Способ проведения испытаний в аэродинамической трубе с моделированием влияния периодического порыва ветра Российский патент 2024 года по МПК G01M9/00 

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для исследования в аэродинамической трубе (АДТ) аэродинамических характеристик летательного аппарата (ЛА) с учетом влияния вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра на высоте сверхзвукового, трансзвукового и дозвукового полета.

Порывы ветра на высоте полета ЛА влияют на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный пограничный слой, на интенсивность звукового удара на земле, на устойчивость работы авиационных двигателей (особенно на режимах взлета и посадки), на появление отрыва (бафтинга), проявляются в перегрузках, которые надо учитывать и компенсировать для предотвращения разрушения конструкции летательного аппарата.

В настоящее время влияние вертикального порыва ветра на громкость звукового удара, проявляющееся в изменении угла атаки ЛА, оценивается путем проведения расчетов (West IV, Т.К., Reuter, B.W., Walker, E.L., Kleb, В., and Park, M.A., "Uncertainty Quantification and Certification Prediction of Low-Boom Supersonic Aircraft Configurations (Invited)," 32nd AIAA Applied Aerodynamics Conference, Atlanta, Georgia, 16-20 June 2014. doi:10.2514/6.2014-2139; Lazzara, D.S., Magee, Т., Shen, H., and Mabe, J.H. Off-Design Sonic Boom Performance for Low-Boom Aircraft // AIAA Scitech 2019 Forum, San Diego, California, 7-11 January 2019. doi: 10.2514/6.2019-0606).

Однако до сих пор велико значение экспериментальных данных, с которыми сравнивают результаты расчетов.

Известен способ моделирования порыва ветра на высоте полета ЛА, описанный в работе Михайлова Ю.С.«Экспериментальное моделирование воздействия вихревого следа на модель самолета авиации общего назначения (АОН) в аэродинамической трубе Т-103 ЦАГИ» (Труды ЦАГИ, вып. 2622, 1996, стр. 188-196), в которой говорится о возможности моделировать порыв ветра двухсекционной решеткой крыльев, установленной с помощью рамы на выходном сечении сопла трубы (фиг. 1). Для профилирования крыльев решетки был взят симметричный профиль с относительной толщиной 13%. Крылья разнесены в вертикальной плоскости на расстояние около двух хорд профилей решетки. Конструкция каждой секции решетки состояла из двух полукрыльев, угол отклонения которых мог варьироваться в диапазоне ±15°. Симметричное отклонение крыльев с определенной частотой вверх и вниз моделирует порывы ветра, а дифференциальное отклонение - вихревой след (жгут) за большим самолетом, который воздействует на ЛА, летящий следом (фиг. 1а). Измерение углов скоса потока выполнялись с помощью комбинированного пневмометрического насадка, включающего приемники углов скоса и скорости набегающего потока. Измерение углов скоса проводились в трех сечениях трубы при отсутствии модели в рабочей части.

Недостатком вышеописанного способа является невозможность проводить испытания в АДТ с моделированием в рабочей части порыва ветра на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах, а также ограниченный диапазон моделируемых частот нестационарного процесса (чисел Струхаля). Важен масштаб неоднородности скорости порыва, чем быстрее возрастает скорость, тем больше влияние порыва, проявляющееся в перегрузке, действующей на ЛА.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является расширение экспериментальных возможностей способа за счет возможности плавного изменения частоты смоделированного периодического порыва ветра как при дозвуковых, так и сверхзвуковых скоростях течения в АДТ, что позволяет, например, проводить испытания динамически подобных моделей по определению резонансных частот; уменьшение трудоемкости проведения испытания модели летательного аппарата с моделированием вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра при различных частотах порыва ветра.

