Способ исследования осаждения капель на аэродинамической поверхности в воздушно-капельном потоке и аэродинамическая модель для его реализации Российский патент 2023 года по МПК G01M9/08 

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при исследовании моделей в воздушно-капельном потоке, в частности при исследовании процессов обледенения.

Авиационная техника, для которой допускается эксплуатация в условиях обледенения, должна быть сертифицирована для полетов в этих условиях. Авиационные правила, содержащие требования к летной годности различных видов авиационной техники, как составную часть испытаний по защите от обледенения предусматривают испытания частей авиационной техники или их моделей в искусственных условиях обледенения (см. Авиационные правила, Часть 23, «Нормы летной годности гражданских легких самолетов», п. 23.1419; Часть 25, «Нормы летной годности самолетов транспортной категории», п. 25.1419; Часть 27, «Нормы летной годности винтокрылых аппаратов нормальной категории», п. 27.1419; Часть 29, «Нормы летной годности винтокрылых аппаратов транспортной категории», п. 29.1419). Для создания искусственных условий обледенения в частности используются аэрохолодильные трубы (см. Тенишев Р.Х., Строганов Б.А., Савин В.С., Кординов В.К., Тесленко А.И., Леонтьев В.Н. Противообледенительные системы летательных аппаратов. Основы проектирования и методы испытаний. М., Машиностроение, 1967, с.283; Нагаев Ю.А., Искандаров Р.Д., Тенишев Р.Х. и др. Летные испытания систем жизнеобеспечения и защиты бортового оборудования от внешних воздействий. М., Машиностроение, 1985, с.63). Аэрохолодильные трубы (АХТ) сходны по конструкции с обычными аэродинамическими трубами (АДТ), однако включают установки для создания искусственного облака (Нагаев Ю.А., Искандаров Р.Д., Тенишев Р.Х. и др. Летные испытания систем жизнеобеспечения и защиты бортового оборудования от внешних воздействий. М., Машиностроение, 1985, с.64,65). Воздушно-капельный поток, содержащий жидкокапельную воду, обтекает исследуемый объект, и тем самым моделируется полет в облаке. При низких температурах воздушно-капельного потока в АХТ осаждение капель на исследуемых объектах приводит к нарастанию на них льда, т.е. к обледенению, которое и является основной целью для исследования в АХТ. Создание однородного воздушно-капельного потока является сложной задачей, и даже в одной из самых совершенных АХТ NASA IRT хорошим результатом считается достижение приемлемой однородности воздушно-капельного потока на 60% площади сечения рабочей части АХТ, что ограничивает ядро потока, т.е. его часть с заданными характеристиками. При этом увеличение скорости потока может приводить к значительному уменьшению ядра потока (см. William M. Leary. We Freeze to Please: A History of NASA's Icing Research Tunnel and the Quest for Flight Safety. NASA History Office. Washington, DC, 2002, с.99,169). Расчетные исследования изменения характеристик воздушно-капельного потока вдоль тракта аэрохолодильной трубы сезонного действия (АХТ-СД) ЦАГИ показали, что неоднородность воздушно-капельного потока в рабочей части, обусловленная инерционностью капель, возникает даже в предположении совершенно однородного потока в начале тракта (В.В. Богатырев, А.А. Ершов. Расчетные исследования льдообразования в аэрохолодильной трубе сезонного действия ЦАГИ. Материалы XXX Научно-технической конференции по аэродинамике, ЦАГИ, 2019, с.58,59).

Рабочие части АХТ закрыты, т.е. имеют стенки, для отделения воздушно-капельного потока от внешней среды. Испытываемые модели в АХТ устанавливаются в выбранном положении между стенок рабочей части. При этом стенки рабочей части приспособлены для крепления моделей. В частности в АХТ Goodrich IWT модель может закрепляться между боковыми стенками рабочей части (Papadakis, M., S. Wong, A. Rachman, K. E. Hung, G. T. Vu, and C. S. Bidwell. 2007. Large and small droplet impingement data on airfoils and two simulated ice shapes. NASA TM-2007-2139, 2007, с.53, фигуры 5 и 6). В АХТ NASA IRT модели в выбранном положении могут закрепляться между нижней и верхней стенками рабочей части (Papadakis, M., S. Wong, A. Rachman, K. E. Hung, G. T. Vu, and C. S. Bidwell. 2007. Large and small droplet impingement data on airfoils and two simulated ice shapes. NASA TM-2007-2139, 2007, с.61, фигура 28c).

