Испытание физической аэрогазодинамики, теплообмена и теплозащиты

Оглавление:

1.АЭРОФИЗИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ НА СВЕРХЗВУКОВЫХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЁТА___________________________2

2. ИССЛЕДОВАНИЕ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ В ТУРБУЛЕНТНОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ­­­____________________________________________9

3 МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ПЕРЕХОДА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ________________________12

4. ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ИОНИЗОВАННОГО УДАРНОГО СЛОЯ­_______________________________________________________18

5. МЕТОДЫ ТЕПЛОФИЗИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ______­__________22

6. МЕТОДИКА ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРЕВА

_______________________________________________________________23

7. МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОНВЕКТИВНЫХ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ_______________________________________________________31

8. МЕТОДИКА ЛЁТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ____36

9. КАРТИНКИ И ГРАФИКИ К КУРСУ _____________________________43

1.АЭРОФИЗИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ НА СВЕРХЗВУКОВЫХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЁТА

Аэрофизические исследования проводятся при экспириментах в аэродинамических трубах. Аэрофизический эксперимент в трубах является важным источником информации о внутренних процессах, происходящих в поле обтекания ЛА, позволяет детально исследовать влияние различных факторов на аэродинамические характеристики ЛА, является одним из основных методов оценки достоверности результатов теоретических исследований.

Задачей аэрофизических исследований в полёте является изучение характеристик двумерного и трехмерного пограничного слоя в различных диапазонах измерения определяющих критериев, сопротивления трения, структуры пограничного слоя, аэродинамического нагрева и т.д.;

перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентный на телах различной формы;

пульсационных характеристик турбулентного пограничного слоя;

влияния вязкости и разреженности потока на местные и интегральные аэродинамические характеристики гиперзвуковых ЛА;

физико-химических процессов в ударном слое при гиперзвуковых скоростях полёта.

Модели для аэрофизических исследований имеют, как правило, простую форму.

Аэрофизический эксперимент на ЛА основывается главным образом на тех же принципах и методах, что и при эксперименте в аэродинамической трубе. В то же время лётный эксперимент имеет ряд специфических особенностей, обусловленных воздействием на измерительную аппаратуру перегрузок, угловых скоростей и ускорений, аэродинамического нагрева, малых значений атмосферного давления, вибраций и т.д. Эти факторы необходимо учитывать при выборе метода исследований и при разработке системы измерений.

Ниже рассмотрены некоторые методы аэрофизических исследований на ЛА.

МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА ТРЕНИЯ

При аэродинамическом эксперименте используются различные методы определения местного коэффициента трения (23): метод, основанный на измерении профиля скоростей в пограничном слое; метод, основанный на измерении значения полного давления в пристеночной области пограничного слоя; тепловой метод, который базируется на определении коэффициента теплообмена пограничного слоя со стенкой с последующим переходом к местному коэффициенту трения. Эти методы являются косвенными и требуют априорных знаний некоторых характеристик пограничного слоя (тарировочных значений в случае использования пристеночных приемников полного давления (ППД), связи между коэффициентами теплообмена и трения и т.д.). поэтому их нельзя использовать в тех случаях, когда исследуемое явление плохо изучено.

Наиболее точным методом определения коэффициента трения, не требующим предварительных знаний о тех или иных характеристиках исследуемого потока, является метод непосредственного измерения силы трения, действующей на динамометрированный элемент обтекаемой газом поверхности. Этот метод широко используется в практике трубного эксперимента и может успешно использоваться при лётных исследованиях.

Ниже кратко описаны различные косвенные методы определения коэффициента трения в условиях полёта.

Для определения коэффициента трения, основанного на измерении параметров потока в пограничном слое, необходимо знать профиль скоростей и температуры Т впограничном слое. Для случая безградиентного обтекания значение местного коэффициента трения может быть определено по формуле

(1)

где - толщина импульса;

- толщина пограничного слоя;

-плотность и скорость на внешней границе слоя;

- плотность воздуха.

Для определения производной может быть использован простой метод, основанный на измерении толщины потери импульса в нескольких сечениях пограничного слоя. Для этой цели по длине исследуемого тела устанавливают несколько ППД, объединённых в «гребёнки». В сечении, где установлены ППД, измеряют также статическое давление их поверхности , которое принимается постоянным по высоте пограничного слоя.

