Способ исследования состояния течения в пограничном слое



Способ исследования состояния течения в пограничном слое
Способ исследования состояния течения в пограничном слое
Способ исследования состояния течения в пограничном слое
Способ исследования состояния течения в пограничном слое

 


Владельцы патента RU 2562276:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах. Пограничный слой на обтекаемых аэродинамических поверхностях может иметь ламинарное или турбулентное состояние. Способ включает освещение исследуемого течения над обтекаемой поверхностью поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора, при этом ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя. Технический результат заключается в повышении точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное. 4 ил.

 

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах.

Пограничный слой на обтекаемых аэродинамических поверхностях может иметь ламинарное или турбулентное состояние. Состояние течения в пограничном слое оказывает значительное влияние на величину трения потока о поверхность и другие аэродинамические характеристики.

Определение состояния течения в пограничном слое и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное при испытаниях в аэродинамических трубах позволяет вносить поправки в результаты испытаний моделей и более точно определять аэродинамические характеристики летательных аппаратов в условиях натурного полета.

Известно два основных принципиально различных подхода к определению состояния пограничного слоя.

Первая группа способов основана на измерениях течения в пограничном слое с помощью различных термоанемометрических насадков (см., например: Potter L. Effects of slight nose bluntness and roughness on boundary-layer transition in supersonic flows. J. Fluid Mechanics, vol. 12, part 4, 1962). Недостатком данных способов является их сложность и неизбежное внесение искажений в исследуемое течение.

Вторая группа способов определения состояния пограничного слоя связана с нанесением на исследуемую поверхность специальных индикаторных покрытий, реагирующих на различную степень нагрева и испарения при ламинарном и турбулентном обтекании (см., например: E.J. Richards. «The China Сlау» method of indication transition, ARC T.R. 2126, 1945). Нанесение такого рода индикаторных покрытий, которые имеют иную, как правило, большую шероховатость, чем исследуемая обтекаемая поверхность, приводит к влиянию на положение области перехода пограничного слоя и к погрешностям в определении состояния пограничного слоя.

Наиболее близким аналогом и прототипом предлагаемого изобретения является оптический способ определения состояния пограничного слоя, который не вносит возмущений в исследуемую область течения (Холдер Д., Норт Р. Теневые методы в аэродинамике. М.: Мир, 1966, стр. 72-75). Оптические бесконтактные способы отличаются простотой и удобны для использования в аэродинамических трубах. Определение состояния течения в пограничном слое при этом подходе основано на различной рефракции (искривлении) и рассеянии параллельных лучей света в ламинарном и турбулентном пограничных слоях.

Способ-прототип включает освещение исследуемой модели поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения исследуемой области, например, с помощью теневого прибора.

На фиг. 1 в качестве примера представлена принципиальная схема осуществления способа-прототипа при исследованиях состояния пограничного слоя на модели аэродинамического профиля крыла. Модель 1 аэродинамического профиля располагается между оптическими окнами 2 рабочей части аэродинамической трубы (см. фиг. 1). Модель 1 и область пограничного слоя на обтекаемой поверхности модели освещаются поперек потока параллельным пучком света.

Часть светового пучка, проходящая через область пограничного слоя вблизи поверхности модели, искривляется и рассеивается из-за наличия градиентов плотности в пограничном слое. Наибольшие градиенты плотности имеют место при ламинарном (слоистом) характере течения в пограничном слое. При турбулентном характере течения в пограничном слое происходит интенсивное перемешивание, приводящее к уменьшению градиентов плотности. По этой причине рассеяние света в турбулентном пограничном слое становится значительно слабее, чем в ламинарном.

После прохождения у модели световой пучок регистрируют, например, с помощью теневого прибора в плоскости его фокусировки 3 за оптическим окном аэродинамической трубы.

Недостатком способа-прототипа является то, что регистрируемая картина рассеяния света в пограничном слое накладывается на часть светового потока, проходящего вне области пограничного слоя и имеющего более высокую интенсивность, чем исследуемая картина рассеяния света (Фиг. 1). Это приводит к значительному ухудшению регистрации картины рассеяния света в пограничном слое и точности определения положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное состояние.

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе исследования состояния течения в пограничном слое на аэродинамических поверхностях, включающем освещение исследуемого течения поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора, при этом ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя.

На фигуре 1 представлена принципиальная схема осуществления способа-прототипа при исследованиях состояния пограничного слоя на модели аэродинамического профиля крыла.

На фигуре 2 представлена принципиальная схема осуществления предлагаемого способа исследования состояния течения в пограничном слое на модели аэродинамического профиля крыла.

На фигуре 3 представлена фотография освещения модели аэродинамического профиля при использовании предлагаемого способа, полученная с помощью теневого прибора, без потока и при отсутствии пограничного слоя на поверхности модели.

