур которого устанавливался на число М несколько большее, чем число М рабочей части (на величину ДМ~ 0,05). На рис. 6, а

показано распределение чисел Мг- по длине сопла и рабочей части (верхняя панель) при степени проницаемости стенок ^ = 7%. В рабочей части реализуется практически однородный поток с числами М от 0,6 до 1,2, близкими к числу Мвд. Однако при такой степени проницаемости на

некоторых режимах происходили заметные вибрации модели, обусловленные акустическими и турбулентными возмущениями, вызываемыми перфорацией стенок рабочей части. Проведенное исследование течения газа в рабочей части при закрытой перфорации показало, что с «глухими» панелями реализуется хорошее поле потока только до чисел М = 0,9 (рис. 6, б). При больших числах М необходимо увеличивать степень перфорации, чтобы получить приемлемые поля потока газа в рабочей части.

В следующей серии испытаний указанной модели режимы до чисел М= 1,2 были реализованы с дозвуковым контуром регулируемого сопла за счет открытия технологической щели шириной примерно 200 мм, имеющейся между рабочей частью и камерой смешения трубы. Через указанную щель осуществлялся автоотсос воздуха из камеры давления, и не происходило запирание трубы.

На рис. 7 приведены распределения чисел М по верхней панели рабочей части для режимов течений с числами М = 0,4^1,2. Видно, что перед моделью (х«5 м) имеет место вполне удовлетворительное качество набегающего потока. При проведении этих испытаний была определена оптимальная степень проницаемости стенок рабочей части, при которой реализуется достаточно однородный поток газа в рабочей части и отсутствуют заметные вибрации модели, связанные с акустическим и турбулентным фоном перфорации. Для течений газа с числами М < 0,95 степень проницаемости панелей составляла Р = 3%, при течении газа с числом М = 0,95 появились заметная неравномерность потока и вибрации модели. Проведенное в процессе пуска увеличение степени проницаемости панелей рабочей части до Р = 5% улучшило поле течения и уменьшило степень вибрации модели до приемлемой величины. Проницаемость стенок рабочей части с Р = 5% оказалась оптимальной и при больших числах М (до М = 1,2).

Рис. 6

При испытаниях с моделью самолета на тросовой подвеске (с площадью затенения ~3%), проведенных по методике предыдущей серии, было реализовано течение газа в рабочей части с максимальным числом М=1,05, вместо 1,2, что связано с недостаточной степенью сжатия компрессора. Использование сверхзвуковой настройки направляющих аппаратов компрессора при течениях газа с числами М> 1,0 позволило реализовать с данной моделью поток в рабочей части с максимальным числом М= 1,18 (ранее сверхзвуковая настройка использовалась при получении чисел М > 1,2).

В процессе проведения испытаний созданы и реализованы две методики выхода на режимы течения, близкие к флаттерным. Согласно первой методике повышение скоростного напора в рабочей части осуществлялось за счет повышения числа М от дозвуковых до сверхзвуковых значений в диапазоне М = 0,4—1,2 с шагом ДМ = 0,05 + 0,01 при постоянном давлении в форкамере (Ро = 40, 70, 100, 120 КПа). С повышением числа М режим течения приближался к

флаттерному (М~ 0,9 + 1,0) и осуществлялась остановка трубы. При фиксированных значениях чисел М проводилось снятие (отсчет) характеристик потока и модели в течение 30—60 с. При снятии отсчета выдерживалось постоянство давления в форкамере с точностью ~ 0,4 КПа. По второй методике повышение скоростного напора осуществлялось за счет повышения давления в форкамере от р0 = 40 КПа до р0тах при постоянном числе М в рабочей части (М = 0,4 + 1,2).

Точность поддержания числа М во время пуска трубы составляла ДМ ~ 0,005.

Повышение давления в рабочей части во время пуска обычно проводилось за счет наполнения контура трубы повышенным давлением из газгольдеров, что значительно увеличивало энергоемкость и соответственно стоимость испытаний. Предложен и реализован другой, нетрадиционный и более экономичный способ повышения давления в трубе за счет организации перетекания воздуха из атмосферы в камеру давления (в которой давление меньше атмосферного) с дальнейшим его эжектированием в контур трубы. Для этого использовался имеющийся тракт для сброса пограничного слоя со стенок рабочей части № 3 в атмосферу. При испытаниях с рабочей частью № 5 течение в этом тракте осуществлялось в обратном направлении. При начальном давлении в контуре трубы, меньшем атмосферного, повышение давления в форкамере указанным выше способом целесообразно осуществлять при любых числах М в рабочей части, а при давлении 100 КПа — при числах М > 0,8, при которых имеет место заметная разница между полным Р0 и статическим рст давлением в рабочей части. Если ограничиться давлением в рабочей части, равным рст = 92 КПа (реализовано в данных испытаниях), то максимальное давление в форкамере при течениях газа с числами М = 0,8, 1,0 и 1,2 будет составлять р0тах = 140, 170 и 220 КПа соответственно (зависимость р0тах = /(М), рис. 8). Скорость наполнения трубы при этом зависит от перепада давления между камерой давления и атмосферой, а также от степени открытия дросселя наполнения. Отметим, что реализация указанных давлений в форкамере р0тах при числах М>1 возможна только при работе главного привода в режиме форсированной мощности Жку = 120 МВт.

