Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА АТАКИ ОТРЫВА ПОТОКА С ГЛАДКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ МОДЕЛЕЙ

Изобретение относится к области авиации, в частности, к аэродинамическим испытаниям в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытываемых моделей.

Известен способ определения угла атаки начала отрыва потока с помощью шелковинок, наклеенных на испытываемую модель (Головкин М.А., Головкин В.А., Калявин В.М. Вопросы вихревой гидромеханики. М.: Физматлит, 2009. 264 с.). Недостатком этого способа является внесение искажений в параметры потока, вызванных изменением геометрии и состояния внешних поверхностей модели и влиянием шелковинок на параметры самого течения в погранслое. Шелковинки не позволяют одновременно проводить измерения распределений давления. Кроме того, наклеивание и последующее снятие с модели большого количества шелковинок связано с высокими затратами труда и времени, вследствие чего возникают вынужденные простои аэродинамической трубы.

Известен способ определения угла атаки начала отрыва потока оптическими методами, например, с помощью «лазерного ножа» и др. (Аэродинамика ракет: в 2-х кн. Кн. 1.1 Под ред. М. Хемша, Дж. Нилсена. М., Мир, 1989. 426 с.). Недостатком этих способов является необходимость обеспечения требований прозрачности потока. В процессе проведения испытаний в аэродинамической трубе при высоких скоростях в потоке может образовываться туман, вызываемый конденсацией влаги из воздуха, что нарушает работу оптических устройств. Осушение больших объемов воздуха с целью устранения конденсации влаги в крупных аэродинамических трубах требует больших затрат времени и средств.

Известны способы определения угла атаки начала отрыва потока с помощью масляных пленок, специальных красок, покрытий, наносимых на поверхность модели (Аэродинамика ракет: в 2-х кн. Кн. 1. / Под ред. М. Хемша, Дж. Нилсена. М., Мир, 1989. 426 с.; Аэротермодинамика летательных аппаратов в фотографиях / Сост. Г.Ф. Глотов, ред. Г.И. Майкапар. Жуковский: ЦАГИ, 2003, 172 с.). Их недостатками являются отсутствие возможности одновременного измерения распределений давления, значительные трудозатраты, наличие сдвига оцениваемого положения зоны отрыва относительно истинного.

Известен способ определения угла атаки начала отрыва потока, взятый за прототип, (Боксер В.Д. Развитие отрыва и его влияние на аэродинамику сверхкритических профилей при околозвуковых скоростях // Уч. зап. ЦАГИ, 1988. t. XIX. №5. С. 60-69), заключающийся в измерении давления на исследуемой поверхности, вычислении распределения коэффициента давления С_р по длине рассматриваемого сечения, фиксации факта начала отрыва по росту разряжения вблизи задней кромки исследуемой поверхности. Недостатком этого способа является невысокая точность определения положения зоны отрыва и угла атаки, соответствующего началу отрыва. Кроме того, отсутствует возможность проведения мгновенных оценок обтекания (на данный момент времени), так как С_р вычисляется по осредненным по времени всего отсчета измерениям давления.

Задачей данного изобретения является выявление положения зоны отрыва и определении угла атаки начала отрыва без использования дополнительных средств и доработок испытуемой модели.

Технический результат заключается в повышении точности определения угла атаки начала отрыва и повышении точности выявления зон отрыва.

Технический результат достигается тем, что в способе определения угла атаки начала отрыва потока с гладких поверхностей исследуемого объекта, заключающемся в измерении давления на исследуемой поверхности, вычислении распределения коэффициента давления С_р по длине рассматриваемого сечения, определяют среднеквадратичное отклонение коэффициента давления С_р, а угол атаки начала отрыва и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста среднеквадратичных отклонений С_р в сечении на 2% и более.

Технический результат также достигается тем, что в способе определения угла атаки начала отрыва потока с гладких поверхностей исследуемого объекта, заключающемся в измерении давления на исследуемой поверхности, вычислении распределения коэффициента давления С_р по длине рассматриваемого сечения, фиксации факта начала отрыва по росту разряжения вблизи задней кромки исследуемой поверхности, определяют пульсации давлений, а угол атаки начала отрыва и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста ускоренного роста значений пульсаций давления более чем на 5%.

Технический результат достигается также тем, что в способе определения угла атаки начала отрыва потока с гладких поверхностей исследуемого объекта, заключающемся в измерении давления на исследуемой поверхности, вычислении распределения коэффициента давления С_р по длине рассматриваемого сечения, определяют спектры пульсаций давлений, а угол атаки начала отрыва и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста амплитуд спектра коэффициента давления более чем на 2%.

Повышенные уровни пульсаций давления возникают в местах отрыва потока, а также в местах взаимодействия свободного сдвигового слоя с поверхностью модели и в зонах перемещений скачка уплотнения. В предлагаемом способе отрыв потока определяется, как и в способе - прототипе, по уменьшению давления вблизи задней кромки с увеличением угла атаки. Кроме того, он уточняется по:

1) факту и месту быстрого роста уровня среднеквадратичных отклонений коэффициента пульсаций давления (СКО С_р);

2) факту и месту быстрого роста амплитуд спектра пульсаций давления;

3) факту и месту быстрого роста значений пульсаций давления.

Вариант (3) позволяет уточнять мгновенные оценки устойчивости потока (на текущий момент времени) еще в процессе проведения эксперимента.

Изобретение поясняется фигурами.

На фиг. 1 показан график изменения в сечении крыла распределений коэффициентов давления С_р по углу атаки.

На фиг. 2 приведен график изменения среднеквадратичных отклонений коэффициента С_р по углу атаки.

