Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов, в частности к изучению картины пространственного обтекания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе, и может быть использовано при статических и динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах малых дозвуковых скоростей. Способ заключается в том, что к исследуемым участкам поверхности моделей летательных аппаратов с помощью клея или липкой ленты прикрепляются шелковые или хлопчатобумажные нити толщиной 0.1-0.01 мм с закрепленными на их концах пенопластовыми шариками диаметром 0.004÷0.006 м и удельным весом γ=10÷20 кг/м3, которые удерживаются с помощью узелков, завязанных на свободных концах нитей. В случае безотрывного обтекания модели в потоке аэродинамической трубы нити с шариками указывают направление местных скоростей потока, прилегая к исследуемым поверхностям, или находятся за их пределами по направлению потока. При отрывном характере потока в исследуемой области пенопластовые шарики полностью повторяют объемное вихревое движение воздушного потока над или за исследуемой поверхностью, прорисовывая совместно с нитями объемную структуру вихря. Технический результат заключается в получении наглядной картины пространственного обтекания исследуемых поверхностей моделей летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы в виде визуальной информации об объемной структуре вихревой системы на поверхности моделей, ее зарождении, развитии и разрушении. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к изучению картины пространственного обтекания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе, и может быть использовано при статических и динамических испытаниях различных объектов в аэродинамических трубах малых дозвуковых скоростей.

Известен способ визуализации аэродинамических потоков при обтекании моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, основанный на использовании распушенных с одного конца шелковых или хлопчатобумажных нитей, позволяющих определить направление потока и устойчивость течения вблизи точки крепления нити (фиг. 1). Этот способ обычно называют «методом нитей» (Р. Пэнкхерст, Д. Холдер «Техника эксперимента в аэродинамических трубах». - Москва: Издательство иностранной литературы, 1955. С. 157).

За прототип принят способ для получения спектров обтекания моделей летательных аппаратов с помощью коротких нитей - шелковинок, содержащий прикрепление (наклеивание) к исследуемым участкам моделей нитей и наблюдение за их положением в ходе продувки. Шелковые или хлопчатобумажные нити толщиной 0.1-0.01 мм наклеивают с помощью клея или липкой ленты непосредственно на изучаемые поверхности (М. Хемш, Дж. Нилсен «Аэродинамика ракет». - Москва: Мир, книга 1, 1989. с. 68, 70), либо укрепляют на конце тонкого стержня, который вносят в изучаемую область течения около модели (фиг. 2) (И.В. Колин, К.Ф. Лацоев, В.Г. Марков, В.К. Святодух, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов «Динамические установки для экспериментального исследования аэродинамических сил и моментов моделей летательных аппаратов». - Москва: Международная научно-техническая конференция «НОВЫЕ РУБЕЖИ АВИАЦИОННОЙ НАУКИ» ASTEC07, Москва, 19-22 августа 2007 г.). Толщину и длину нитей определяют масштабом модели и числом Рейнольдса. Как правило, нити имеют длину до 20 мм. При обтекании моделей нити указывают направление местных скоростей воздушного потока. В случае безотрывного обтекания нити прилегают к исследуемым поверхностям, располагаясь вдоль направлений местных скоростей воздушного потока. На отрывных режимах обтекания моделей нити начинают заметно колебаться, отходят от поверхностей и совершают беспорядочные вихревые движения (М. Хемш и Дж. Нилген «Аэродинамика ракет». - Москва: Мир, 1989., с. 70). На фотоснимках можно увидеть направления линий тока и идентифицировать отрыв пограничного слоя на поверхности модели (фиг. 3) (И.В. Колин, В.Г. Марков, В.Л. Суханов, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов «Исследования развития нестационарного отрыва потока на модели со стреловидным крылом». - Москва: Журнал «Известия РАН. Механика жидкости и газа». №4, 2009. С. 59-66).

Недостатком данного способа является то, что он дает возможность провести идентификацию картины обтекания лишь вблизи исследуемой поверхности модели и не позволяет исследовать пространственную структуру вихревого обтекания поверхностей.

Задачей изобретения является разработка способа визуализации картины пространственного обтекания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе для изучения как безотрывной, так и, главным образом, вихревой структуры обтекаемого потока.

Технический результат заключается в получении наглядной картины пространственного обтекания исследуемых поверхностей моделей летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы в виде визуальной информации об объемной структуре вихревой системы на поверхности моделей, ее зарождении, развитии и разрушении.

Поставленная задача и технический результат достигаются тем, что в способе визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе, содержащем прикрепление к исследуемым участкам модели нитей и наблюдение за их положением в ходе продувки, на свободных концах нитей сформированы шарики малой плотности и инерции. Шарики имеют диаметр 0.004÷0.006 м и удельный вес γ=10÷20 кг/м3. Прикрепляют нити длиной более 20 мм, но исключающие перехлест. Наблюдение ведут с использованием средств видеозаписи.

На фиг. 1 приведена фотография обтекаемого потоком крыла со стреловидностью 47° с укрепленными на его поверхности нитями.

На фиг. 2 приведена картина исследования обтекания модели самолета с помощью длинных нитей, закрепленных на конце стержня.

На фиг. 3 приведена фотография поверхности крыла модели самолета, обклеенного шелковинками: а) - при ламинарном обтекании; б) - на отрывных режимах.

На фиг. 4 приведена схема расположения длинных нитей с закрепленными на их концах пенопластовыми шариками в различных областях крыла (А-Д).

На фиг. 5 приведена фотография модели, обклеенной длинными нитями с пенопластовыми шариками на концах, при полном срыве крыла.

