Лаб. 5. Гиперзвуковых технологий

 Лаборатория «Гиперзвуковых технологий» создана в 2001 году на базе научно-исследовательского сектора № 21 (НИС-21 ИТПМ СО РАН). Основателем и первым руководителем лаборатории стал Валерий Иванович Звегинцев (на тот момент к.т.н., с.н.с., руководитель НИС-21).

В период с 1995 по 2000 гг. коллектив НИС-21 во главе с В.И. Звегинцевым активно занимался созданием гиперзвуковой аэродинамической трубы адиабатического сжатия АТ-303. Ввод в эксплуатацию АТ-303 ИТПМ СО РАН в 2000 году и принятие шефства над ней коллектива НИС-21 послужило основанием к образованию лаборатории, которая получила название «Лаборатория гиперзвуковых технологий» и порядковый номер в реестре института № 5.

В 2006 году руководство лабораторией принял д.ф.-м.н. Александр Николаевич Шиплюк.

В настоящее время, общая численность сотрудников лаборатории составляет 27 человек, из них 15 научных сотрудников:

  • членов-корреспондентов РАН – 1,
  • докторов наук – 2,
  • кандидатов наук – 9;
  • 12 инженерно-технических и вспомогательных работников.

 

 
Шиплюк Александр Николаевич
заведующий лабораторией, чл.-корр. РАН, д.ф.-м.н.
заведующий лабораторией: чл.-корр. РАН, д.ф.-м.н. Шиплюк Александр Николаевич
тел.: (383) 330-24-64
e-mail: shiplyuk [at] itam.nsc.ru
Направления научных исследований

1. Экспериментальные исследования аэротермодинамики гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) 

  • Определение аэродинамических характеристики перспективных ГЛА. 
  • Исследование влияния числа Re на аэродинамику ГЛА. 
  • Испытания комбинаций ГЛА с ГПВРД. 
  • Испытания ГЛА с моделированием работы ГПВРД.
Испытания ГЛА «ИГЛА» с имитацией работы силовой установки
 
Теневые картины обтекания моделей Hyperbolid Flare (HF) при М = 15.
а – HF с короткой «юбкой», б – HF с длинной «юбкой»; 1 – головная УВ, 2 – УВ от излома поверхности модели, 3 – отрывной скачок уплотнения, 4 – контактный разрыв, 5 – волна разрежения.
 

2. Моделирование рабочих процессов гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД)

  • Разработка перспективных схем ГПВРД. 
  • Испытания ГПВРД в гиперзвуковом диапазоне скоростей. 
  • Исследование взаимодействия воздухозаборника и камеры сгорания ГПВРД. 
  • Исследование перспектив применения детонационного горения для ГПВРД.
  • Исследование процессов горения твердых топлив в камерах сгорания ГПВРД.
Испытания модели ПВРД с подводом горючего, М = 8

 

3. Разработка пневмоимпульсных технологий для промышленных приме-нений

  • Разработка принципов конструирования генераторов импульсных газовых струй. 
  • Исследование динамики образования и распространения ударных волн и нестационарных газовых струй. 
  • Исследование характеристик поведения различных материалов в усло¬виях импульсного нагружения. 
  • Отработка технологических процессов с использованием импульсных газовых струй. 
Система для пневмоимпульсной очистки бункера.
1 – компрессор, 2 – запорный вентиль, 3 – влагомаслоотделитель,  4 – вентиль слива конденсата, 5 – ресивер, 6 – манометр, 7 – вентиль аварийной остановки системы, 8 – коллектор, 9 – вентили включения пневмоимпульсных генераторов, 10 – бункер, 11 – пневмоимпульсные генераторы, 12 – контроль давления в сети, 13 – разводка воздуха.
 
Пневмогенератор «Ёрш»
Схема очистки трубопровода при помощи 
пневмогенератора

4. Создание новых гиперзвуковых аэродинамических установок кратковременного действия и их элементов. 