На основании измерения полного и статистического давлений по известным соотношениям определяют число в пограничном слое. По этим данным строят профиль числа в пограничном слое, определяют толщину пограничного слоя и число на внешней границе слоя.

Для определения скорости u и плотности p потока необходимо знать распределение температуры воздуха по толщине пограничного слоя. Измерять температуру газа по толщине пограничного слоя при сверхзвуковых скоростях достаточно сложно. Поэтому в некоторых случаях считают, что температура воздуха на внешней границе пограничного слоя равна температуре торможения набегающего потока . По известным значениям и определяется скоростью газа на внешней границе пограничного слоя .

Для определения распределения температуры воздуха по толщине пограничного слоя используется интеграл Крокко , устанавливающий для случая безградиентного обтекания связь между температурой торможения на внешней границе и внутри пограничного слоя, температурой стенки и профилем скоростей :

. (2)

Входящие в выражение (2) величины , и известны. Неизвестными являются температура торможения в пограничном слое и скорость на расстоянии у от поверхности тела. Значение этих величин определяют методом последовательных приближений; в первом приближении априорно задают профиль скоростей, по нему рассчитывают значение , затем по и определяют температуру газа в пограничном слое , после чего уточняют значение / и т.д. На основании сравнения значений скорости и температуры , полученных методом последовательных приближений и численным решением уравнений пограничного слоя, установлено, что после третьего приближения они практически совпадают. Затем по распределению значений скоростей и температуры газа в пограничном слое и измеренному давлению определяют распределение плотности газа по высоте пограничного слоя, вычисляют толщину потери импульса в каждом сечении пограничного слоя по длине образующей исследуемого тела, по найденным значениям строят зависимость и в соответствии с уравнением (1) определяют коэффициент трения. Достоинством данного метода является то, что наряду с коэффициентом трения могут быть получены такие важные параметры пограничного слоя, как профили скорости, температуры, плотности по высоте и толщине пограничного слоя, толщины вытеснения, толщины потери импульса и т.д.

Способ определения коэффициента трения с помощью пристеночных микронасадков основан на измерении полного давления в пристеночной области на расстояниях, значительно меньших толщины ламинарного подслоя в турбулентном пограничном слое.

Конструктивно поверхностные ППД выполняются в виде специально заточенной тонкой ( пластины, приклеенной или приваренной к исследуемой поверхности.

Для определения коэффициента трения измеряют полное давление на высоте эффективного центра приёмника, статическое давление и температуру поверхности в месте расположения ППД. Приёмник предварительно тарируют в аэродинамической трубе в условиях полностью развитого ламинарного пограничного слоя с известными характеристиками.

Напряжение трения определяют по выражению , где эффективная скорость в ламинарном подслое может быть найдена на основе измерения полного давления, а координата эффективного центра определяется с помощью тарированной зависимости, полученной в аэродинамической трубе (42). Динамическую вязкость определяют по измеренной в полёте температуре поверхности.

Применение метода непосредственного измерения силы поверхностного трения в условиях полёта требует выполнения ряда специфических требований , которые должны быть учтены при выборе схемы того или иного измерительного устройства:

результаты измерений не должны зависеть от действия на подвижные части датчика трения инерционных сил и моментов, возникающих в реальных условиях полета (или следует учитывать это воздействие);

динамометрированная площадка датчика должна иметь одну степень свободы в заданном направлении;

перемещение площадки и зазоры между её краями и вырезом поднеё должны быть минимальными;

в датчике должны быть предусмотрены демпфирующи5е устройства для успокаивания возмущенного движения упруго закрепленных частей;

датчик дожжен сохранять работоспособность после воздействия на него больших линейных перегрузок, угловых скоростей и угловых ускорений, возникающих на активном участке полёта ЛМ;

работа датчика должна быть надёжна при малых значениях атмосферного давления и значительном аэродинамическом нагреве;

возможность получения высокого уровня выходного сигнала датчика без применения дополнительных бортовых согласующих устройств;

габаритные размеры и масса датчика должны быть минимальными допускать его установку на исследуемой ЛМ;

следует предусмотреть наиболее простые способы тарирования и контрольных проверок датчика после установки его на исследуемом объекте;

материал, толщина и шероховатость поверхности площадки должны соответствовать исследуемой поверхности;

площадка должна быть теплоизолирована от металлических частей датчика таким образом, чтобы распределение температуры по её поверхности соответствовало реальным условиям на объекте и теплота не передавалась на конструкцию датчика ЛМ;

между площадкой и полостью датчика должно быть предусмотрено устройство, исключающее прямое попадание в полость датчика нагретого воздуха через зазоры между подвижной площадкой и обшивкой объекта.