Ль КПа

и;у=120 МВт

220 -

140 .

180 -

100

И£у=100 МВт

0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1 1,2 М

Рис. 8

На рис. 8 приведены результаты двух испытаний с наполнением контура трубы в процессе пуска из атмосферы. В первом пуске давление в форкамере рої, равное одной атмосфере, сохранялось постоянным при всех значениях чисел М потока в рабочей части от 0 до 1,2. При достижении в рабочей части числа M= 1,2 тракт, соединяющий камеру давления с атмосферой, был открыт. Перепад давления между камерой давления и атмосферой составлял ~ 60 КПа. Наполнение трубы проводилось дискретно, через 10 КПа, дроссель наполнения открывался при этом на 75—100 %. Время наполнения трубы до давления 138 КПа составило 2 мин, скорость

наполнения равнялась ~ 19 КПа/мин, расход через тракт наполнения составлял — 100 м3. Однако при такой скорости наполнения трубы на переходных режимах наблюдались изменения числа М в рабочей части на величину — 0,1.

Во втором пуске увеличение скорости потока в рабочей части проводилось до числа М = 0,9 при полностью закрытом контуре трубы. При этом с ростом числа М давление в форкамере возрастает (за счет уменьшения массы воздуха, находящегося в камере давления), достигая величины ро2 = 118 КПа при числе М = 0,9. Дальнейшее повышение давления в форкамере до 155 КПа осуществлялось эжектированием воздуха в тракт трубы из атмосферы. Дроссель тракта наполнения при этом открывался на 25—30%. Наполнение длилось 5 мин, скорость наполнения составляла — 7 КПа/мин. Статическое давление в камере давления и рабочей части в конце наполнения составляло 92 КПа. При этой скорости наполнения трубы не наблюдалось изменения чисел М в рабочей части на переходных режимах. Режим наполнения контура трубы путем эжектирования воздуха из атмосферы по времени соизмерим с наполнением трубы из газгольдеров, но значительно экономичнее по себестоимости. Так, в третьем пуске при числе М = 0,7 наполнение контура трубы осуществлялось из газгольдеров. Начальное давление в

3 тт

газгольдерах общей емкостью 25 000 м составляло 350 КПа. Скорость наполнения трубы в течение первых 5 мин составляла также — 7 КПа/мин.

Полученные результаты могут быть использованы при проведении испытаний в рабочей части № 3, также не имеющей уступа в конце рабочей части. Как уже отмечалось ранее, в этой рабочей части без принудительного отсоса воздуха из камеры давления можно получить поток газа с максимальным числом М = 0,86. Методика реализации сверхзвуковых режимов течения с числами М = 1,0^1,2 при сверхзвуковой настройке направляющих аппаратов компрессора может использоваться в других рабочих частях при испытаниях моделей с большой площадью затенения.

В результате выполненных исследований разработаны и экспериментально проверены методики, позволяющие проводить промышленные испытания в рабочих частях № 3 и № 5 АДТ Т-128.

ЛИТЕРАТУРА

1. Белорусов Ю. Н., Лапин В. В. Аэродинамическая труба Т-128 ЦАГИ//Труды

III НТК по технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах.— Изд. ЦАГИ.—

1985.

2. Белорусов Ю. Н., Бертынь В. Р., Нейланд В. М. Техника и методика испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе Т-128 ЦАГИ//Труды

IV НТК по технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах.— Изд. ЦАГИ.—

1990.

3. Белорусов Ю. Н., Бертынь В. Р., Нейланд В. М., Шлягун А. Н.

Методика эксперимента в трансзвуковой АДТ Т-128 ЦАГИ — основные этапы научной деятельности.— М.: Наука.— 1996.

4. Верховский В. П., Иванов А. И., Смирнов Д. Е. Методика оптимизации параметров течения при испытаниях двумерных моделей в аэродинамической трубе Т-128//Сб. материалов IX конференции школы-семинара ЦАГИ «Аэродинамика летательных аппаратов».— Изд. ЦАГИ.— 1998.

5. Верховский В. П., Иванов А. И., Смирнов Д. Е. Методика реализации течений с числами М = 0,4—1,2 в рабочей части № 5 АДТ Т-128//Сб. материалов X конференции школы-семинара ЦАГИ «Аэродинамика летательных аппаратов».— Изд.

ЦАГИ.— 1999.

6. Лыжин О. В., Пасова З. Г. Экспериментальное исследование расходного диффузора трансзвуковой аэродинамической трубы//Ученые записки ЦАГИ.— 1979. Т. X, №

4.