Наряду с аспектами, касающимися моделирования облака, для АХТ актуальны проблемы, характерные и для обычных АДТ. Одной из основных проблем являются ограниченные размеры АХТ. Это ограничение для АХТ, в связи с их технологической сложностью, более существенно, чем для обычных АДТ. В частности, существенное ограничение на размеры испытываемых моделей может накладывать изменение поля скоростей в рабочей части из-за подъемной силы, и загромождение потока моделью и спутной струей, приводящее к изменению скорости в месте расположения модели (см. Горлин С.М. Экспериментальная аэромеханика. Учеб. Пособие для вузов. М., Высшая школа, 1970, с.280). Плохообтекаемые тела обычно не создают большой подъемной силы, однако за ними образуется область развитого отрывного течения (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с.528). Таким образом, для плохообтекаемых тел характерно большее загромождение потока.

Особенностью плохообтекаемых тел является возможная существенная нестационарность отрывного течения позади них, которая наиболее заметна для цилиндрических тел. В частности вблизи них могут наблюдаться близкие к периодическим вихревые дорожки (см. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М., Наука, 1974, с.43,44). Для снижения влияния вихреобразования позади плохообтекаемых тел могут устанавливаться разделители потока в виде пластин, при этом такие пластины могут быть расположены как в непосредственной близости, так и на некотором удалении от плохообтекаемых тел (см. Mansingh V., Oosthuizen P.H. Effects of splitter plates on the wake flow behind a bluff body. AIAA Journal, Vol. 28, 1990, с.778–783; Hasan M.A.Z., Budair M.O. Role of Splitter Plates in Modifying Cylinder Wake Flows. AIAA Journal, Vol. 32, No. 10, 1994, с.1992–1998; Akamura Y.N. Vortex shedding from bluff bodies with splitter plates. Journal of Fluids and Structures, Vol. 10, 1996, с.147–158). Разделительные пластины смещают начало вихреобразования ниже по потоку и уменьшают его интенсивность. Особенно заметено эффект от использования пластин проявляется начиная с их длины приблизительно от 3 до 5 характерных поперечных размеров плохообтекаемых тел. Наличие зазора между пластинами и телами как минимум до 0.5 характерного поперечного размера слабо влияет на этот эффект.

Исследование разделительных пластин с проницаемыми для потока перфорированными или сеточными поверхностями показало, что они также могут снижать влияние вихреобразования позади цилиндрических тел (Cardell G.S. Flow Past a Circular Cylinder with a Permeable Splitter Plate, Ph.D. Thesis, California Institute of Technology, 1993). При этом для проницаемых поверхностей характерны пониженные поперечные аэродинамические нагрузки (Голубев А.Г., Столярова Е.Г., Калугина М.Д. Особенности обтекания перфорированных пластин дозвуковым потоком воздуха. Инженерный журнал: наука и инновации, 2020, вып. 5.). Проницаемость поверхности характеризуется степенью перфорации, т.е. отношением площади отверстий к площади поверхности в процентах (Голубев А.Г., Столярова Е.Г., Калугина М.Д. Особенности обтекания перфорированных пластин дозвуковым потоком воздуха. Инженерный журнал: наука и инновации, 2020, вып. 5., с. 3).

При исследовании обтекания тел воздушно-капельным потоком представляет интерес осаждение содержащихся в нем капель жидкости на поверхностях тел. Наибольшее осаждение капель происходит на лобовых, в частности носовых, поверхностях вблизи линий растекания – условных линий на поверхности, на которых поток расходится в разные стороны (пример линии растекания – см. Семисынов А.И., Федоров А.В., Новиков В.Е., Семенов Н.В., Косинов А.Д. Исследования устойчивости и перехода на скользящем цилиндре в сверхзвуковом потоке. Прикладная механика и теоретическая физика, 2003, Т. 44, №2, c.73, рис. 1). Характерным для обтекания воздушно-капельным потоком является также существование затененных зон, в которых капли отсутствуют, и местное увеличение концентрации капель около внешних границ затененных зон (см. Тенишев Р.Х., Строганов Б.А., Савин В.С., Кординов В.К., Тесленко А.И., Леонтьев В.Н. Противообледенительные системы летательных аппаратов. Основы проектирования и методы испытаний. М., Машиностроение, 1967, с.99,100).

Для исследования особенностей потока у поверхности тел могут применяться различные методы визуализации (см. Энциклопедия Авиация. М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, с.137). Детальную информацию о потоке можно получить с помощью вычислительной гидродинамики (см., например, Брутян М.А., Вышинский В.В., Ляпунов С.В. Основы дозвуковой аэродинамики. М., Наука, 2021. с.125–174). В частности экспериментальные и вычислительные методы позволяют определять положение линий растекания.

За прототип принят способ исследования в воздушно-капельном потоке укороченной модели аэродинамической поверхности (NACA Research Memorandum E56E11, 1956). В данном способе полноразмерную аэродинамическую поверхность под углом атаки заменяют ее усеченной по хорде носовой частью с укороченной хвостовой частью. Для достижения близких характеристик осаждения капель на носовой части укороченной модели по сравнению с полноразмерной аэродинамической поверхностью замену ее хвостовой части компенсируют отклонением хвостовой части модели. Испытания укороченной модели проводились в вариантах с носовой частью, усеченной на 50% и 30% хорды полноразмерной модели, а упрощенная хвостовая часть была составлена из соединенных между собой панелей.

Недостатком данного способа является создание укороченной моделью подъемной силы, близкой к подъемной силе полноразмерной аэродинамической поверхности, в результате чего повышается влияние модели на поле скоростей в рабочей части. При этом капли, осаждающиеся на носовой части модели, подходят к ней со смещенных к периферии ядра потока областей. Кроме того, к недостаткам прототипа относится также возможное осаждение капель на отклоненной хвостовой части, выступающей за пределы затененной зоны в область потока с повышенной концентрацией капель. В результате, при исследовании обледенения лед может нарастать не только на носовой, но и на хвостовой части.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является уменьшение влияния на поле скоростей в рабочей части при исследовании укороченной аэродинамической модели в воздушно-капельном потоке. Это позволяет улучшить контроль параметров воздушно-капельного потока, а также увеличить допустимый размер моделей

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе исследования осаждения капель на аэродинамической поверхности в воздушно-капельном потоке с помощью модели с укороченной хвостовой частью и усеченной по хорде носовой частью, заключающемся в отклонении части модели для получения на модели условий осаждения капель, сходных с условиями на полноразмерной модели, модель в воздушно-капельный поток устанавливают так, чтобы средняя линия хвостовой части модели располагалась вдоль набегающего воздушно-капельного потока, а носовую часть отклоняют таким образом, чтобы положение линии растекания на ней соответствовало положению линии растекания на полноразмерной модели.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что аэродинамическая модель для исследования осаждения капель на аэродинамической поверхности в воздушно-капельном потоке с укороченной хвостовой частью и усеченной по хорде носовой частью, выполнена с возможностью отклонения носовой части по отношению к хвостовой части, при этом носовая часть модели усечена на 10-15% хорды исследуемой аэродинамической поверхности полноразмерной модели, а хвостовая часть модели выполнена с продольным размером, составляющим 30-50% хорды исследуемой аэродинамической поверхности полноразмерной модели.

При этом в различных вариантах хвостовую часть модели выполняют клинообразной, сужающейся вдоль потока или выполняют в виде пластины. Для снижения нагрузок на хвостовую часть модели ее могут выполнять с перфорацией.

Модель при выбранном взаимном положении ее частей закрепляют на стенках рабочей части АХТ, согласно используемым в конкретной АХТ процедурам (на рисунках не показано).

Изобретение поясняется следующими фигурами. Все фигуры представлены в разрезе.

На фигурах 1 и 3 схематически представлены профили аэродинамической поверхности и ее усеченной по хорде носовой части для прототипа и предлагаемого изобретения, соответственно.

На фигуре 2 схематически представлен профиль модели с усеченной по хорде носовой частью и отклоненной укороченной хвостовой частью для прототипа.

На фигурах 4 и 5 схематически представлены профили модели с усеченной по хорде носовой частью и хвостовой частью клинообразной формы и в виде пластины, соответственно.

На фигурах 6 – 9 схематически представлены траектории капель воды, частично оседающих на носовой части исследуемой аэродинамической поверхности, на носовой части модели для прототипа, на носовой части для предлагаемого изобретения в вариантах с клинообразной хвостовой частью и хвостовой частью в виде пластины, соответственно.

На фигуре 10 схематически представлено обтекание модели с усеченной по хорде носовой частью без хвостовой части.

Перечень позиций и обозначений к изобретению «Способ исследования осаждения капель на аэродинамической поверхности в воздушно-капельном потоке и аэродинамическая модель для его реализации»:

1 – усеченная носовая часть аэродинамической поверхности;

2 – прямая, проходящая через переднюю и заднюю кромки аэродинамической поверхности;

3 – отсекаемая хвостовая часть аэродинамической поверхности;

4 – клинообразная хвостовая часть;

5 – направление набегающего потока;

6 – хвостовая часть в виде пластины;

7 – траектории капель воды;

8 – аэродинамическая поверхность;

9 – прототип, модель с усеченной носовой частью и отклоненной хвостовой частью;

10 – модель с усеченной носовой частью и клинообразной хвостовой частью;

11 – модель с усеченной носовой частью и хвостовой частью в виде пластины;

12 – модель с усеченной носовой частью без хвостовой части;

13 – вихревой след.

На фигурах 1 – 5 изображены модели с усеченной носовой частью 1 аэродинамической поверхности. На фигурах 1 – 9 показана прямая 2, проходящая через переднюю и заднюю кромки аэродинамической поверхности. При этом на фигурах 1 и 3 пунктирными линиями показаны отсекаемые хвостовые части 3 аэродинамической поверхности, включая задние кромки, через которые проходит прямая 2. На остальных фигурах отсекаемые хвостовые части 3 аэродинамической поверхности не показаны, а прямая 2 характеризует наклон усеченной носовой части 1. На фигуре 2 показана модель – прототип с отклоненной хвостовой частью 4. На фигурах 4 и 5 показаны направление набегающего потока 5 и установленные вдоль этого направления клинообразная хвостовая часть 4 и хвостовая часть 6 в виде пластины. На фигурах 6 – 9 показаны траектории капель 7, частично оседающих на носовой части аэродинамической поверхности 8 (фигура 6), модели – прототипа 9 с усеченной носовой частью и отклоненной хвостовой частью (фигура 7), модели 10 с усеченной носовой частью и клинообразной хвостовой частью (фигура 8) и модели 11 с усеченной носовой частью и хвостовой частью в виде пластины (фигура 9). На фигуре 10 показана модель12 с усеченной носовой частью без хвостовой части и вихревой след 13 позади нее.

Способ исследования аэродинамической модели в воздушно-капельном потоке заключается в следующем. В отличие от прототипа, для которого вместо отсекаемой хвостовой части 3 используют отклоненную клинообразную хвостовую часть 4 (фигуры 1 и 2), в предлагаемом способе используют укороченную носовую часть 1 (фигура 3), которую отклоняют относительно клинообразной хвостовой части 4 (фигура 4) или хвостовой части 6 в виде пластины (фигура 5), при этом хвостовые части 4 или 6 устанавливают так, чтобы средняя линия хвостовой части модели располагалась вдоль набегающего воздушно-капельного потока 5, а носовую часть отклоняют относительно хвостовой части таким образом, чтобы положение линии растекания на ней соответствовало положению линии растекания на полноразмерной модели.

В результате, если при обтекании исследуемой аэродинамической модели 8 и прототипа 9 при создании ими подъемной силы траектории капель 7 искривлены (фигуры 6 и 7), то в предлагаемом способе при обтекании моделей 10 и 11 с усеченной носовой частью и клинообразной хвостовой частью или хвостовой частью в виде пластины, соответственно, траектории капель 7 перед моделями 10 и 11 отклоняются слабо (фигуры 8 и 9), и таким образом уменьшается влияния модели на поле скоростей в рабочей части.

Поскольку хвостовая часть модели не выступает за пределы затененной зоны в область потока с повышенной концентрацией капель, то исключена возможность активного нарастания льда на хвостовой части модели.

Аэродинамическая модель для исследования осаждения капель на аэродинамической поверхности в воздушно-капельном потоке с укороченной хвостовой частью и усеченной по хорде носовой частью, выполнена с возможностью отклонения носовой части по отношению к хвостовой части, при этом носовая часть модели усечена на 10-15% хорды исследуемой аэродинамической поверхности полноразмерной модели, а хвостовая часть модели выполнена с продольным размером, составляющим 30-50% хорды исследуемой аэродинамической поверхности полноразмерной модели.