На фиг. 6 приведено сравнение зависимостей коэффициентов аэродинамических нагрузок модели, гладкой и обклеенной длинными шелковинками с шариками на концах.

Устройство для реализации способа (фиг. 4) содержит шелковые или хлопчатобумажные нити длиной более 20 мм, толщиной 0.1-0.01 мм, с пенопластовыми шариками диаметром 0.004÷0.006 м и удельным весом γ=10÷20 кг/м3 на их концах, прикрепленные к исследуемым участкам модели.

Способ осуществляют следующим образом. На свободных концах нитей формируют шарики малой плотности и инерции. Нити с шариками прикрепляют к исследуемым участкам модели. Затем включают поток трубы и наблюдают их положение в ходе продувки с использованием средств видеозаписи. При проведении экспериментальных исследований картины течений на модели в аэродинамической трубе, шарики, увлекаемые потоком, обтекающим исследуемые участки поверхностей модели, благодаря креплению к нитям и собственной малой удельной массе, полностью повторяют траектории местных скоростей потока, прилегая к исследуемым поверхностям в случае безотрывного обтекания (область А на фиг. 4). При развитии турбулентного характера течения пенопластовые шарики полностью повторяют объемное вихревое движение воздушного потока над или за исследуемыми поверхностями (область Б на фиг. 4), прорисовывая совместно с нитями объемную структуру вихрей (области В-Д на фиг. 4). Эффект визуализации усиливается контрастной окраской шариков (фиг. 5). При этом значения измеренных весовых коэффициентов аэродинамических нагрузок, действующих на модель летательного аппарата, обклеенной пенопластовыми шариками данным способом, совпадают с результатами, полученными для аналогичных гладких моделей при одинаковой конфигурации и углах обтекания (фиг. 6). Таким образом, шарики обладают достаточно малой инерцией, чтобы следовать за местным направлением потока, и малой массой для исключения заметного влияния на них силы тяжести (при диаметре d=0.006M, объеме Vш=1.13⋅10-7 м3, и удельном весе γ=15 кг/м3, масса шарика не превышает mш=0.002 г). Исследования опытным путем с применением указанного выше способа получили результат качественной картины пространственного обтекания модели летательного аппарата в потоке аэродинамической трубы.

Преимуществом способа визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе является получение возможностей исследования пространственной картины обтекания несущих поверхностей летательных аппаратов на критических режимах.

1. Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе, содержащий прикрепление к исследуемым участкам моделей нитей и наблюдение за их положением в ходе продувки, отличающийся тем, что на свободных концах нитей сформированы шарики малой плотности и инерции.

2. Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе по п. 1, отличающийся тем, что шарики имеют диаметр 0.004÷0.006 м и удельный вес γ=10÷20 кг/м3.

3. Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе по п. 1, отличающийся тем, что прикрепляют нити длиной более 20 мм, но исключающие перехлест.

4. Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе по п. 1, отличающийся тем, что наблюдение ведут с использованием средств видеозаписи.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности, к автоматическим системам управления положением модели в аэродинамических трубах. Модель размещают таким образом, что ее ось вращения находится на равном расстоянии от узлов крепления державки, положение узлов крепления державки изменяют автоматически по трем параметрам управления: углу атаки, вертикальному и горизонтальному перемещениям в соответствии с заданной программой, вырабатывающей на каждом такте управления сигнал управления силовыми механизмами - линейными приводами.

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения газодинамических испытаний авиационной и ракетной техники. Устройство содержит испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, газовый генератор со смесительным ресивером, топливными форсунками и системой зажигания, подключенный входом к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива, подключенную к топливным форсункам и имеющую регулятор расхода топлива, и систему подачи кислорода, подключенную к смесительному ресиверу и имеющую регулятор расхода кислорода.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических сил и моментов, действующих на купол планирующего парашюта (ПП) в потоке аэродинамической трубы (АДТ) при различных углах атаки и скольжения.

Группа изобретений относится к испытательной технике и может быть использована для испытаний парашютных систем. Способ испытаний парашютных систем включает разгон парашютной системы, размещенной в контейнере, закрепленном на раме ракетной тележки с ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ), по рельсовым направляющим ракетного трека до заданной скорости, отстрел крышки контейнера, присоединенной к чехлу парашюта, и одновременное перекрытие сопла РДТТ.
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.

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 экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов, в частности к изучению картины пространственного обтекания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе, и может быть использовано при статических и динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах малых дозвуковых скоростей. Способ заключается в том, что к исследуемым участкам поверхности моделей летательных аппаратов с помощью клея или липкой ленты прикрепляются шелковые или хлопчатобумажные нити толщиной 0.1-0.01 мм с закрепленными на их концах пенопластовыми шариками диаметром 0.004÷0.006 м и удельным весом γ10÷20 кгм3, которые удерживаются с помощью узелков, завязанных на свободных концах нитей. В случае безотрывного обтекания модели в потоке аэродинамической трубы нити с шариками указывают направление местных скоростей потока, прилегая к исследуемым поверхностям, или находятся за их пределами по направлению потока. При отрывном характере потока в исследуемой области пенопластовые шарики полностью повторяют объемное вихревое движение воздушного потока над или за исследуемой поверхностью, прорисовывая совместно с нитями объемную структуру вихря. Технический результат заключается в получении наглядной картины пространственного обтекания исследуемых поверхностей моделей летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы в виде визуальной информации об объемной структуре вихревой системы на поверхности моделей, ее зарождении, развитии и разрушении. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх