RU200195U1

RU200195U1 - A device for studying the near-field pressure of a model in a wind tunnel

Info

Publication number: RU200195U1
Application number: RU2020102488U
Authority: RU
Inventors: Геннадий Ефимович Дядченко; Александр Игоревич Иванов; Андрей Филиппович Киселев; Владимир Евгеньевич Мошаров; Андрей Васильевич Тарасенков; Сергей Леонидович Чернышев
Priority date: 2018-11-29
Filing date: 2018-11-29
Publication date: 2020-10-12

Abstract

Полезная модель относится к области аэродинамики и предназначена для исследований влияния пограничного слоя на искажения полезного сигнала при измерениях давления в ближнем поле модели летательного аппарата. Устройство содержит перфорированную пластину с нанесенным барочувствительным покрытием, расположенную параллельно потоку в ближнем поле давления модели, ультрафиолетовые излучатели, для регистрации люминесценции барочувствительного покрытия, пластина выполнена перфорированной, устройство содержит систему управления пограничным слоем. Технический результат заключается в возможности исследования влияния состояния пограничного слоя и его толщины на искажения полезного сигнала при измерениях давления при числах Маха крейсерского полета перспективных сверхзвуковых летательных аппаратов в небольших лабораторных сверхзвуковых аэродинамических трубах. 1 ил.The utility model relates to the field of aerodynamics and is intended to investigate the effect of the boundary layer on the distortion of the useful signal when measuring pressure in the near field of an aircraft model. The device contains a perforated plate with a barosensitive coating, located parallel to the flow in the near pressure field of the model, ultraviolet emitters for registering the luminescence of a barosensitive coating, the plate is perforated, the device contains a boundary layer control system. The technical result consists in the possibility of studying the effect of the state of the boundary layer and its thickness on the distortion of the useful signal when measuring pressure at the Mach numbers of the cruising flight of promising supersonic aircraft in small laboratory supersonic wind tunnels. 1 ill.

Description

Полезная модель относится к области аэродинамики и предназначена для исследований давления в ближнем поле модели летательного аппарата с учетом влияния пограничного слоя на искажения результатов измерений.The utility model relates to the field of aerodynamics and is intended for investigating the pressure in the near field of an aircraft model, taking into account the influence of the boundary layer on distortion of the measurement results.

Наиболее полную информацию о параметрах звукового удара позволяет получить летный эксперимент, однако на стадии исследований по формированию компоновки самолета летные испытания чрезвычайно дороги.The most complete information on the parameters of a sonic boom can be obtained from a flight experiment, however, at the stage of research on the formation of an aircraft layout, flight tests are extremely expensive.

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.In this regard, a complex experimental and computational method has been developed, based on measuring the flow parameters in the nearest zone of the aircraft model installed in the test section of the wind tunnel, and then calculating the evolution of the measured pressure profiles with distance over long distances.

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), координатник модели, зонд с пневмодатчиками, координатник зонда и аппаратуру, регистрирующую сигналы с датчиков.There is a known device (AC No. 1074221, IPC G01M 9/00 1981), used to study the near-field pressure of a model in a wind tunnel, containing a shock wave generator (model) placed in a stream, a model coordinator, a probe with pneumatic sensors, a probe coordinator and equipment recording signals from sensors.

Недостатком этого устройства являются низкая производительность и высокие требования стабильности режимов (М) работы аэродинамической трубы.The disadvantages of this device are low productivity and high requirements for the stability of the modes (M) of the wind tunnel.

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.Known device for studying the near-field pressure of a model in a wind tunnel, taken as a prototype, [Chernyshev SL, Ivanov, AI, