×
10.09.2015
216.013.75f2

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

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей. В способе по одному из вариантов определения угла атаки начала отрыва потока и выявления зоны отрыва потока по характеру изменения безразмерного коэффициента давления С по длине рассматриваемого сечения (хорде крыла) с целью повышения точности оценок помимо самого коэффициента давления С определяют вначале среднеквадратичное отклонение безразмерного коэффициента давления (СКО С), угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста СКО С, а место отрыва уточняют по месту ускоренного роста СКО С. В другом варианте пульсации давления и угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста пульсаций давления. В еще одном варианте определение угла атаки вначале определяют спектры пульсаций коэффициента давления, а угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста амплитуд спектра пульсаций коэффициента давления и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста амплитуд спектра коэффициента давления. Технический результат заключается в повышении точности определения угла атаки начала отрыва потока и выявлении зоны отрыва потока в реальных условиях эксперимента в аэродинамической трубе. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

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 Ср 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 Ср 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 Ср по длине рассматриваемого сечения, определяют среднеквадратичное отклонение коэффициента давления Ср, а угол атаки начала отрыва и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста среднеквадратичных отклонений Ср 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 Ср 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 Ср 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 Ср);

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 Ср по углу атаки.

На фиг. 2 приведен график изменения среднеквадратичных отклонений коэффициента Ср 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=ΔPi+Pst

где Р - измеряемое давление,

ΔPi - измеряемый датчиком перепад давления,

Pst - 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 Ср и их среднеквадратичные отклонения СКО Ср:

Далее производят анализ полученных зависимостей. Для большей наглядности и удобства пользования по вычисленным значениям могут быть построены графики изменений распределений Ср и СКО Ср 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 Ср, пульсации давлений и их амплитуды острее реагируют на появление отрыва потока с поверхности крыла, чем осредненный по времени безразмерный коэффициент давления Ср. 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 Ср, 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 Ср при отрыве потока происходит заметно быстрее в сравнении с результатами испытаний, проведенных при меньших углах атаки (фиг. 2). Так, например, рост Ср происходит на - 10% при увеличении угла атаки с 10,8° до 11,7°, а рост СКО Ср 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 Ср. 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 Ср) целесообразно назначать числовое значение критерия отрыва в 2÷3% от максимального значения коэффициента Ср. 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.


СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА АТАКИ ОТРЫВА ПОТОКА С ГЛАДКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ МОДЕЛЕЙ
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА АТАКИ ОТРЫВА ПОТОКА С ГЛАДКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ МОДЕЛЕЙ
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА АТАКИ ОТРЫВА ПОТОКА С ГЛАДКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ МОДЕЛЕЙ
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА АТАКИ ОТРЫВА ПОТОКА С ГЛАДКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ МОДЕЛЕЙ
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА АТАКИ ОТРЫВА ПОТОКА С ГЛАДКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ МОДЕЛЕЙ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 141-150 из 256.
29.05.2018
№218.016.5366

Модель несущей поверхности летательного аппарата

Изобретение относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник, который выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей, например крыла или горизонтального...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002653773
Дата охранного документа: 14.05.2018
29.05.2018
№218.016.55f7

Система рулевых приводов транспортного самолета

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов и предназначено для построения системы управления полетом и реализации энергоснабжения рулевых агрегатов самолета в нормальных и аварийных условиях полета. Система рулевых приводов транспортного самолета состоит из основных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002654654
Дата охранного документа: 21.05.2018
29.05.2018
№218.016.591b

Региональный самолет

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж овального поперечного сечения, низкорасположенное крыло, Н-образное хвостовое оперение, двухдвигательную силовую установку. Сечение фюзеляжа выполнено овальным, причем его высота составляет 0,7-0,75 от ширины, а длина 3,7-4,8...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655240
Дата охранного документа: 24.05.2018
09.06.2018
№218.016.5a1a

Законцовка крыла (варианты)

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Законцовка крыла в виде крылышка большого удлинения, являющегося продолжением основного крыла и выполненного с размахом не менее 10% полуразмаха крыла, а размер концевой хорды не менее 30% ее корневой хорды. Выполнена она в виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655571
Дата охранного документа: 28.05.2018
09.06.2018
№218.016.5a22

