Результат интеллектуальной деятельности: Устройство для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе

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

Наиболее полную информацию о параметрах звукового удара позволяет получить летный эксперимент, однако на стадии исследований по формированию компоновки самолета летные испытания чрезвычайно дороги.

В связи с этим разработан комплексный экспериментально-расчетный метод, основанный на измерении параметров потока в ближайшей зоне модели летательного аппарата, установленной в рабочей части аэродинамической трубы, и последующим расчетом эволюции измеренных профилей давления при удалении на большие расстояния

Известно устройство (АС №1074221, МПК G01M 9/00 1981 г.) используемое для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе, содержащее помещенный в поток генератор ударной волны (модель), координатное устройство модели, зонд с пневмодатчиками, координатное устройство зонда и аппаратуру, регистрирующую сигналы с датчиков.

Недостатком этого устройства являются низкая производительность и высокие требования стабильности режимов работы аэродинамической трубы.

Известно устройство для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе, принятое за прототип, [Чернышев С.Л., Иванов, А.И., Киселев, А.Ф. и др. Совершенствование методов физического моделирования явления звукового удара от сверхзвукового самолета. В сб.: Чернышев, С.Л. (ред.) Результаты фундаментальных исследований в прикладных задачах авиастроения, с. 41-54. Российская академия наук ("Наука" РАН), Москва (2016)], содержащее генератор ударной волны (модель), измерительную поверхность (пластину) с нанесенным барочувствительным покрытием - люминесцентным преобразователем давления (ЛПД), расположенную параллельно потоку в ближнем поле давлений модели ЛА, поддерживающее устройство пластины, ультрафиолетовый излучатель и цифровые камеры для регистрации интенсивности люминесценции ЛПД покрытия.

Недостатком этого устройства является то, что измерительная пластина вносит в поток дополнительные возмущения, которые взаимодействуют с возмущениями, распространяющимися от модели, и приводят к искажениям распределения давления на измерительной поверхности и, как следствие, к неточностям при определении начальных данных для расчета звукового удара. Еще одним недостатком этого устройства является то, что при числах Маха М, при которых проводились исследования (М=1,75; 2,0; 2,25) и рассматриваемом взаимном расположении измерительной пластины и модели часть зоны возмущений оказывается вне области измерений, что может также привести к искажениям результатов расчета волны звукового удара.

Задачей создания изобретения и техническим результатом является разработка устройства, обеспечивающего более высокое качество эксперимента за счет устранения возмущений потока в рабочей части аэродинамической трубы.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в устройстве для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе, содержащем модель (генератор ударной волны), поверхность с нанесенным барочувствительным покрытием, расположенную параллельно потоку в ближней зоне модели летательного аппарата, ультрафиолетовый излучатель, как минимум, один регистратор сигнала от барочувствительного покрытия, барочувствительное покрытие нанесено на стенку рабочей части аэродинамической трубы, а модель летательного аппарата на поддерживающем устройстве расположена на таком расстоянии от стенки рабочей части аэродинамической трубы, чтобы возмущения, исходящие от модели, попали на участок стенки с нанесенным барочувствительным покрытием, как минимум на длине модели L, что должно минимизировать ошибки при определении начальных данных для расчета звукового удара. Длина участка стенки рабочей части аэродинамической трубы с нанесенным барочувствительным покрытием больше длины модели L.

Длина ширина измерительной поверхности Δz с нанесенным барочувствительным покрытием, кратчайшее расстояние у₀ от носика модели до стенки рабочей части АДТ и расстояние х от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием определяются выражениями:

где Δz - ширина измерительной поверхности Δz с нанесенным барочувствительным покрытием;

L - длина модели;

- длина участка стенки с нанесенным покрытием

y₀ - кратчайшее расстояние от носика модели до стенки рабочей части аэродинамической трубы;

х - расстояние от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием;

М - число Маха набегающего потока;

К₁=1,0÷2,0;

К₂=0,7÷0,8.

На фиг. 1 приведена схема предлагаемого устройства.

Устройство (фиг. 1) содержит барочувствительное покрытие 1, нанесенное на стенку рабочей части 2 аэродинамической трубы, устройство (державку) 3, поддерживающее модель 4 летательного аппарата, ультрафиолетовый излучатель 5 и регистратор сигнала от барочувствительного покрытия - цифровую камеру (одну или несколько) 6 для регистрации интенсивности люминесценции барочувствительного покрытия. Ультрафиолетовый излучатель и цифровые камеры для регистрации интенсивности люминесценции барочувствительного покрытия, расположены в проемах стенки рабочей части аэродинамической трубы. Длина участка рабочей стенки аэродинамической трубы с нанесенным барочувствительным покрытием больше длины модели L. При этом длина, ширина участка с нанесенным покрытием, а также кратчайшее расстояние от стенки рабочей части аэродинамической трубы до носика модели, а также расстояние х от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием определяются выражениями:

где Δz - ширина измерительной поверхности Δz с нанесенным барочувствительным покрытием;

L - длина модели;

- длина участка стенки с нанесенным покрытием

y₀ - кратчайшее расстояние от носика модели до стенки рабочей части аэродинамической трубы;

х - расстояние от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием;

М - число Маха набегающего потока;

К₁=1,0÷2,0;

К₂=0,7÷0,8.

При обтекании модели летательного аппарата сверхзвуковым потоком на барочувствительном покрытии образуется поле давления, изменяющее его свечение под действием ультрафиолетового излучения. Интенсивность люминесценции барочувствительного покрытия регистрируется цифровыми камерами.

Проведенный численный анализ показал, что достигнут технический результат: устройство обеспечивает более высокое качество эксперимента за счет устранения возмущений потока в рабочей части аэродинамической трубы по сравнению с прототипом.