СПОСОБ ИССЛЕДОВАНИЯ СОСТОЯНИЯ ТЕЧЕНИЯ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ Российский патент 2015 года по МПК G01M9/00 

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.

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.

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.