Исходя из конкретных условий эксперимента на ЛМ рекомендуется следующие измерительные схемы.

При определении силы трения на телах вращения с цилиндрической частью удобно динамометрировать часть цилиндрического отсека, являющегося обшивкой корпуса ( рис 1). Подвижная часть отсека крепится к корпусу с помощью двух тензометрированных плоских пружин.

Если удается полностью компенсировать воздействие неблагоприятных полетных факторов, система измерения регистрирует сигнал, пропорциональный силе, воздействующей на динамометрированный элемент поверхности. Осредненный по всей поверхности коэффициент трения определяют по соотношению

- сила трения, действующая на динамоментрированный отсек ; - скростной напор; - площадь боковой поверхности динамометрированного отсека.

На пассивном участке полета сила трения и инерционная сила действуют на динамометрированный отсек в противоположных направлениях. Это позволяет использовать простую измерительную систему. Соответствующим выбором жестокости пружины, массы отсека и режима полёта ЛМ удается обеспечить такие условия, при которых измерительный отсек может свободно перемещаться в пределах зазоров, не становясь при этом на передние или задние упоры. Пружины работают при этом в пределах выбранного диапазона измерений.

Преимуществом определения коэффициента трения на пассивном участке полёта является то, что эксперимент проводится в благоприятных условиях: на измерительную аппаратуру не действуют такие нежелательные факторы, как вибрация от работы разгонных двигателей, большие ускорения и т.д.

На ЛМ сложной геометрической формы используются измерители силы трения, выполненные в виде датчиков, динамометрированный элемент которых является сравнительно небольшой частью исследуемой поверхности. Измерительная система располагается внутри корпуса прибора, который , в свою очередь, крепится к элементам конструкции модели.

На подвижный элемент датчика трения в полёте действуют инерционные силы и моменты, причиной возникновения которых являются линейные и угловые ускорения. Для компенсации этих возмущений используются как механические, так и электрические системы.

Система компенсации обязательно должна включать в себя устройства, позволяющие провести в процессе обработки в лабораторных условиях балансировку для сведения к минимуму погрешностей, обусловленных воздействием на измерительную систему угловых скоростей, угловых и линейных ускорений, по всем осям.

2. ИССЛЕДОВАНИЕ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ
В ТУРБУЛЕНТНОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ

В последние годы исследователи и разработчики сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА уделяют большое внимание проблеме аэродинамического шума.

Конструктору ЛА для эффективной защиты аппарата от аэродинамического шума необходимо знать зависимости уровня и спектра частот пульсации пристеночного давления от параметров внешнего потока и пограничного слоя. Для определения этих зависимостей проводятся теоретические исследования и эксперименты в аэродинамических трубах.

Характеристики пульсаций давления зависят от различных факторов : числа М, скоростного напора, угла атаки, температуры поверхности, геометрических характеристик, тепломассообмена на поверхности и т.д. Основными характеристиками пульсаций давления являются их уровни частот и частотный спектр. На основе теоретических и экспериментальных исследований установлен ряд эмпирических зависимостей среднеквадратических уравнений пульсаций давления в турбулентном пограничном слое от аэродинамических параметров. Например, зависимость отношения среднеквадратического уровня пульсаций давления к скоростному напору на внешней границе пограничного слоя от числа на границе слоя имеющего вид:

(4)

Спектральная плотность является важнейшей характеристикой пульсаций давления. Ниже в качестве примера приведено уравнение, аппроксимирующее экспериментальные данные по спектральной плотности:

(5)

Где p(f) – спектральная плотность энергии пульсаций давления;

- толщина вытеснения пограничного слоя;

-скорость набегающего потока;

f – частота пульсаций давления.

К измерительным системам, предназначенным для регистрации пульсаций давления в условиях летного эксперимента, предъявляется ряд требований. В первую очередь эти системы должны измерять пульсации в максимально широком диапазоне частот, охватывающем полосу частот пульсаций давления в пограничном слое, функционировать при воздействии вибрационных нагрузок и высокой температуре в пограничном слое, регистрировать на борту или передавать на землю характеристики высокочастотных случайных процессов.

Одной из самых сложных является проблема измерения пульсаций давления высокотемпературного газа. Применяемые чувствительные элементы (микрофоны, пьезоэлектрические датчики , датчики мембранного типа и т.д.) могут обеспечить достоверные измерения при температурах, не превышающих 600К.

Лучшим методом измерения частотных и корреляционных характеристик поля давления является метод, при котором, чувствительный элемент датчика установлен заподлицо с внешней поверхностью ЛА; однако в условиях гиперзвукового полёта , когда температура поверхности может достигать значения свыше 1000К, требуется принудительное охлаждение датчика циркулирующим потоком жидкости.

Использование для исследования высокотемпературных потоков датчиков пульсаций давления, рассчитанных на работу в нормальных температурных условиях, возможно только в случае их установки на безопасном расстоянии от исследуемой среды. Пульсации давления из пограничного слоя передаются к датчику через соединительный канал . Этот простой метод защиты датчика от больших тепловых потоков имеет существенные недостатки. Основной из них – значительное ухудшение динамических характеристик измерительного тракта из-за появления промежуточной акустической линии. Такой способ используется для измерения пульсаций давления в пограничном слое в низкочастотной части спектра (100…5000 Гц), что вполне приемлемо, например, для исследования перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентный.

Для измерения пульсаций давления в более высокочастотной части спектра применяются устройства , в которых звуковые колебания в пограничном слое передаются к чувствительному пьезоэлементу через специальный стержень, акустический импеданс которого близок к импедансу пьезоэлемента.

Сложной проблемой является также регистрация в полёте на борту высокочастотных процессов и передачи на землю полученной информации, так как радиотелеметрическая система обычно имеет ограниченный частотный диапазон.

В условиях летного эксперимента регистрация высокочастотных сигналов датчика пульсаций давления осуществляется на бортовой магнитный накопитель.

Другим способом регистрации высокочастотных процессов является использование анализатора пульсаций давления на борту ЛМ. Для определения уровня пульсаций давления в систему измерений включают бортовой вычислитель среднеквадратического уровня давления или анализатор спектра (рис2), выходной сигнал которого передается на землю по каналу телеметрической системы.

3 МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ПЕРЕХОДА
ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ
В ТУРБУЛЕНТНЫЙ

Методы исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный основаны на существенном различии характера течения при ламинарном и турбулентном обтекании. На ЛМ применяются следующие методы исследования:

на основе измерения местного коэффициента трения; по характеру измерения профиля относительных скоростей в пограничном слое или полного давления в пристеночной области пограничного слоя;

на основе измерения уровня пульсаций давления в пристеночной области пограничного слоя или пульсаций скорости на поверхности тела; по измерению данного давления, коэффициентов теплообмена на поверхности ЛА, уровня пульсаций электронной концентрации в химически реагирующем пограничном слое.

Указанные методы (кроме последнего) отрабатывались и применяются в аэродинамических трубах и на летающих лабораториях. Их применение ЛМ имеет определённую специфику.

Определение границ области перехода по изменению местного коэффициента трения основано на том, что при одинаковых значениях параметров потока на внешней границе в турбулентном пограничном слое значение местного коэффициента трения значительно выше, чем при ламинарном режиме (рис.3)

. Путем сравнения полученных в полете экспериментальных значений с соответствующими расчетными зависимостями для ламинарного и турбулентного течений (где - число Re на внешней границе пограничного слоя ) определяют значение числа , при котором начинает резко возрастать по мере увеличения и отклоняться от зависимости , соответствующей случаю ламинарного течения. Этот момент соответствует началу перехода ламинарного слоя в турбулентный .

Преимуществом данного метода является то, что наряду с определением границ области перехода получают также экспериментальные значения коэффициента трения в переходной области течения. По характеру изменения относительного профиля скорости в пограничном слое можно изучить процесс перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный . При анализе этого процесса исследуется структура потока и физическая картина течения в переходной области.

Данный метод может применяться на больших сверхзвуковых скоростях ЛА только с использование теплостойких ППД.

Метод определения границ области перехода путем измерения полного давления в пристеночной области турбулентного пограничного слоя значительно выше, чем ламинарного.