В различных вариантах хвостовую часть модели выполняют клинообразной, сужающейся вдоль потока или выполняют в виде пластины. Для снижения нагрузок на хвостовую часть модели ее могут выполнять с перфорацией.

При этом наличие хвостовых частей позади моделей с усеченными носовыми частями является необходимым, т.к. позади модели 12 без хвостовой части образуется развитый вихревой след 13, который загромождает поток (фигура 10).

Расчетные исследования, показали, что, например, для аэродинамической поверхности, образованной крыловым профилем, под углом атаки 5° к набегающему потоку, близкое положение линий растекания, приводящее к сходному осаждению капель на носовой части, получается при отклонении усеченной на 10 – 15% хорды рассматриваемого профиля носовой части на угол 17 – 18° к набегающему потоку. При этом для подавления активного вихреобразования позади усеченной носовой части моделировалась расположенная вдоль набегающего потока хвостовая часть клинообразной формы или в форме пластины с продольным размером 30 – 50% хорды рассматриваемого профиля. Согласно расчетам при наличии на пластине перфорации со степенью до 50% активное подавление вихреобразования сохранилось.

В результате достигнут технический результат по уменьшению влияния модели на поле скоростей в рабочей части. Это улучшает контроль параметров воздушно-капельного потока, т.к. капли оседают на моделях с центральной части ядра потока, и увеличивает допустимый размер моделей, т.к. модели слабее воздействуют на поток перед ними. Кроме того, исключена возможность активного нарастания льда на хвостовой части моделей, т.к. она полностью находится в затененной области.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики при исследовании моделей в воздушно-капельном потоке, в частности при исследовании процессов обледенения. Предложен способ исследования аэродинамических моделей в воздушно-капельном потоке, при котором для получения на модели сходных с исследуемой аэродинамической поверхностью характеристик осаждения капель из набегающего воздушно-капельного потока отклоняют носовую часть модели, а хвостовую часть модели устанавливают вдоль набегающего воздушно-капельного потока. Для реализации способа используют аэродинамическую модель с укороченной хвостовой частью и усеченной по хорде носовой частью, при этом она выполнена с возможностью отклонения носовой части по отношению к хвостовой части, носовая часть модели усечена на 10-15% хорды исследуемой аэродинамической поверхности полноразмерной модели, а хвостовая часть модели выполнена с продольным размером, составляющим 30-50% хорды исследуемой аэродинамической поверхности полноразмерной модели. Технический результат - уменьшение влияния на поле скоростей в рабочей части при исследовании укороченных аэродинамических моделей в воздушно-капельном потоке с целью улучшения контроля параметров воздушно-капельного потока, увеличить допустимый размер моделей, а также исключения возможности активного нарастания льда на хвостовой части модели. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

1. Способ исследования осаждения капель на аэродинамической поверхности в воздушно-капельном потоке с помощью модели с укороченной хвостовой частью и усеченной по хорде носовой частью, заключающийся в отклонении части модели для получения на модели условий осаждения капель, сходных с условиями на полноразмерной модели, отличающийся тем, что модель в воздушно-капельный поток устанавливают так, чтобы средняя линия хвостовой части модели располагалась вдоль набегающего воздушно-капельного потока, а носовую часть отклоняют таким образом, чтобы положение линии растекания на ней соответствовало положению линии растекания на полноразмерной модели.

2. Аэродинамическая модель для исследования осаждения капель на аэродинамической поверхности в воздушно-капельном потоке с укороченной хвостовой частью и усеченной по хорде носовой частью, отличающаяся тем, что выполнена с возможностью отклонения носовой части по отношению к хвостовой части, при этом носовая часть модели усечена на 10-15% хорды исследуемой аэродинамической поверхности полноразмерной модели, а хвостовая часть модели выполнена с продольным размером, составляющим 30-40% хорды исследуемой аэродинамической поверхности полноразмерной модели.

3. Аэродинамическая модель по п. 2, отличающаяся тем, что хвостовая часть модели выполнена в виде пластины.

4. Аэродинамическая модель по п. 2 или 3, отличающаяся тем, что хвостовая часть модели выполнена с перфорацией.