На фигуре 4 представлена зарегистрированная теневым прибором картина рассеяния света в пограничном слое на поверхности модели аэродинамического профиля крыла.

Осуществление предлагаемого способа описывается на примере исследования состояния пограничного слоя на модели аэродинамического профиля крыла установленной между оптическими окнами рабочей части аэродинамической трубы (Фиг. 2).

Для определения состояния пограничного слоя предлагаемым способом необходимо предварительно экспериментально либо расчетным путем, либо по данным других аналогичных исследований оценить толщину пограничного слоя в исследуемой области модели. Состояние пограничного слоя и положение области перехода из ламинарного в турбулентное определяют по регистрируемой картине рассеяния света в пограничном слое. Как показали исследования на различных моделях, картины рассеяния света располагаются над исследуемыми поверхностями и имеют ширину, не превышающую 1,5 толщины пограничного слоя.

Исследуемый участок у поверхности модели профиля крыла 1 освещают параллельным пучком света вдоль размаха модели поперек направления потока (Фиг. 2).

Поперечную ширину светового пучка над поверхностью модели ограничивают, например, с помощью специальной шторки 4 до величины, не превышающей толщину пограничного слоя на поверхности модели.

Ограничение ширины светового пучка удобно проводить при отсутствии потока и наблюдении освещающего пучка света с помощью теневого прибора в плоскости его фокусировки 3 (Фиг. 3).

После ограничения ширины поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка проводится запуск аэродинамической трубы с требуемой скоростью потока и регистрация картины рассеяния света в пограничном слое с помощью теневого прибора.

Широкая зона рассеяния света, наблюдаемая в передней части модели, соответствует ламинарному состоянию пограничного слоя (Фиг. 4). Узкая зона слабого рассеяния света, наблюдаемая в хвостовой части модели, соответствует турбулентному состоянию пограничного слоя. Между областями ламинарного и турбулентного пограничного слоя отчетливо наблюдается переходная область изменения состояния пограничного слоя.

Ограничение ширины поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя, обеспечивает устранение наложения интенсивного светового пучка, проходящего над областью пограничного слоя, на регистрируемую картину рассеяния света в пограничном слое, повышение точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное.

Способ исследования состояния течения в пограничном слое на аэродинамических поверхностях, включающий освещение исследуемого течения над обтекаемой поверхностью поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора, отличающийся тем, что ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей.

Изобретение относится к областям авиакосмической и авиационной техники, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик летательного аппарата при проведении летных исследований.

Изобретение относится к области авиации, в частности к экспериментальной аэродинамике, и может быть использовано для испытания моделей сечений лопастей несущего винта вертолета.

Заявленное изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к способу определения аэродинамических характеристик (АДХ) моделей летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано в аэродинамических трубах (АДТ) при определении параметров потока на выходе из протоков модели, имитирующих каналы силовой установки.

Заявленное изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, и может быть использовано для определения их аэродинамических статических и динамических характеристик.

Изобретение относится к области швейного материаловедения, в частности к способу исследования процессов деформации защитных конструкций одежды под действием аэродинамической нагрузки.

Изобретение относится к судостроению и касается проектирования экранопланов. При определении аэродинамических характеристик горизонтального оперения экраноплана с установленными на нем работающими маршевыми двигателями изготавливают геометрически подобную модель горизонтального оперения и двигателей силовой установки.