Определение границ области перехода пограничного слоя производится на основе анализа зависимости отношения измеренного значения полного давления вблизи стенки к значению статического давления в зависимости от числа Re. На рис4 представлена характерная зависимость / = , которая реализуется в летном эксперименте при условии непрерывного изменения по времени параметров потока.

При значении числа , нже критических, экспериментальная зависимость совпадает с расчётной для ламинарного пограничного слоя . Резкое возрастание отношения / определяет начало перехода.

По мере увеличения отношение / приближается к значениям, характерным для турбулентного режима. При развитом турбулентном течении отношение / вновь начинает снижаться с ростом . Число , при котором отношение / соответствует зависимости для турбулентного пограничного слоя , принимается за число окончания перехода.

В отдельных случаях для определения перехода пограничного слоя из ламинарного режима в турбулентный используется измерение давления в области донного среза модели.

Резкое возрастание отношения донного давления к атмосферному соответствует началу перехода ламинарного слоя в турбулентный на несущей поверхности , Достижение отношением некоторого максимального значения и последующее его монотонное снижение характеризует режим полностью развитого турбулентного пограничного слоя на поверхности ЛА, непосредственно примыкающей к донному срезу. Достоинством данного метода является возможность его применения в тех случаях, когда препарирование несущей поверхности ЛА невозможно или крайне затруднительно.

Метод определения момента и границ перехода пограничного слоя ,основанный на измерении пульсаций давления, является одним из самых точных, так как пульсации давления являются прямым следствием возникновения турбулентности потока. В турбулентном пограничном слое сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА полоса частот пульсаций давления находится в пределах от 100 до 500 000 Гц, а уровень пульсаций достигает 150 дБ. В ламинарном пограничном слое пульсации давления практически отсутствуют. При переходе пограничного слоя из ламинарного в турбулентный происходит резкое увеличение уровня пульсаций давления. Определение границ области перехода пограничного слоя данным способом сводится к регистрации момента начала и окончания перестроения ламинарного слоя в турбулентное в сечении ЛА , где установлен приёмник пульсаций давления, т.е. на фиксированной характерной длине. В этом случае условия перехода определяются в основном параметрами набегающего потока- плотностью воздуха и скоростью ЛА. Отсюда возникает требования к организации летного эксперимента, главным из которых является возможность изменения в широком диапазоне значений числа Re, охватывающем ламинарный, переходной и турбулентный режим течения.

Эти условия создаются в реальном полете путём разгона и последующего торможения ЛА.

Для полёта ЛА с торможением (на снижении) начало перехода ламинарного слоя в турбулентный характеризуется резким возрастанием среднеквадратического уровня пульсаций давления . Протяженность переходной области течения в пограничном слое ограничивается моментами времени начала резкого возрастания пульсаций давления до зависимости , соответствующей развитому турбулентному пограничному профилю (рис5) .

Для исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный используется также метод, основанный на регистрации пульсаций электрического тока в цепи электрического зонда. В ионизированном ламинарном пограничном слое флюктуация концентрации электронов незначительна. Появление турбулентности в пограничном слое является причиной возникновения пульсаций параметров газа, в том числе температуры и электронной концентрации .

Известно , что сила тока в цепи электрического зонда зависит от характеристик пограничного слоя, плотности газа, конструкции зонда, места его установки и т.д. Для пристеночного зонда сила тока насыщения связанна с градиентом концентрации заряженных частиц и параметрами пограничного слоя следующей зависимостью:

e – заряд электрона; - соответственно плотность и скорость газа на внешней границе пограничного слоя; - постоянная Чепмена-Рубезина;

- относительная плотность положительных ионов; ;

- число Re на внешней границе пограничного слоя; - масса иона; Sc= - число Шмидта; х – расстояние от носка вдоль образующей тело; у – расстояние по нормали к поверхности ; р- плотность газа в пограничном слое; -динамическая вязкость газа на внешней границе пограничного слоя; - динамическая вязкость газа в пограничном слое.

Возникновение турбулентности в пограничном слое приводит к периодическому изменению градиентов концентрации ионов в слое газа, непосредственно примыкающем к электродам пристеночного зонда, и следовательно, пульсациями ионного тока в цепи электрического зонда. Резкое повышение переменной составляющей тока Ii электрического зонда соответствует началу перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, а уменьшение значения Ii свидетельствует об обратном переходе.