Технический результат достигается тем, что в способе проведения испытаний модели летательного аппарата в аэродинамической трубе, включающем создание в газовом потоке крупномасштабных вихрей при помощи вихрегенератора в виде пластины с острыми кромками, установленной от стенки до стенки АДТ, при этом ось симметрии пластины, параллельную ее острым кромкам, размещают в плоскости перпендикулярной оси х форкамеры и рабочей части АДТ под углом θ=0° к горизонту, моделируя вертикальный порыв ветра, или под углом θ=90° к горизонту, моделируя горизонтальный порыв ветра, или при промежуточном положении, моделируя порыв с вертикальным и горизонтальным компонентами поперечной к оси х трубы скорости порыва ветра; при дозвуковых и трансзвуковых испытаниях ВТ располагают в форкамере, сопле или в рабочей части перед моделью; при сверхзвуковых испытаниях ВГ располагают в форкамере или дозвуковой части сопла; ВГ располагают в зоне контура АДТ до модели, где число Рейнольдса, посчитанное по ширине пластины больше 50 и меньше 2,9x10⁶; аттестацию ВГ проводят путем весовых испытаний модели для ВГ заданного размера, установленного в выбранном сечении АДТ при угле θ=0° при заданном полном давлении в форкамере и скорости потока в рабочей части, с последующим определением зависящих от времени эффективных углов скоса и скорости порыва ветра в рабочей части АДТ в вертикальной плоскости, с последующим пересчетом для горизонтальной плоскости при угле θ=90° или для произвольного угла в диапазоне 0°<θ<90°; проведение испытания модели летательного аппарата с моделированием посредством аттестованного ВГ вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра, пластину вихрегенератора размещают в контуре АДТ с возможностью ее вращения вокруг оси симметрии пластины G параллельной ее острым кромкам и перпендикулярной оси х форкамеры и рабочей части АДТ по углу поворота δ, а испытания модели летательного аппарата с моделированием периодического вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра проводят для выбранного угла θ при плавном изменении угла δ в диапазоне от 0° до 90°.

Технический результат также достигается тем, что в качестве модели летательного аппарата используют динамически подобную модель летательного аппарата.

Изобретение поясняется следующими фигурами.

Фиг. 1. Стенд для механического моделирования вертикального порыва ветра (аналог).

Фиг. 1 а. Картина течения в поперечном сечении рабочей части стенда-аналога для механического моделирования вертикального порыва ветра и вихревого жгута.

Фиг. 2. Моделирование воздействия порыва ветра на установленную в рабочей части аэродинамическую модель (в данном случае - профиль крыла) при дозвуковых скоростях течения в рабочей части, вихрегенератор установлен в форкамере АДТ под углами: θ=0° относительно горизонта и δ=90° к оси форкамеры и рабочей части.

Фиг. 3. Зависимость от времени t вертикальной силы Y, действующей на профиль, установленный в рабочей части, вихрегенератор длиной 225 мм установлен в форкамере АДТ вертикально под углами: θ=0° относительно горизонта и δ=90°, М<1, угол атаки профиля 3°.

Фиг. 4. Моделирование воздействия порыва ветра на установленный в рабочей части профиль крыла, вихрегенератор установлен в форкамере АДТ под углами: θ=0° относительно горизонта и δ=30° к оси форкамеры и рабочей части при дозвуковых скоростях течения в рабочей части.

Фиг. 5. Зависимость от времени t вертикальной силы Y, действующей на профиль при дозвуковых скоростях течения в рабочей части М=0,49, вихрегенератор установлен в форкамере АДТ под углами: θ=0° относительно горизонта и δ=30° к оси форкамеры и рабочей части, М<1, угол атаки профиля 3°.

Фиг. 6. Зависимость от времени t вертикальной силы Y, действующей на профиль при сверхзвуковых скоростях течения в рабочей части М=1.77, вихрегенератор длиной 450 мм установлен в форкамере АДТ вертикально под углами: θ=0° относительно горизонта и δ=90° к оси форкамеры и рабочей части.

Фиг. 7. Моделирование воздействия порыва ветра на установленный в рабочей части профиль крыла при сверхзвуковых скоростях течения в рабочей части М=1.77, вихрегенератор установлен в форкамере АДТ под углами: θ=0° относительно горизонта и δ=45°к оси форкамеры и рабочей части.

Фиг. 8. Зависимость от времени t вертикальной силы Y, действующей на профиль при сверхзвуковых скоростях течения в рабочей части М=1.77, вихрегенератор длиной 450 мм установлен в форкамере АДТ под углами: θ=0° относительно горизонта и δ=45° к оси форкамеры и рабочей части, угол атаки профиля 3°.

Предлагаемый способ испытаний в АДТ моделирования периодического вертикального порыва ветра с возможностью плавного изменения частоты и амплитуды порыва состоит в следующем. АДТ оснащают вихрегенератором, например, в виде пластины с острыми кромками. Обозначим ось форкамеры и рабочей части АДТ как ось х, тогда вертикальную ось обозначим как ось у, а горизонтальную ось обозначим как ось z. Начало координат (х=0, у=0, z=0) поместим в центр пластины.