Эскизный проект источника рабочего газа новой аэродинамической установки АТ-304
 

5. Прикладные исследования аэротермодинамики воздушно-космических систем, спутников, возвращаемых аппаратов

Исследование аэродинамики модели возвращаемого аэрокосмического демонстратора ARES, М = 10–18
 
Исследование суммарных аэродинамических характеристик возвращаемого баллистического аппарата EXPERT, М = 10–18
Важнейшие результаты

В экспериментах по моделированию полета малогабаритного летательного аппарата в аэродинамической трубе достигнуто снижение его аэродинамического сопротивления на 80% за счет работы встроенной прямоточной силовой установки на твердом топливе газогенераторного типа. Коэффициент сопротивления модели летательного аппарата уменьшился с 0,119 до 0,022.

Модель малогабаритного летательного аппарата Сравнение сопротивления модели с работающей и неработающей силовой установкой

Предложена методика построения секторного сверхзвукового воздухозаборника изоэнтропического сжатия, которая базируется на обратимости течения сверхзвукового изоэнтропического потока в кольцевом сопле с заданными параметрами на входе и на выходе. На основе рассмотренного подхода спроектированы сверхзвуковые секторные и кольцевые воздухозаборники изоэнтропического сжатия. Численно показана возможность реализации обращенного течения в таких воздухозаборниках.

Фотографии обтекания одного из секторов воздухозаборника в закрытом (левая фотография) и в открытом (правая фотография) положении

Совместно с Институтом химической физики им. Н.Н. Семенова РАН выполнены испытания прямоточного двигателя с непрерывным детонационным горением водорода в гиперзвуковом потоке. Экспериментально продемонстрирована возможность организации устойчивого детонационного горения водорода в сверхзвуковом воздушном потоке. Впервые получена абсолютная положительная тяга для такого рода двигателей.

Испытания модели детонационного ПВРД в АТ-303, М = 5,7
(схема ДПВРД, установка в трубе, пример записей аэродинамических сил без горения (штриховая кривая) и с детонационным горением (сплошная кривая).
 
Публикации
  1. Kharitonov A.M., Adamov N.P., Chirkashenko V.F., Mazhul I.I., Shpak S.I., Shiplyuk A.N., Vasenyov L.G., Zvegintsev V.I., Muylaert J.M. Aerothermodynamics of expert ballistic vehicle at hypersonic speeds // Progress in Flight Physics. 2012. Vol. 3. P. 277–294. Section Chapter Three. High Enthalpy Flows. DOI http://dx.doi.org/10.1051/eucass/201203277. Publ. online 29 January 2013.
  2. Lukashevich S.V., Maslov A.A., Shiplyuk A.N., Fedorov A.V., Soudakov V.G. Stabilization of high-speed boundary layer using porous coatings of various thicknesses // AIAA J. 2012. Vol. 50, No. 9. P. 1897–1904.
  3. Shiplyuk A.N. Growth and breakdown of wave packets in a high-speed boundary layer // Journal of Fluid Mechanics. 2016. Vol. 806. P. 1–4.
  4. Lee W.J., Chiang K.N., Lebiga V.A., Fomin V.M. Interfacial topography and properties of graphene sheets on different reconstructed silicon surfaces // Carbon. 2016. Vol. 96. P. 29–39. 
  5. Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M. Wind tunnel tests of a hydrogen-fueled detonation ramjet model at approach air stream Mach numbers from 4 to 8 // International Journal of Hydrogen Energy. 2017. Vol. 42, No. 40. P. 25401–25413. DOI: 10.1016/j.ijhydene.2017.08.062. 
  6. Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M., Shiplyuk A.N., Yakovlev N.N. Hydrogen-fueled detonation ramjet model: Wind tunnel tests at approach air stream Mach number 5.7 and stagnation temperature 1500 K // International Journal of Hydrogen Energy. –2018. Vol. 42, No. 40. P. 1–10. https://doi.org/10.1016/j.ijhydene.2018.02.187
  7. Lukashevich S.V., Morozov S.O., Shiplyuk A.N. Passive porous coating effect on a hypersonic boundary layer on a sharp cone at small angle of attack // Experiments in Fluids. 2018. Vol. 59, Iss. 8. Art. No.130. 11 p. [https://doi.org/10.1007/s00348-018-2585-1] 
  8. Zarko V., Perov V., Kiskin A., Nalivaichenko D. Microwave resonator method for measuring transient mass gasification rate of condensed systems // Acta Astronautica. 2019. Vol. 158. P. 272-276. 
  9. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2019.03.028.
  10. Miau J.J., Leu T.S., Yu J.M., Tu J.K., Wang C.T., Lebiga V.A., Mironov D.C., Pak A.Yu., Zinovyev V.A., Chung K.M. Mems thermal film sensors for unsteady flow measurement // Sensors and Actuators A: Physical. 2015. Vol. 235. P. 1–13. DOI: 10.1016/j.sna.2015.09.030
 
Технологические разработки и экспериментальная база
Гиперзвуковые аэродинамические трубы кратковременного действия

Аэродинамическая труба адиабатического сжатия АТ-303

Гиперзвуковая аэродинамическая труба адиабатического сжатия АТ-303 предназначена для исследования фундаментальных и прикладных проблем, связанных с обеспечением продолжительного полета перспективных летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями в плотных слоях атмосферы.

Основные параметры:

  • размеры рабочей части (камеры Эйфеля): 2,5 x 1,75 x 1,4 м
  • профилированные осесимметричные сопла с диаметром выхода 410 мм
  • числа Маха набегающего потока: 6 – 8, 8 – 14, 14 – 20
  • давление в форкамере: до 3000 атм
  • температура в форкамере: до 2500 К
  • числа Рейнольдса: 106–108 по диаметру среза сопла
  • время рабочего режима: 0,04–0,2 с

Импульсная аэродинамическая труба “Транзит-М”

«Транзит-М» – простая и удобная в эксплуатации импульсная аэродинамическая труба. Благодаря простоте конструкции и высокому качеству реализуемых потоков является надежным инструментом в решении широкого круга фундаментальных и прикладных задач высокоскоростной аэрогазодинамики. 

В силу сравнительной безопасности, простоты и дешевизны, установка активно используется в научном и учебном процессах. На установке выполнено большое количество фундаментальных и прикладных работ, которые послужили основой диссертаций, дипломов и курсовых работ.

Установка обеспечивает широкий диапазон рабочих параметров:

  • давление в форкамере – до 200 атм.
  • температура в форкамере – до 800 К
  • воспроизведение натурных или близких к ним значений числа Рейнольдса (Red = 2 106–2∙108 при М = 4, Red = 7∙106–107 при М = 8)
  • большая продолжительность времени рабочего режима (t = 100–600 мс), достаточная для получения установившегося течения
  • большой диапазон чисел Маха М = 4–8, который реализуется за счет применения набора профилированных сопел диаметром 300 мм
  • может быть использована как источник высокоэнтальпийного газа в конфигурации с присоединенным воздухопроводом для испытаний камер сгорания ВРД

МАУ (Малая аэродинамическая установка)

Изготовлено 8 таких установок, которые поставлены в научные центры: США – 2 шт., Китай -1 шт., Ю. Корея – 1 шт., Россия – 4 шт.)

Установка обеспечивает широкий диапазон рабочих параметров:

  • давление в форкамере – до 150 атм;
  • температура в форкамере – до 1000 К;
  • большая продолжительность времени рабочего режима (t = 500–3000 мс);
  • большой диапазон чисел Маха М = 2–7, который реализуется за счет применения набора профилированных сопел диаметром 100 мм;
  • может быть использована как источник высокоэнтальпийного газа в конфигурации с присоединенным воздухопроводом для испытаний камер сгорания ВРД.
 
Достижения и награды
1999
Шиплюк А.Н. Премия имени академика В.В. Струминского за работы в области аэродинамики среди молодых ученых СО РАН.
 
2010
Наливайченко Д.Г. Занесение на доску почёта г. Новосибирска «За плодотворную профессиональную и творческую деятельность на благо города».
 
2011
Наливайченко Д.Г. Стипендия организаций оборонно-промышленного комплекса Российской Федерации (2011-2013).
 
2014
Мельников А.Ю. Стипендия Правительства РФ для студентов образовательных организаций высшего образования и аспирантов очной формы обучения на 2014 / 2015 учебный год.
 
2015
Звегинцев В.И. Премия имени профессора Н.Е. Жуковского второй степени.
 
Контакты

ШИПЛЮК Александр Николаевич

директор Института, заведующий лабораторией № 5 

член-корреспондент РАН, доктор физико-математических наук

тел. (383) 330-24-64, факс (383) 330-72-68

Эл. почта: shiplyuk@itam.nsc.ru