Выражения для компонент вектора турбулентного касательного напряжения и турбулентного потока теплоты q имеют следующий вид:

Где p ; p - соответственно перенос количества движения и перенос теплоты, возникающие из-за наличия турбулентных пульсаций; , - соответственно турбулентная вязкость и теплопроводность; , -градиенты скорости и энтальпии по высоте пограничного слоя.

Регистрация в полёте уровня пульсаций турбулентного касательного напряжения и значений турбулентного теплового потока может дать информацию о начале перехода и протяженности переходной области течений в пограничном слое.

Наиболее распространённым методом измерения уровня и спектра турбулентности потока является термоанемометрический метод. Определение профилей уровня пульсаций по высоте пограничного слоя позволяет зафиксировать начало турбулизации пограничного слоя, наблюдать процесс распространения турбулентности по всей его толщине.

Характерной особенностью работы термоанемометрических датчиков в условиях сверхзвукового или гиперзвукового полёта является большой нагрев их чувствительных элементов и большой уровень давления скоростного напора. Это требует специальной конструкции датчиков, применения мер защиты чувствительных элементов при прохождении ЛА зон повышенных скоростных напоров и температуры газа. В качестве мер защиты чувствительных элементов применяются соответствующие механизмы выведения термоанемометрической аппаратуры в пограничный слой после прохождения участков траектории полёта с неблагоприятными для измерительной аппаратуры условиями.

4. ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ИОНИЗОВАННОГО УДАРНОГО СЛОЯ

Для исследования характеристик ионизованного потока используются различные методы.

С помощью спектрального метода получают важную информацию о свойствах пристеночной плазмы, а именно спектрального состава излучения, на основе которого определяется химический состав газа, концентрация заряженных частиц и электронная температура. Метод зондирования плазменных образований радиоволнами дает возможность измерить или по крайней мере оценить концентрацию электронов. В настоящее время разработана методика и создана соответствующая измерительная аппаратура для исследования плазменных образований в лабораторных условиях (12). Однако указанные выше методы позволяют в основном получить интегральные характеристики ионизованного плазменного слоя и не дают распределения параметров по его толщине. Кроме того, использование спектроскопических средств в лётных условиях представляет значительные трудности.

Электрический зонд как средство диагностики плазменных образований дает возможность определить локальные значения концентрации и температуры электронов в заданной точке ионизованного потока с разрешающей способностью, определяемой размерами чувствительногоэлемента зонда. По измеренным локальным значениям находят распределение концентрации и температуры электронов по толщине ударного слоя.

Суть зондового метода заключается в измерении силы тока заряженных частиц на малом электроде, имеющем некоторый потенциал относительно плазмы. Зависимость силы тока от потенциала электрода называется зондовой характеристикой. По зондовой характеристике определяют основные параметры плазмы – температуру и концентрацию заряженных частиц, а также потенциал плазмы.

К достоинствам зондового метода отнести простоту измерений и использование несложной измерительной аппаратуры. Недостатком метода является возможность возмущения плазмы зондом, которое приводит к изменению функции распределения и потенциала пространства в некоторой области вокруг зонда. Одно из допущений зондовой теории заключается в том, что эти электростатические возмущения в основном локализуются вблизи зонда, поэтому он мало влияет на состояние окружающей плазмы. Локализация обусловлена тем, что в достаточно плотной плазме зонд окружён слоем заряженных частиц, которые экранируют его от остального объекта. Основная задача зондовой теории заключается в нахождении связи между силой тока, протекающей в зонде, и параметрами плазмы.

Если используется простой одиночный зонд, для определения концентрации и температуры электронов измеряют силу тока, идущего на электрод, погруженный в плазму, при различных значениях подаваемого на него напряжения, т.е. находят зондовую характеристику.

В схеме двойного зонда к двум датчикам-зондам, помещенным в плазму, приложена разность потенциалов. В этом случае зондовая характеристика имеет симметрический характер относительно начала координат.

Общее выражение для силы тока, идущего на зонд, в области значительного изменения зондовой характеристики при максвелловском распределении электронов по энергиям имеет следующий вид:

(8)

где - ионная составляющая силы тока; - сила электрического тока в отсутствии задерживающего поля; U – задерживающая разность потенциалов; k – постоянная Больцмана; Т - температура электронов.