Ось симметрии пластины, проходящей между острыми кромками пластины, параллельно им, и расположенную в плоскости самой пластины, обозначим как ось G. Угол поворота пластины вокруг оси G обозначим δ.

Пластину первоначально устанавливают, например, на вспомогательном координатном механизме, в вертикальной плоскости y0z так, что ось х проходит через центр пластины, а плоскость самой пластины, ее ось симметрии G и острые кромки лежат в плоскости y0z. Угол θ показывает положение пластины относительно горизонта (при θ=0° ось симметрии пластины G и ее острые кромки расположены горизонтально, при θ=90° -вертикально). Тогда при θ=0° (горизонтальное расположение острых кромок) моделируется вертикальный порыв ветра, при θ=90° (вертикальное расположение острых кромок) моделируется горизонтальный порыв, при промежуточном положении по углу θ оси симметрии пластины G и ее острых кромок моделируется порыв ветра с вертикальным и горизонтальным компонентами поперечной к оси х трубы скорости порыва ветра.

При дозвуковых и трансзвуковых испытаниях, вихрегенератор располагают в форкамере, сопле или в рабочей части перед аэродинамической моделью; при сверхзвуковых испытаниях, вихрегенератор располагают в форкамере или дозвуковой части сопла; вихрегенератор располагают в зоне контура АДТ до модели, где число Рейнольдса, посчитанное по ширине пластины больше 50 и меньше 2,9x10⁶.

Далее проводят аттестацию вихрегенератора по методике, изложенной в заявке на получение патента РФ № 2024107127 от 19.03.2024. Перед проведением испытаний различных моделей в АДТ с моделированием порыва ветра на высоте полета ЛА углы скосов и значения скоростей порыва ветра перпендикулярные оси АДТ в рабочей части, создаваемые вихрегенератором на заданном режиме, измеряются для вихрегенератора заданного размера, установленного в выбранном сечении АДТ при заданном полном давлении в форкамере, при заданной скорости потока в рабочей части в числах Маха, М. Аттестация вихрегенератора производится путем проведения весовых испытаний контрольной или другой модели (фиг. 3) при перечисленных условиях с горизонтальным расположением острых кромок вихрегенератора θ=0° и последующим определением зависящего от времени эффективного угла скоса Δα_0эф(t,М) в вертикальной плоскости (изменение угла атаки по времени t) в вместе расположения модели при заданной скорости М в рабочей части.

Определение Δα_0Эф(t:,М) (см. формулу (1)) осуществляется путем деления величины изменения подъемной силы по времени ΔY(t,M)=Y(t,M,α₁)-Y_cp1(α₁,M) (разницы величины подъемной силы Y(t,M), меняющейся по времени, и средней по времени величины подъемной силы Y_cp(M)) (см. формулу (2)), на производную средней подъемной силы модели по углу атаки в градусах Y_cp^α(M) (получается как разница двух средних значений подъемной силы модели в испытаниях на двух углах атаки с вихрегенератором в контуре трубы, деленная на разницу величин двух углов в градусах, на которых были получены средние значения) (см. формулу (3)) для данной модели:

Считаем, что Δα_0эф(t,M), ΔY(t,M), Y_cp^α(M) не зависят от угла атаки модели, используемой при аттестации вихрегенератора, поэтому при определении ΔY(t,M) могут использоваться результаты испытаний при α₁ или (Х₂. Частота изменения моделируемого порыва ветра находится из экспериментальных данных Y(t,M) как количество полных колебаний в секунду (фиг. 3).

После получения Δα_0эф(t,M) находим путем пересчета компоненты угла скоса и скорости порыва ветра для испытаний с расположением вихрегенератора в сечении АДТ с острыми кромками под углом θ к горизонту, не равным 0 (т.е. θ=90° или 0°<θ<90°). Угол скоса в вертикальной плоскости рассчитывают по формуле Δα_эф(t,М,θ)=Δα_0эф(t,М)⋅cos(θ), в горизонтальной плоскости рассчитывают по формуле Δβ_эф(t,М,θ)=Δα_0эф(t)⋅sin(θ). При расположении вихрегенератора в сечении АДТ с острыми кромками под углом θ к горизонту, известных скосах и скорости U в рабочей части, измеренной в м/с (если U измерена в числах Маха М, тогда U=М⋅а, где а - скорость звука) эффективную скорость порыва в вертикальной плоскости в зависимости от времени рассчитывают по формуле ΔV_пуэф(t,θ,M)=UΔα_эф)(t,M,θ)/57,3, в горизонтальной плоскости рассчитывают по формуле

Далее проводят испытания с моделированием посредством аттестованного вихрегенератора вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра. Для этого модель летательного аппарата (для примера взят профиль крыла) помещают на основном координатном механизме в рабочей части аэродинамической трубы под углом атаки α.

