Способ измерения статического давления в ближнем поле летательного аппарата вне пограничного слоя в аэродинамических трубах Российский патент 2024 года по МПК G01M9/06 

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для исследования ближнего поля давления модели при сверхзвуковом обтекании в аэродинамической трубе (АДТ).

В последнее время возрос интерес к созданию сверхзвукового пассажирского самолета (СПС). В то же время остро стоит вопрос воздействия звукового удара на людей, здания и даже животных. В этих условиях СПС нового поколения должен обеспечивать низкий уровень звукового удара и укладываться в современные нормативы по допустимому уровню создаваемого шума, накладывающие существенные ограничения на компоновку СПС, параметры двигателя и их расположение, воздухозаборные и выходные устройства.

Наилучшее качество данных о параметрах звукового удара, создаваемого исследуемой компоновкой, можно получить в ходе летного эксперимента. Однако такой вид исследований чрезвычайно дорог и его применение рационально на финальной стадии утверждения компоновки самолета и валидации рассчитанных характеристик, полученных другими менее затратными методами.

Менее затратной альтернативой летному эксперименту является проведение исследований в АДТ. В этом случае имеется проблема ограниченного пространства рабочей части для оценки звукового удара на больших расстояниях. Для преодоления этой проблемы был разработан комплексный экспериментально-расчетный метод, основанный на измерении параметров потока в ближней зоне модели летательного аппарата (ЛА), установленной в рабочей части АДТ, и последующим расчетом эволюции измеренных профилей давления при удалении на большие расстояния [Жилин Ю.Л., Коваленко В.В. О связывании ближнего и дальнего полей в задаче о звуковом ударе. 1998, «Ученые записки ЦАГИ», том 29, №3-4, с. 111-122.].

Для исследования распределения давления в ближней зоне летательного аппарата известны различные подходы. Можно классифицировать такие подходы на панорамные (дают картину течения в целом за один акт измерения) и на точечные (полнота картины течения обеспечивается процессом сканирования по пространству), а также их комбинации.

В статье [Чернышев С.Л., Иванов А.И., Киселев А.Ф., Коваленко В.В., Мошаров В.Е., Чиркашенко В.Ф., Волков В.Ф., Фомин В.М., Харитонов А.М. Совершенствование методов физического моделирования явления звукового удара от сверхзвукового самолета//В сборнике: Результаты фундаментальных исследований в прикладных задачах авиастроения. Москва, 2016, с. 41-54; Дядченко Г.Е., Ереза А.Г., Иванов А.И., Киселев А.Ф., Мошаров В.Е.] описан метод, в котором распределение давления в ближнем поле измерялось с помощью дренированной пластины, соединенной пневмотрассами с датчиками давления, и с использованием бароиндикаторного покрытия на ней.

Недостатками описанного способа являются: наличие пограничного слоя над пластиной, возбуждение дополнительных возмущений самой пластиной, а также требования к прочности всего конструктива, вызванного достаточно большой омываемой площадью пластины.

Известен способ [Теперин Л.Л., Чернышев С.Л., Юдин В.Г. Устройство для исследования поля давления модели в аэродинамической трубе//Патент на изобретение RU 2697569 С1, 15.08.2019. Заявка 2018142109 от 29.11.2018], в котором распределение давления в ближнем поле измерялось на стенке АДТ, на которую нанесено бароиндикаторное покрытия.

Недостатками данного способа являются: наличие развитого турбулентного пограничного слоя на стенке АДТ, высокие требования к фоторегистрирующей аппаратуре, температурная чувствительность бароиндикаторных покрытий.

Известен способ для исследования ближнего поля давления модели в АДТ, принятый за прототип [Затолока Е.Н., Чиркашенко В.Ф., Юдинцев Ю.Н. АС №1074221, МПК G01M 9/00 1981г.], включающий помещение в поток генератора ударной волны (УВ) и гребенки зондов для измерения давления, относительное перемещение генератора и гребенки зондов, измерение давлений торможения и параметров невозмущенного потока.

Недостаток данного способа обусловлен высокими требованиями к измерению давления торможения и при числе Маха менее 2.5, что соответствует планируемым режимам эксплуатации СПС, предпочтительнее методы с измерением статического давления.

Целью данного изобретения является устранение недостатков предшествующего уровня техники.

Техническим результатом является увеличение производительности и качества проводимых исследований в области звукового удара. Повышение качества измерений обусловлено измерением распределения статического давления с минимизированным влиянием пограничного слоя.

Способ измерения распределения статического давления в ближнем поле летательного аппарата (ЛА) в рабочей части (РЧ) аэродинамической трубы (АДТ), характеризуется тем, что модель ЛА закрепляют на ножевой державке к стенке РЧ АДТ с таким расчетом, чтобы обеспечить положение ударной волны (УВ) от носика модели ЛА, отраженной от ближайшей стенки РЧ АДТ, ниже по потоку относительно УВ от хвостовой части модели ЛА. В РЧ АДТ вне области пограничного слоя размещают измерительное устройство, содержащее набор насадков статического давления, подключенных к электронным манометрам и закрепленных на координатном устройстве, обеспечивающим возможность перемещения координатного устройства вдоль оси РЧ АДТ по заданному набору координат. В процессе испытаний посредством измерительного устройства проводят измерение распределения статического давления вдоль оси РЧ каждым из насадков статического давления. Проводят измерения параметров набегающего потока: полного и статического давления в РЧ АДТ, участвующих при расчете числа Маха. Измерения статического давления, параметров набегающего потока и данных о пространственном положении набора насадков статического давления проводят с использованием системы измерений, обеспечивающей синхронизированный сбор данных. Измеренное таким образом распределение статического давления в области ближнего поля ЛА, а также параметры набегающего потока в дальнейшем используют для расчета уровней звукового удара в области дальнего поля.

Координатное устройство обеспечивает ход вдоль оси рабочей части достаточный для измерения распределения статического давления в области, ограниченной УВ, создаваемыми носиком и хвостовой частью модели ЛА.

Форма носика каждого из насадков статического давления имеет конусную либо оживальную форму, а для измерения давления используют пару диаметрально расположенных приемных отверстий, находящихся на расстоянии более 8 диаметров насадка от его носика.

Каждый из насадков статического давления располагают таким образом, чтобы УВ, создаваемая его носиком, отраженная от стенки РЧ АДТ с учетом толщины пограничного слоя, попадала на насадок ниже по потоку от приемных отверстий.

Каждый из насадков статического давления ориентируют таким образом, чтобы линия, соединяющая приемные отверстия, располагалась ортогонально направлению фронта УВ от модели ЛА.

Набор насадков статического давления располагают на таком расстоянии от стенок РЧ, чтобы в области измерений УВ от носика модели ЛА, отраженная от стенок, располагалась ниже по потоку относительно УВ от хвостовой части ЛА.

Взаимное положение насадков статического давления выбирают таким образом, чтобы для каждого из них УВ, создаваемые носиками соседних насадков, попадали на насадок ниже по потоку от приемных отверстий.

Электронные манометры, подключенные к каждому из насадков статического давления, обеспечивают погрешность измерений давления не выше 5×10^-4 динамического давления.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами:

Фиг.1. Схема стенда для измерения статического давления в ближнем поле летательного аппарата вне пограничного слоя.

Фиг 2. Предлагаемое расположение массива насадков статического давления на фронтальном виде схемы.

Фиг 3. Схема ориентации приемных отверстий насадков статического давления.

Фиг 4. Форма носика насадка статического давления и его характерные геометрические параметры.

Позициями на фиг обозначены:

1 - стенки РЧ АДТ;

2 - исследуемая модель ЛА;

3 - обтекаемое поддерживающее устройство, обеспечивающее крепление модели ЛА к стенкам РЧ АДТ;

4 - насадки статического давления;

5 - координатное устройство с системой крепления массива насадков статического давления;

6 - границы пограничного слоя, развивающегося на стенках РЧ АДТ;

7 - УВ, сгенерированная носиком модели ЛА, распространяющаяся в сторону ближайшей стенки РЧ АДТ;

8 - УВ, сгенерированная носиком модели ЛА, распространяющаяся в сторону массива насадков статического давления;

9 - УВ, сгенерированная хвостовой частью модели ЛА, распространяющаяся в сторону массива насадков статического давления;

10 - УВ, сгенерированная носиком модели ЛА, отраженная от пограничного слоя на ближайшей стенке РЧ АДТ;

11 - УВ, сгенерированная носиком модели ЛА, отраженная от пограничного слоя на дальней стенке РЧ АДТ;

12 - УВ, сгенерированная носиком насадка статического давления;

13 - УВ, сгенерированная носиком насадка статического давления, отраженная от пограничного слоя на стенке РЧ АДТ.

Для обеспечения технического результата от изобретения требуется соблюсти ряд условий, изложенных далее по тексту, в том числе и в виде формул, помогающих в выборе местоположения для модели ЛА в РЧ АДТ, области измерений с использованием массива насадков статического давления и выбора расстояний между ними. В приводимых формулах использованы следующие обозначения:

N - количество насадков статического давления в массиве;

i=1…N - порядковый номер насадка статического давления в массиве;

β_i - азимутальный угол i-го насадка;

δ - толщина пограничного слоя на стенке рабочей части АДТ;

γ - адиабатическая постоянная;

C_P - коэффициент давления;

d_нсд - диаметр насадка статического давления;

H - габаритная высота модели ЛА;

L - габаритная длина модели ЛА;

l_нсд - расстояние от носика насадка статического давления до приемных отверстий на нем;

M - число Маха набегающего потока;

q - динамическое давление;

P₀ - полное давление набегающего потока;

Р_ст - статическое давление набегающего потока;

Р_ст,бп - статическое давление в области ближнего поля, измеряемый насадком статического давления;

ΔХ_ку - длина хода координатного устройства вдоль оси X;

y_АДТ - расстояние между стенками рабочей части АДТ вдоль оси Y;

y_нос - расстояние от носика модели ЛА до стенки АДТ;

y_нсд - расстояние от плоскости измерений насадков статического давления до стенки АДТ;

z - расстояние вдоль оси Z от линии проекции оси модели на плоскость измерений;

z_i - положение i-го насадка на оси Z;

z_АДТ - расстояние между стенками рабочей части АДТ вдоль оси Z.

На этапе подготовки к испытаниям выбирают сверхзвуковой режим с числом Маха, соответствующим полетному. На основе этого числа Маха определяют требования к расположению модели и насадков статического давления.

Модель ЛА 2 (см. Фиг. 1, 2) располагают в РЧ АДТ прямоугольного сечения размером y_АДТ×z_АДТ, на обтекаемом поддерживающем устройстве 3 (ножевая державка), прикрепленном к стенке АДТ 1. Данный способ крепления имеет преимущество по сравнению с методом крепления за хвостовую часть модели за счет меньшего влияния на распределение давления в области хвостовой УВ. Как правило в АДТ y_АДТ ≈z_АДТ.

Расстояние от модели ЛА до стенки y_нос рабочей части выбирают таким образом, чтобы УВ 10 от носика модели, отраженная от стенки, находилась ниже по течению, чем УВ, сгенерированная на хвосте ЛА 9. В предположении слабых УВ можно использовать предположение о равенстве угла падения и угла отражения, что дает форму линии возмущения от носика x_{УВнос_ст}(z, y_нос), отраженной от пограничного слоя на стенке, ближней к модели ЛА:

(1)

Форму линии возмущения на противоположной стенке можно оценить следующей формулой:

(2)

Таким образом, выбирают такое расстояние y_нос, чтобы выполнилось условие:

(3)