Гидросамолёт

Изобретение относится к авиации и касается гидросамолетов с подрессоренными поплавками. Гидросамолет содержит фюзеляж, поплавки, соединенные с ним носовой и основной стойками, оснащенными упругодемпфирующими элементами и системой управления ими. Система управления содержит пульт управления,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655572
Дата охранного документа: 28.05.2018
09.06.2018
№218.016.5aaa

Узел стыка отсеков фюзеляжа с сетчатой и традиционной конструктивно-силовыми схемами

Изобретение относится к области авиационных конструкций с различными конструктивно-силовыми схемами (КСС), в частности к сетчатой силовой конструкции отсека фюзеляжа гражданского самолета. Узел стыка отсеков фюзеляжа с сетчатой и традиционной КСС содержит спиральные ребра и торцевое кольцевое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655585
Дата охранного документа: 28.05.2018
09.06.2018
№218.016.5b77

Устройство для измерения аэродинамических характеристик планирующего парашюта в аэродинамической трубе, модель планирующего парашюта для испытаний в аэродинамической трубе, способ измерения аэродинамических характеристик планирующего парашюта в аэродинамической трубе

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических сил и моментов, действующих на купол планирующего парашюта (ПП) в потоке аэродинамической трубы (АДТ) при различных углах атаки и скольжения. Устройство используется следующим образом. После ввода в поток...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655713
Дата охранного документа: 29.05.2018
11.06.2018
№218.016.610b

Адаптивная аэродинамическая поверхность

Изобретение относится к области аэро- и гидродинамики. Адаптивная аэродинамическая поверхность содержит панель, включающую сегменты профиля и соединенный с ними механизм преобразования профиля, который состоит из звеньев, соединенных в цепь. Звенья n и n+2 дополнительно связаны механической...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002657062
Дата охранного документа: 08.06.2018
14.06.2018
№218.016.61af

Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения компонентов векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели воздушных винтов самолетов, несущих винтов вертолетов и гребных винтов судов, испытываемых в аэродинамических трубах,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002657340
Дата охранного документа: 13.06.2018
25.06.2018
№218.016.659e

Оптическое устройство для объемного восприятия плоского изображения

Устройство относится к области когнитивного восприятия и может использоваться для наблюдения статических и подвижных изображений на средствах вывода плоского изображения от телевизоров и дисплеев до планшетов и смартфонов, а также фотографий и другой печатной продукции, в компьютерной графике,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658579
Дата охранного документа: 21.06.2018
Показаны записи 141-146 из 146.
29.04.2019
№219.017.4520

Стреловидное крыло самолета и аэродинамический профиль (варианты)

Стреловидное крыло построено на использовании пяти аэродинамических профилей, размещенных вдоль консоли крыла и соединенных друг с другом поверхностями одинарной и двойной кривизны. Пилоны подвески двигателей размещены под первой поверхностью двойной кривизны. Крыло характеризуется...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002406647
Дата охранного документа: 20.12.2010
05.07.2019
№219.017.a660

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0÷4.5 и имеет сверхкритические профили. Передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002693389
Дата охранного документа: 02.07.2019
02.10.2019
№219.017.ccdb

Способ исследования макета ламинаризированной поверхности

Изобретение относится к области натурных и модельных испытаний элементов летательных аппаратов. Способ исследования макета ламинаризированной поверхности, снабженной активной системой ламинаризации, содержит микроперфорированную поверхность и систему отсоса пограничного слоя. Макет...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002701291
Дата охранного документа: 25.09.2019
25.03.2020
№220.018.0fc2

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35°. Крыло летательного аппарата при виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла выполнено с наплывом, в области от 27 до 35%...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002717412
Дата охранного документа: 23.03.2020
25.03.2020
№220.018.0fdb

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и выполнено со стреловидностью χ=28-35°. Относительная толщина профилей имеет величину 14-16% в бортовом сечении и величину 11-12% в сечениях 30-40% размаха крыла. Имеется положительная...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002717405
Дата охранного документа: 23.03.2020
19.05.2023
№223.018.64bd

Динамически-подобная аэродинамическая модель управляющей поверхности летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной науки и техники и, в частности, к экспериментальным исследованиям на моделях явлений аэроупругости и аэродинамики в аэродинамических трубах (АДТ). Изобретение может быть использовано при экспериментальных исследованиях на натурных скоростях в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002729947
Дата охранного документа: 13.08.2020
+ добавить свой РИД