Изобретения относятся к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов и могут быть использованы для определения статических и нестационарных аэродинамических производных моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана.
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к проведению исследований в аэродинамической трубе аэродинамических характеристик экранопланов, и может быть использовано для совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов. Способ заключается в моделировании различных режимов движения экраноплана в аэродинамической трубе при использовании модели экраноплана, оснащенной встроенным движительным комплексом и деформируемыми элементами конструкции, находящимися ниже ватерлинии. Использование деформируемых элементов в конструкции модели экраноплана позволяет варьировать величину осадки модели при моделировании границы раздела сред жестким экраном. Испытания модели экраноплана с деформируемыми элементами в аэродинамической трубе проводят на шестикомпонентных аэродинамических весах с жестким закреплением модели, при этом методику проведения испытаний изменяют в части последовательности съема данных при заданных параметрах движения, выполняют варьирование угла атаки при фиксированных высотах центра тяжести (точки поворота модели). По результатам испытаний выявляют геометрические параметры движительного комплекса и режимы его работы, а также положение органов механизации крыла, обеспечивающих наилучшее аэродинамическое качество (отношение подъемной силы к аэродинамической силе сопротивления). Технический результат заключается в сокращении времени проведения исследований, исключении масштабного эффекта и необходимости учета поправок при сопоставлении результатов испытаний нескольких разномасштабных моделей на различных экспериментальных установках.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к установкам для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе в присутствии неподвижного экрана. Стенд содержит аэродинамическую трубу с установленными на поворотной платформе аэродинамическими весами с проволочной подвеской модели. Поворот платформы обеспечивает изменение угла тангажа (атаки) модели, изменение угла установки модели в вертикальной плоскости обеспечивает изменение угла скольжения модели. Экран, установленный между вертикальными тягами проволочной подвески и выполненный с возможностью поступательного перемещения и наклона, обеспечивает изменение высоты и угла крена модели над экраном. Таким образом, обеспечивается одновременная установка модели с заданными углами крена, тангажа (атаки), скольжения (рыскания) и расстояния до экрана, что повышает точность исследований и позволяет определять комплексы перекрестных связей аэродинамических сил и моментов, действующие на модель 4 в потоке воздуха в присутствии экрана. Технический результат заключается в обеспечении одновременного изменения углов тангажа (атаки), крена и скольжения (рыскания) на разных удалениях модели от экрана и повышении точности испытаний. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока газа в лабораторных условиях. Аэродинамическая труба содержит установленные симметрично с образованием общей форкамеры два дифференциальных мультипликатора давления, поршни которых выполнены ступенчатыми и установлены с возможностью перемещения навстречу друг другу. К корпусу второго мультипликатора по оси присоединен малый мультипликатор давления, содержащий двухступенчатый поршень, малая ступень которого находится в контакте с большой ступенью поршня второго мультипликатора, а надпоршневое пространство малого мультипликатора связано через быстродействующий пневмоклапан с ресивером. Технический результат заключается в расширении экспериментальных возможностей аэродинамической трубы кратковременного действия. 1 ил.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Сущность: осуществляют воспроизведение аэродинамического силового и теплового воздействия и измерение температуры. Силовое воздействие от нагружающих элементов до наружной поверхности обтекателя передается n-ым количеством стержней (равномерно распределенных по поверхности конструкции), проходящих через стенки токопроводящей и теплоизолирующей оболочки, причем сумма площадей поперечного сечения стержней много меньше нагреваемой поверхности, а плотность распределения стержней по поверхности конструкции выбирают таким образом, чтобы исключить концентраторы механических напряжений при взаимодействии стержней с наружной поверхностью конструкции. Технический результат: полное воспроизведение аэродинамического воздействия (теплового и силового) на наружной поверхности обтекателя из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относятся к области экспериментальной аэрогазодинамики. Универсальная рабочая камера Эйфеля аэрогазодинамической установки содержит рабочую камеру, источник модельного газа на ее входе, а на выходе камеры - диффузор. В рабочей камере установлена перегородка, образующая вспомогательную камеру. В перегородке выполнены отверстия. Одно отверстие имеет диаметр в 1,1÷1,3 раза больше выходного диаметра сопла и выполнено соосно с соплом. Отверстия на периферии перегородки снабжены заглушками. Технический результат изобретения позволяет проводить испытания как моделей кормовых частей ракет с соплами ракетных двигателей, так и различных моделей летательных аппаратов при минимальных затратах на перекомпоновку и перенастройку элементов рабочей части установки. При испытаниях моделей летательных аппаратов в отверстия на периферии перегородки устанавливают заглушки. Узел крепления державки испытываемых моделей установлен во вспомогательной камере. При испытаниях кормовой части ракеты заглушки в отверстия на периферии перегородки не устанавливают. 4 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления. Регулятор давления выполнен в виде последовательно включенных блока сравнения заданного и измеренного значений давления и параллельно соединенных форсирующего и цифрового регулирующего блоков, разделенных переключателями режима управления, входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя, температуры воздуха в форкамере и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высоким быстродействием, высокой точностью в автоматическом режиме. 4 ил.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости. Сущность изобретения состоит в том, что во внутренней полости аэроупругой модели с лимитированным зазором размещен с возможностью закрепления на опорном устройстве жесткий высокопрочный сердечник, содержащий на своей поверхности демпферы, кроме того, на модели и (или) сердечнике размещены датчики перемещений и датчики системы защиты АДТ. Малый зазор между сердечником и внутренней поверхностью модели и отсутствие влияния колебаний державки или ленточной подвески на результаты измерений относительных перемещений позволяют проводить с высокой точностью измерения упругих перемещений модели (амплитуд, форм и частот колебаний модели), повышая точность и информативность эксперимента. Технический результат заключается в повышении информативности испытаний, повышении безопасности их проведения. 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, а также регулятор давления. Регулятор давления состоит из сумматора отрицательной обратной связи по давлению, последовательно соединенных фильтра нижних частот и обращенной модели объекта управления, замкнутых положительной обратной связью через сумматор моделью объекта управления. Входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления и температуры воздуха в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высокой точностью в автоматическом режиме без корректирующих устройств. 4 ил.
Наверх