Для измерения распределения статического давления вдоль оси РЧ в области ближнего поля модели ЛА используют координатное устройство 5 (Фиг. 1, 2), обеспечивающее возможность перемещения устройства по заданному набору координат и оснащенное системой крепления и позиционирования массива насадков статического давления 4 (Фиг. 1-4). Массив насадков статического давления устанавливают в плоскости измерений (вдоль осей X-Z) вне пограничного слоя 6, сформированного на стенках рабочей части АДТ 1. Расстояние от насадков статического давления 4 до стенки АДТ y_нсд 1, выбирают таким, чтобы удовлетворить ряду условий. Формируется набор критериальных функций F_i(y_нсд), положительные значения которых задают область допустимых значений y_нсд.

Условие того, что УВ от хвоста ЛА 9 лежит выше по течению, чем УВ от носика самолета 11, отраженная от пограничного слоя на противоположной от модели стенке рабочей части АДТ:

(4)

Условие того, что УВ от хвоста ЛА 9 лежит выше по течению, чем УВ от носика самолета, отраженная от пограничного слоя на боковой от модели стенке рабочей части АДТ:

(5)

Условие того, что УВ 13 от носика насадка статического давления, отраженная от пограничного слоя стенки рабочей части, параллельной плоскости XZ, лежит ниже по потоку относительно приемных отверстий:

(6)

Условие того, что УВ от носика насадка статического давления, отраженная от пограничного слоя стенки рабочей части, параллельной плоскости XY, лежит ниже по потоку относительно приемных отверстий:

(7)

Форму линии возмущения от хвоста ЛА можно приближенно описать формулой:

(8)

Форму линии возмущения от носика ЛА, отраженного от пограничного слоя на противоположной стенке АДТ, можно приближенно описать формулой:

(9)

Форму линии возмущения от носика ЛА, отраженного от пограничного слоя на боковой стенке АДТ, можно приближенно описать формулой:

(10)

Выбирают целевые азимутальные углы β_i относительно продольной оси летательного аппарата (Фиг. 2) для проведения исследований исходя из возможностей имеющейся конструкции, требований эксперимента и целей исследования с учетом требований, которые предъявляются к расположению насадков статического давления в массиве.

Азимутальные углы β_i связаны с положениями z_i для каждого насадка статического давления следующим выражением, которое может увеличить удобство выставления насадков.

(11)

Важным условием использования массива насадков статического давления является требование, чтобы УВ от насадка статического давления попадала ниже по потоку от приемного отверстия соседних насадков, для каждого из них.

(12)

(13)

Насадки статического давления поворачивают вдоль собственной оси таким образом, чтобы линия, соединяющая пару приемных отверстий, располагалась ортогонально направлению распространения УВ (см. Фиг. 3), чтобы минимизировать влияние давления, индуцированного падающей на насадок УВ.

Насадки статического давления подключают к электронным манометрам, обеспечивающим погрешность измерений давления не выше 5×10^-4 динамического давления q, которое рассчитывают по формуле:

(14)

Координатное устройство обеспечивает ход вдоль оси рабочей части достаточный для измерения распределения статического давления в области, ограниченной УВ, создаваемыми носиком и хвостовой частью модели ЛА.

Длина хода координатного устройства ΔХ_ку вдоль по оси X должна быть более:

(15)

В режиме сканирования, при которой измерение распределения статического давления проводится одновременно с перемещением, скорость перемещения координатного устройства выбирают такой, чтобы соответствовать быстродействию электронных манометров и инерционности пневмотрасс, соединяющих насадки статического давления и электронные манометры.

