Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно в аэродинамических трубах больших дозвуковых скоростей для более детального изучения картины обтекания моделей крыльевых профилей. Способ включает освещение области обтекания модели профиля крыла вдоль его размаха параллельным световым пучком и регистрацию теневой картины после прохождения светового пучка через исследуемую область с помощью теневого прибора. При этом проводят дополнительную регистрацию и инверсию теневой картины при отсутствии потока; после чего на регистрируемую теневую картину при наличии потока накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока. 7 ил.

 

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно в аэродинамических трубах больших дозвуковых скоростей для более детального изучения картины обтекания моделей крыльевых профилей, которые, как известно, оказывают существенное влияние на аэродинамическое качество летательного аппарата. Глубокое понимание особенностей обтекания профилей открывает разработчикам аэродинамических компоновок возможность создания крыльев с высокими аэродинамическими характеристиками.

Известны способы визуализации обтекания моделей профилей, основанные на введении в поток мелких частиц и регистрации их движения. Такими способами, в частности, являются: способ «лазерного ножа» (см., например, Максимов А.И. Развитие метола «лазерного ножа» для визуализации потока в сверхзвуковых аэродинамических трубах // Ученые записки ЦАГИ, №5, 1986, с. 39-50) и способ PIV (см., например, Raffel М., Wereley S.T. Particle Image Velocimetry - a practical guide 2007, -2nd edn. Springer, Berlin, 448 p.). Главные недостатки данных способов заключаются в сложности их практического использования и недостаточной четкости визуализации скачков уплотнения, возникающих при больших скоростях потока.

Наиболее широкое распространение и наибольшее практическое применение при исследовании картины обтекания моделей профилей получили различные оптические способы визуализации.

Известен оптический способ визуализации, основанный на использовании интерференции световых лучей и осуществляемый с помощью интерферометра (см., например, В.Д. Боксер и др. «Определение волнового сопротивления профиля методом интерферометрии при околозвуковом обтекании», Ученые записки ЦАГИ, Том VI, 1975, №1, с. 103-107).

При интерференционном способе визуализации имеется возможность получать количественные значения скоростей в исследуемой области обтекания, однако на регистрируемых картинах обтекания не получается хорошего качества и наглядности результатов исследований. Получаемые с помощью интерферометра фотографии картины течения всегда густо исчерчены интерференционными полосами, в результате чего нечетко визуализируются такие важные детали течения, как скачки уплотнения и отрывы потока. Этот способ является весьма трудоемким, требующим сложной и дорогой специальной оптической аппаратуры.

Прототипом предлагаемого изобретения является прямотеневой оптический способ визуализации обтекания моделей (Холдер Д., Норт Р. Теневые методы в аэродинамике, М., «Мир», 1966, стр. 72-75). Данный способ отличается простотой при использовании в аэродинамических трубах и позволяет получать отчетливые картины скачков уплотнения и вихревых зон отрыва потока при оптических исследованиях моделей профилей крыльев. В этом способе проводятся освещение модели профиля вдоль размаха параллельным пучком света и регистрация теневой картины после прохождения светового пучка через исследуемую область с помощью теневого прибора.

Недостаток данного способа заключается в том, что он не позволяет визуализировать и определять размеры области пограничного слоя у поверхности модели. Известно, что пограничный слой оказывает значительное влияние на аэродинамические характеристики. По этой причине картина обтекания профиля без визуализации пограничного слоя является существенно не полной.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является дополнительное выявление области пограничного слоя при визуализации картины обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока.

Поставленная задача и технический результат достигаются тем, что в известном способе визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока в аэродинамических трубах, включающем освещение модели профиля крыла вдоль размаха параллельным пучком света и регистрацию теневой картины обтекания после прохождения светового пучка через исследуемую область, с помощью теневого прибора проводят дополнительно регистрацию и инверсию теневой картины при отсутствии потока; после этого на регистрируемую теневую картину при наличии потока накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока.

В предлагаемом способе для визуализации пограничного слоя используют явление рефракции световых лучей в пограничном слое. Рефракция (искривление) световых лучей происходит под действием градиентов плотности в среде, через которую проходят световые лучи.

На фиг. 1 показана схема хода лучей света 1 в пограничном слое у поверхности модели 2 между окнами 3 рабочей части и до плоскости регистрации теневой картины 4.

На фиг. 2 показаны зависимости изменения скорости u, плотности ρ и температуры T потока по высоте y от поверхности модели.

В связи с тем, что воздух обладает вязкостью, на поверхности модели 2 происходит прилипание потока, которое приводит к образованию пограничного слоя, в котором значения скорости u, плотности ρ, и температуры T потока изменяются по высоте y от поверхности модели 2 так, как показано на фиг. 2. Вследствие рефракции параллельных лучей света в пограничном слое тень модели профиля утолщается на величину δт (фиг. 1, 2). Как показали проведенные расчетные и экспериментальные исследования, утолщение тени модели с расхождением не более 5-8% соответствует толщине пограничного слоя на исследуемой модели профиля. Однако при обычном использовании прямотеневого способа визуализации утолщение тени модели из-за своих малых размеров практически неразличимо.