Затем при выбранном фиксированном значении угла θ используют любое устройство на основе электродвигателя, размещенное внутри контура АДТ и позволяющее плавно поворачивать пластину вихрегенератора вокруг ее оси симметрии G, при этом, если δ=90°, то плоскость пластины совпадает с плоскостью y0z и перпендикулярна оси X; если δ=0°, то плоскость пластины проходит через ось х и перпендикулярна плоскости y0z. При этом ось симметрии пластины G всегда находится в плоскости y0z.

При плавном увеличении δ от 0° до 90° (угол δ равен нулю при положении плоскости вихрегенератора параллельно оси х АДТ) происходит плавное увеличение амплитуды порыва ветра и уменьшение его частоты и, наоборот, при плавном уменьшении δ от 90° до 0° происходит плавное уменьшение амплитуды порыва ветра и увеличение его частоты.

Для выбранного фиксированного значения угла 0 проводится испытание модели летательного аппарата с моделированием посредством аттестованного вихрегенератора вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра путем плавного изменения угла δ в диапазоне 0≤δ≤90°.

Для подтверждения работоспособности предложенного способа было проведено численное моделирование обтекания профиля под углом атаки α=3° в АДТ с установленным пластинчатым вихрегенератором для различных режимов: дозвукового и сверхзвукового. Расчеты показали, что для АДТ с размером рабочей части 0.6×0.6 кв.м. при ширине вихрегенератора 225 мм, размещенного в форкамере в месте, где диаметр ее сечения 1.2 м, скорость течения 75 м/с, давление 100 кПа, температура 295°К (Re=2.9×l0⁶ по ширине ВГ) установленного вертикально под углами: θ=0× относительно горизонта и δ=90° (фиг. 2, 3) частота периодического порыва ветра составляет 88 Гц.

При уменьшении угла установки вихрегенератора δ от 90° до 30° (фиг. 4) частота периодического порыва ветра изменялась от 88 Гц до 128 Гц, т.е. увеличивалась на 45% (фиг. 5), амплитуда действующей на профиль подъемной силы Y изменялась от 70 Н до 15 Н, т.е. уменьшалась в 4.7 раза (фиг. 5).

При расчете течения в АДТ при сверхзвуковой скорости в рабочей части М=1.77 при установке пластинчатого ВГ в том же месте в форкамере при тех же давлении, температуре и скорости при ширине вихрегенератора 450 мм при изменении угла установки δ от 90° (см. фиг. 6) до 45° (фиг. 7, 8) частота изменялась от 100 Гц до 110 Гц, амплитуда порыва ветра от 2,3 м/с до 1,5 м/с.

Если в качестве модели летательного аппарата используют динамически подобную модель летательного аппарата, тогда плавное изменение частоты периодического вертикального порыва позволяет при испытании таких моделей находить резонансные частоты, что возможно при медленном и непрерывном изменении частоты возмущения (порыва ветра).

Также целесообразно применение ВГ при исследовании динамически подобных моделей на флаттер, бафтинг. Для таких испытаний требуется возможность плавного изменения частоты моделируемого порыва ветра и его амплитуды. Для этого предлагается размещение ВГ в виде плоской пластины с острыми кромками в дозвуковой части АДТ на оси перпендикулярной оси АДТ с изменением ее положения относительно оси в испытаниях специальным устройством, размещенным в контуре АДТ, путем поворота ВГ вокруг оси.

Существенно более высокая частота порыва ветра, создаваемого плоской пластиной с заостренными кромками, позволяет использовать в испытаниях динамически подобную модель меньшего размера, чем при создании порыва ветра механически движущимся крылом (Труды ЦАГИ, вып. 2622, 1996, стр. 188-196). Меньшая модель требует в испытаниях меньший размер рабочей части АДТ, что позволит проводить эксперимент с меньшими энергозатратами, что очень важно при выполнении поисковых работ.