Принимая во внимание, что ( - электронная составляющая силы тока), и прологарифмировав выражение (8), получим уравнение

, (9)

которое используется в общем случае для определения .

Для интерпретации зондовых измерений используется такой способ графического изображения зондовой характеристики, при котором логарифм выражения для силы электронного тока представляют в зависимости от U.

Таким образом, величина e/(kT ) представляет собой угол наклона зондовой характеристики в полулогарифмическом масштабе. Отсюда легко получить значение электронной температуры.

При отрицательном относительно окружающего газа потенциале зонда сила электронного тока на зонде определяется следующей зависимостью:

exp (- ) , (10)

где - концентрация электронов; S – площадь собирающей поверхности зонда; - масса электрона.

Из этого выражения определяют значение концентрации электронов в исследуемом газе.

При использовании метода получения зондовой характеристики с помощью одиночного зонда Лэнгмюра требуется, чтобы потенциал зонда менялся по времени. Это накладывает определенные ограничения на измерения характеристик быстро меняющейся плазмы, что имеет место при неустановившихся режимах полета гиперзвуковых ЛА.

Электрический зонд используется также для определения только электронной концентрации. В этом случае он работает в режиме насыщения зондового тока при постоянном значении приложенного к нему напряжения. Такой режим реализуется, например, если зонд находится под безразмерным потенциалом , где .

По значению тока насыщения определяют концентрацию ионов или электронов ( .

В общем случае выбор способа определения из вольтамперной характеристики (6) обусловлен рядом основных параметров зондовой системы:

Числом Дебая , отношением - радиус зондового электрода), числом Кнудсена для ионов - средняя длина свободного пробега ионов), числом для потока ионов, отношением температуры электронов к температуре ионов .

По траектории полёта модели гиперзвукового ЛА параметры ионизованного газа изменяются в очень широких пределах, что , в свою очередь, приводит к изменению условий обтекания электрического зонда. Для цилиндрического зонда диаметром 1 мм датчик находится в режиме свободномолекулярного обтекания на высоте 80 …90 км ( . На высотах 70 … 50 км реализуется переходный режим ( ), а на высоте менее км – диффузионный режим ( ). При свободномолекулярном обтекании концентрация электронов определяется из выражения (10). В диапазоне высот полёта Н= 70 … 50 км необходимо использовать теорию переходного режима (49) На высотах менее 50 км электрических зонд диаметром 1 мм работает в диффузионном режиме. В настоящее время для этого режима не существует строгой теории, и для обработки результатов зондовых измерений необходимо произвести калибровку зонда в гиперзвуковой аэродинамической трубе.

Концентрация электрических зондов, предназначенных для работы в условиях гиперзвукового полёта модели, должно быть достаточно прочной, а материалы, из которых она изготовлена, должны обладать высокими теплоизоляционными свойствами, так как температура газа в ударном слое достигает нескольких тысяч градусов. Кроме того, в этих условиях материалы должны сохранять свои электроизоляционные свойства. При изготовлении датчиков электрических зондов применяют, например, вольфрам с противоокислительными покрытиями из кварца, нитрида бора, окиси бериллия и других металлокерамических материалов. Конструктивно электрические зонды выполняются в виде отдельных датчиков либо объединяются в гребёнки для измерения профиля концентрации электронов. Для измерения концентрации электронов или градиентов электронной концентрации в слое, непосредственно примыкающим к поверхности ЛА, используются пристеночные плоские или выступающие над поверхностью зонды.

При входе ЛА а атмосферу значения силы тока в цепи электрического зонда изменяются на несколько порядков от 5 до 1 10 А.

Согласующее устройство в этом случае должно обеспечить измерения в широком диапазоне с достаточной точностью. Это осуществляется путем разделения полного диапазона измерений на несколько поддиапазонов и выбором соответствующих коэффициентов усиления каждого поддиапазона согласующего устройства. Для получения достаточно полного профиля электронной концентрации по толщине ионизованного слоя согласующее устройство должно быть многоканальным и позволять регистрировать быстроменяющиеся процессы, обусловленные нестационарностью движения исследуемых объектов.

Для учета нестабильности характеристики усилительного канала при изменении окружающих условий в согласующее устройство вводят устройства калибровки тракта и стабилизации напряжения питания зондов.