В предлагаемом способе для отчетливого выявления рефракционного утолщения тени модели, которое соответствует области пограничного слоя, проводят дополнительную регистрацию и инверсию теневой картины, при отсутствии потока. После чего на регистрируемую теневую картину, при наличии потока, накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока. Данный способ, по сравнению с известными способами, позволяет дополнительно визуализировать пограничный слой на модели профиля и получать более полную качественную картину обтекания модели профиля.

На фиг. 3 показана схема рабочей части аэродинамической трубы с установленной моделью профиля крыла и оптической системой визуализации обтекания.

На фиг. 4 показана теневая картина обтекания модели профиля при угле атаки α=3° и числе Маха М=0.76.

На фиг. 5 показана теневая картина модели профиля при угле атаки α=3° без потока в трубе (М=0).

На фиг. 6 показана инверсированная теневая картина модели профиля при угле атаки α=3° без потока в трубе (М=0).

На фиг. 7 показана теневая картина обтекания модели профиля при угле атаки α=3° и числе М=0.76, полученная предлагаемым способом.

Предлагаемый способ осуществляют на модели аэродинамического профиля, выполненного в виде прямоугольного крыла 2, устанавливаемого между оптическими окнами 3 на противоположных стенках рабочей части аэродинамической трубы (фиг. 3). С помощью осветителя 5 теневого прибора область обтекания модели аэродинамического профиля крыла освещают вдоль его размаха параллельным световым пучком 1. Плоскость регистрации (фокусировки) 4 теневого прибора располагают между торцом модели 2 и приемной частью 6 теневого прибора. Более точное расположение плоскости фокусировки 4 теневого прибора подбирают экспериментально из условия получения наиболее отчетливой картины скачков уплотнения и вихревых зон при обтекании модели в потоке при околозвуковых скоростях. Теневую картину обтекания модели регистрируют фотографическим или цифровым регистратором 7 в плоскости фокусировки 4 теневого прибора.

На (фиг. 4) представлен пример теневой картины обтекания модели профиля крыла относительной толщины 15% при числе Маха М=0.76 и угле атаки α=3°. На представленной теневой картине видны скачки уплотнения, возникающие в местной сверхзвуковой зоне на верхней поверхности модели профиля и волновой отрыв потока, возникающий при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем. На теневой картине, полученной стандартным способом, не видна область пограничного слоя.

Для визуализации области пограничного слоя на поверхности модели профиля проводят дополнительную регистрацию теневой картины при отсутствии потока в аэродинамической трубе. На фиг. 5 представлена теневая картина приведенной выше модели профиля при отсутствии потока в аэродинамической трубе. Далее, проводят инверсию (преобразование в негативное изображение) теневой картины модели профиля при отсутствии потока. Инверсия теневой картины может быть проведена, например, с помощью цифровой техники или негативной фотосъемки. На фиг. 6 представлена инверсированная теневая картина приведенной выше модели профиля при отсутствии потока в аэродинамической трубе. После этого на регистрируемую теневую картину обтекания потоком модели профиля накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока. В результате, на получаемой предложенным способом картине обтекания визуализируется область пограничного слоя у поверхности модели. На фиг. 7 представлена теневая картина обтекания приведенной выше модели профиля, полученная предлагаемым способом. На данной картине обтекания область пограничного слоя видна. Она имеет темный цвет, обусловленный выталкиванием световых лучей из области пограничного слоя под действием градиентов плотности.

Предложенный способ визуализации обтекания модели профиля крыла позволил выявить принципиально новую особенность структуры волнового отрыва, возникающего при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем при обтекании профилей крыльев при околозвуковых скоростях. Выявленная новая особенность состоит в том, что вихревая зона волнового отрыва располагается не на поверхности профиля, как это ранее считалось, а на внешней границе пограничного слоя за скачком уплотнения. Правильное понимание структуры волнового отрыва позволяет более успешно разрабатывать мероприятия по его ослаблению и уменьшению аэродинамического сопротивления крыльев околозвуковых летательных аппаратов.

Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока, включающий освещение области обтекания модели профиля крыла вдоль его размаха параллельным световым пучком и регистрацию теневой картины после прохождения светового пучка через исследуемую область с помощью теневого прибора, отличающийся тем, что проводят дополнительную регистрацию и инверсию теневой картины при отсутствии потока; после этого на регистрируемую теневую картину при наличии потока накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технологиям автоматической идентификации базовой линии на изображении поверхностной сетке аэродинамического профиля для использования в моделировании.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на конструкцию летательного аппарата в наземных условиях и может быть использовано при стендовых испытаниях.

Изобретение относится к области экспериментальных исследований летательных аппаратов в аэродинамических трубах и может быть использовано при динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам для проведения испытаний приводов и движителей летательных аппаратов. Стенд для определения характеристик электроприводов и движителей беспилотных летательных аппаратов содержит корпус стенда, основание с кронштейнами крепления электропривода и датчика крутящего момента.

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.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно в аэродинамических трубах больших дозвуковых скоростей для более детального изучения картины обтекания моделей крыльевых профилей. Способ включает освещение области обтекания модели профиля крыла вдоль его размаха параллельным световым пучком и регистрацию теневой картины после прохождения светового пучка через исследуемую область с помощью теневого прибора. При этом проводят дополнительную регистрацию и инверсию теневой картины при отсутствии потока; после чего на регистрируемую теневую картину при наличии потока накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока. 7 ил.

Наверх