Способ моделирования порыва ветра может использоваться при определении параметров «ближнего поля» сверхзвукового ЛА в АДТ, так как моделирование влияния вертикального порыва ветра на ближнее поле и, соответственно, на громкость звукового удара, которое осуществляется в настоящее время, производится в квазистационарной постановке, что может давать несколько завышенную величину оценки этого влияния. Разработанный способ моделирования нестационарных порывов ветра позволит в испытаниях более точно учитывать влияние вертикального порыва ветра на громкость звукового удара на земле.

Таким образом, предложенный способ позволяет:

- Моделировать воздействия периодического порыва ветра на обтекание ЛА с использованием вихрегенератора со специальным устройством, обеспечивающим возможность плавного изменения частоты и амплитуды порыва ветра;

- Плавно увеличивать амплитуды периодического порыва ветра до 80% за счет плавного увеличения угла установки плоскости вихрегенератора относительно оси АДТ;

- Плавно уменьшать частоту периодического порыва ветра до 60% с возможностью определения резонансных частот за счет увеличения угла установки плоскости вихрегенератора относительно оси АДТ;

- Проводить испытания динамически подобных моделей малых размеров в малых АДТ, обеспечивая снижение затрат на проведение испытаний за счет достижения высокой частоты генерируемого порыва ветра и возможности ее плавного регулирования.

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для исследования в аэродинамической трубе (АДТ) аэродинамических характеристик модели летательного аппарата с учетом влияния периодического вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра на высоте сверхзвукового, трансзвукового и дозвукового полета. Способ включает создание в газовом потоке периодических крупномасштабных вихрей при помощи вихрегенератора (ВГ) в виде пластины с острыми кромками, установленной от стенки до стенки АДТ. При этом ось симметрии пластины, параллельную ее острым кромкам, размещают под различными углами, моделируя порыв с вертикальным и горизонтальным компонентами поперечной к оси трубы скорости порыва ветра. При дозвуковых и трансзвуковых испытаниях ВГ располагают в форкамере, сопле или в рабочей части перед моделью; при сверхзвуковых испытаниях ВГ располагают в форкамере или дозвуковой части сопла; ВГ располагают в зоне контура АДТ до модели. Проводят испытания модели летательного аппарата с моделированием посредством ВГ вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра. Технический результат заключается в расширении экспериментальных возможностей и повышении безопасности проведения испытания динамически подобных моделей в аэродинамической трубе за счет возможности определять их резонансные частоты. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

1. Способ проведения испытаний модели летательного аппарата в аэродинамической трубе (АДТ), включающий создание в газовом потоке крупномасштабных вихрей при помощи вихрегенератора (ВГ) в виде пластины с острыми кромками, установленной от стенки до стенки АДТ, при этом ось симметрии пластины, параллельную ее острым кромкам, размещают в плоскости, перпендикулярной оси х форкамеры и рабочей части АДТ, под углом θ=0° к горизонту, моделируя вертикальный порыв ветра, или под углом θ=90° к горизонту, моделируя горизонтальный порыв ветра, или при промежуточном положении, моделируя порыв с вертикальным и горизонтальным компонентами поперечной к оси х трубы скорости порыва ветра; при дозвуковых и трансзвуковых испытаниях ВГ располагают в форкамере, сопле или в рабочей части перед моделью; при сверхзвуковых испытаниях ВГ располагают в форкамере или дозвуковой части сопла; ВГ располагают в зоне контура АДТ до модели, где число Рейнольдса, посчитанное по ширине пластины больше 50 и меньше 2,9×10⁶; аттестацию ВГ проводят путем весовых испытаний модели для ВГ заданного размера, установленного в выбранном сечении АДТ при угле θ=0° при заданном полном давлении в форкамере и скорости потока в рабочей части, с последующим определением зависящих от времени эффективных углов скоса и скорости порыва ветра в рабочей части АДТ в вертикальной плоскости, с последующим пересчетом для горизонтальной плоскости при угле θ=90° или для произвольного угла в диапазоне 0°<θ<90°; проведение испытания модели летательного аппарата с моделированием посредством аттестованного ВГ периодического вертикального, горизонтального или смешанного порыва ветра, при котором пластину ВГ размещают в контуре АДТ с возможностью ее вращения вокруг оси симметрии пластины, параллельной ее острым кромкам и перпендикулярной оси х форкамеры и рабочей части АДТ, по углу поворота δ, при этом модель летательного аппарата испытывают при выбранном угле θ путем плавного изменении угла δ в диапазоне от 0° до 90°.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве модели летательного аппарата используют динамически подобную модель летательного аппарата.