Размерные характеристики насадков статического давления соответствуют технологическим возможностям их изготовления, требованиям к прочности и минимальному размеру. В литературе [Петунин А.Н. Методы и техника измерения параметров газового потока: (Приемники давления и скоростного напора)//Москва: Машиностроение, 1972. - 332 с.: ил.; 22 см.] приведены рекомендации для геометрии насадков статического давления. В качестве наиболее оптимальной выбирают оживальную форму носика насадка. Выравнивание давления обеспечивается на расстоянии l_нсд 8-10 диаметров насадка d_нсд от носика (Фиг. 4). Оптимальный диапазон радиусов оживала лежит в диапазоне 10 - 12 диаметров насадка d_нсд. Диаметр приемного отверстия выбирают минимальным, не превышая 0.1d_нсд.

Измеряют статическое давление в РЧ АДТ Р_ст и полное давление P₀, на основе которых рассчитывают число Маха набегающего потока M.

(16)

АДТ, как правило, оснащены точками отбора статического давления в РЧ и в форкамере, которые подключают к электронным манометрам. При больших степенях поджатия потока (отношение площади сечения в форкамере к площади сечения в РЧ) считают равным статическое давление в форкамере полному давлению, либо используют поправки для расчета полного давления из данных по измеренным значениям статического давлениям в форкамере и в РЧ.

Получение данных о пространственном положении насадков статического давления, измерения с их помощью статического давления, параметров потока проводят с использованием системы измерений, обеспечивающей синхронизированный сбор данных. Это позволяет рассчитать значения M набегающего потока в каждый момент времени, определить фактическое положение ударных волн от модели ЛА в пространстве, получить распределение коэффициента давления C_P в области ближнего поля, более устойчивого к нестационарности параметров набегающего потока.

(17)

Измеренное распределение статического давления в области ближнего поля ЛА, параметры набегающего потока используют для верификации расчетных моделей обтекания ЛА, либо непосредственного расчета уровней звукового удара в области дальнего поля на основе проведенных измерений. Данные результаты имеют огромное значение при разработке и выборе итоговой компоновки ЛА, обеспечивающего минимальный уровень звукового удара, снижая затраты, требуемые для проведения летных испытаний.

В качестве примера, придерживаясь указанной выше процедуры, определим область параметров для эксперимента по исследованию ближнего поля около модели ЛА длиной L=300 мм, высотой H=30 мм в рабочей части АДТ размером yАДТ×zАДТ 600×600 мм при числе Маха набегающего потока M=1.8. Допустим, толщина пограничного слоя составляет δ=60 мм. Технологические возможности позволяют делать насадки статического давления диаметром d_нсд=3 мм. Это накладывает ограничения на габариты насадка статического давления. Расстояние от носика до приемных отверстий должно составлять порядка l_нсд=30 мм. Таким образом, модель необходимо расположить от стенки трубы АДТ на расстоянии y_нос > 186 мм. Выберем y_нос = 200 мм. Выберем азимутальные углы β1=0°; β2=10°; β3=20°. Вычисления по формулам с (4) по (13) обеспечивает для заданных азимутальных углов выполнение условий Fj(y_нсд) > 0 для j=1…6 при 175 < y_нсд < 285. Предпочтительнее использовать минимальные значения y_нсд. Координатное устройство должно иметь ход ΔXку=345 мм (по формуле (15)). Полученные параметры позволяют сконфигурировать экспериментальное оборудование для проведения испытаний, позволяющее увеличить производительность и качество получаемых данных о распределении коэффициента давления в области ближнего поля, необходимых для расчета звукового удара в области дальнего поля, чем и достигается технический результат изобретения.

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для исследования ближнего поля давления модели летательного аппарата (ЛА) при сверхзвуковом обтекании в аэродинамической трубе (АДТ). Способ реализуется следующим образом: модель ЛА закрепляют на ножевой державке к стенке РЧ АДТ с таким расчетом, чтобы обеспечить положение ударной волны (УВ) от носика модели ЛА, отраженной от ближайшей стенки РЧ АДТ, ниже по потоку относительно УВ от хвостовой части модели ЛА. В РЧ АДТ вне области пограничного слоя размещают измерительное устройство, содержащее набор насадков статического давления, подключенных к электронным манометрам и закрепленных на координатном устройстве, обеспечивающем возможность перемещения координатного устройства вдоль оси РЧ АДТ по заданному набору координат. В процессе испытаний посредством измерительного устройства проводят измерение распределения статического давления вдоль оси РЧ каждым из насадков статического давления. Проводят измерения параметров набегающего потока: полного и статического давления в РЧ АДТ, участвующих при расчете числа Маха. Измерения статического давления, параметров набегающего потока и данных о пространственном положении набора насадков статического давления проводят с использованием системы измерений, обеспечивающей синхронизированный сбор данных. Измеренное таким образом распределение статического давления в области ближнего поля ЛА, а также параметры набегающего потока в дальнейшем используют для расчета уровней звукового удара в области дальнего поля. Технический результат заключается в увеличении производительности и качества проводимых исследований в области звукового удара. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ измерения распределения статического давления в ближнем поле летательного аппарата (ЛА) в рабочей части (РЧ) аэродинамической трубы (АДТ), характеризующийся тем, что:

– модель ЛА закрепляют на ножевой державке к стенке РЧ АДТ с таким расчетом, чтобы обеспечить положение ударной волны (УВ) от носика модели ЛА, отраженной от ближайшей стенки РЧ АДТ, ниже по потоку относительно УВ от хвостовой части модели ЛА;

– в РЧ АДТ вне области пограничного слоя размещают измерительное устройство, содержащее набор насадков статического давления, подключенных к электронным манометрам и закрепленных на координатном устройстве, обеспечивающем возможность перемещения координатного устройства вдоль оси РЧ АДТ по заданному набору координат;

– в процессе испытаний посредством измерительного устройства проводят измерение распределения статического давления вдоль оси РЧ каждым из насадков статического давления;

– проводят измерения параметров набегающего потока: полного и статического давления в РЧ АДТ, участвующих при расчете числа Маха;

– измерения статического давления, параметров набегающего потока и данных о пространственном положении набора насадков статического давления проводят с использованием системы измерений, обеспечивающей синхронизированный сбор данных;

– измеренное таким образом распределение статического давления в области ближнего поля ЛА, а также параметры набегающего потока в дальнейшем используют для расчета уровней звукового удара в области дальнего поля.

2. Способ измерения по п.1, отличающийся тем, что координатное устройство обеспечивает ход вдоль оси рабочей части, достаточный для измерения распределения статического давления в области, ограниченной УВ, создаваемыми носиком и хвостовой частью модели ЛА.

3. Способ измерения по п.1, отличающийся тем, что форма носика каждого из насадков статического давления имеет конусную либо оживальную форму, а для измерения давления используют пару диаметрально расположенных приемных отверстий, находящихся на расстоянии более 8 диаметров насадка от его носика.

4. Способ измерения по п.3, отличающийся тем, что каждый из насадков статического давления располагают таким образом, чтобы УВ, создаваемая его носиком, отраженная от стенки РЧ АДТ, с учетом толщины пограничного слоя, попадала на насадок ниже по потоку от приемных отверстий.

5. Способ измерения по п.3, отличающийся тем, что каждый из насадков статического давления ориентируют таким образом, чтобы линия, соединяющая приемные отверстия, располагалась ортогонально направлению фронта УВ от модели ЛА.

6. Способ измерения по п.1, отличающийся тем, что набор насадков статического давления располагают на таком расстоянии от стенок РЧ, чтобы в области измерений УВ от носика модели ЛА, отраженная от стенок, располагалась ниже по потоку относительно УВ от хвостовой части ЛА.

7. Способ измерения по п.3, отличающийся тем, что взаимное положение насадков статического давления выбирают таким образом, чтобы для каждого из них УВ, создаваемые носиками соседних насадков, попадали на насадок ниже по потоку от приемных отверстий.

8. Способ измерения по п.1, отличающийся тем, что электронные манометры, подключенные к каждому из насадков статического давления, обеспечивают погрешность измерений давления не выше 5×10^-4 динамического давления.