На фиг. 3 приведен график роста пульсаций давления с ростом угла атаки.

На фиг. 4 приведен график роста амплитуд спектра пульсаций давления с ростом угла атаки.

На фиг. 5 показано одно из сечений дренированной модели и отмечены точки измерений датчиками №1÷9.

Используемые в предлагаемом способе входные данные (коэффициенты давления, пульсации давления, амплитуды пульсаций давления) могут быть получены различными экспериментальными (и) или расчетными методами. В частности, в аэродинамической трубе могут быть проведены исследования дренированной модели с датчиками давления, расположенными в исследуемом сечении крыла (фиг. 5).

По показаниям датчиков давления ΔР могут быть вычислены используемые в способе данные:

Р=ΔP_i+P_st

где Р - измеряемое давление,

ΔP_i - измеряемый датчиком перепад давления,

P_st - опорное статическое давление.

Вычисляются средние значения перепада давления

где i - номер измерения,

n - число измерений.

Вычисляются значения пульсаций давления

Вычисляются значения безразмерных коэффициентов давления

где - скоростной напор,

t - текущее значение времени.

Вычисляются осредненные по времени значения безразмерных коэффициентов С_р и их среднеквадратичные отклонения СКО С_р:

Далее производят анализ полученных зависимостей. Для большей наглядности и удобства пользования по вычисленным значениям могут быть построены графики изменений распределений С_р и СКО С_р в рассматриваемом сечении крыла вида (фиг. 1 и фиг. 2) в зависимости от угла атаки α.

Строят графики изменений пульсаций давления по времени и по углу атаки для рассматриваемых датчиков давления (фиг. 3).

Пульсации давления по времени раскладываются в ряд Фурье и строятся графики изменения амплитуд спектра пульсаций давления по углу атаки (фиг. 4). В примере показаны зависимости, полученные для датчика №9, фиг. 5.

Опыт использования метода показывает, что такие параметры процесса, как СКО С_р, пульсации давлений и их амплитуды острее реагируют на появление отрыва потока с поверхности крыла, чем осредненный по времени безразмерный коэффициент давления С_р. Это можно видеть, сравнивая график (фиг. 1) с графиками (фиг. 2, 3 и 4). Если началу отрыва потока с задней кромки крыла соответствует относительно небольшой и весьма плавный рост значения коэффициентов С_р, измеренных в точках, расположенных вблизи задней кромки (кривая с безразмерной координатой по хорде сечения крыла x=0,9, фиг. 1), по которому определяется факт отрыва в способе - прототипе, то рост значений СКО С_р при отрыве потока происходит заметно быстрее в сравнении с результатами испытаний, проведенных при меньших углах атаки (фиг. 2). Так, например, рост С_р происходит на - 10% при увеличении угла атаки с 10,8° до 11,7°, а рост СКО С_р на - 30% уже при увеличении угла атаки с 8,9° до 9,8°.

Еще более отчетливо можно наблюдать рост пульсаций давлений и их амплитуд с началом отрыва (фиг. 3 и 4). Происходит увеличение амплитуд А колебаний давлений в несколько раз по всему спектру при изменении угла атаки с 8,9° до 9,8° (фиг. 4). Таким образом, амплитуды колебаний давлений более чувствительны к возникновению отрыва потока в сравнении с другим параметром течения - осредненным по времени коэффициентом С_р. Этот факт и лежит в основе предлагаемого способа определения угла атаки начала отрыва потока с гладкой поверхности крыла. Существенное увеличение пульсаций давлений и их амплитуд свидетельствует о наличии отрыва в месте расположения датчика давления.

В частности, в рассматриваемом примере из графиков следует, что отрыв начинает проявляться при угле 8,9° и имеет место при углах атаки свыше 9,8°. С изменением угла атаки место отрыва перемещается. Так, при угле атаки 10,8° отрыв в рассматриваемом сечении начинается с - 20% хорды. Для сравнения: способ-прототип позволяет диагностировать отрыв потока значительно позднее - лишь при достижении значения угла атаки 11,7°, т.е. тогда, когда уже все варианты предлагаемого способа уверенно диагностируют наличие отрыва.

Заметим, что в ранее используемом способе (прототипе) по графику (фиг. 1) сложно определить угол атаки начала отрыва потока и весьма сложно определить место отрыва. Предлагаемый способ позволяет достаточно просто решить эту задачу. Так в примере при угле атаки 8,9° отрыв начинается в зоне расположенной выше датчика №9 (фиг. 5). Это диагностируют по факту резкого роста амплитуд пульсаций давления (на десятки процентов и более) при попадании датчика из безотрывной зоны в зону отрыва.

Учитывая, что имеются некоторые погрешности измерений, то в качестве числовых критериев отрыва целесообразно выбирать значения, связанные с величинами этих погрешностей. Так, при наличии погрешности измерений 1% от номинального значения измеряемой величины (например С_р) целесообразно назначать числовое значение критерия отрыва в 2÷3% от максимального значения коэффициента С_р. При меньшем числовом значении критерия отрыва снижается надежность оценок, так как отклонения параметра могут быть вызваны погрешностями измерений. При выборе больших значений критерия отрыва возможно существенное запаздывание диагностируемого значения угла атаки начала отрыва относительно его истинного значения.

Опытные исследования модели крыла, выполненные по пунктам формулы изобретения, показали их более высокую точность определения угла атаки начала отрыва и повышение точности выявления зон отрыва по сравнению с ранее используемыми методами и обеспечили выполнение ответственных аэродинамических испытаний моделей самолетов.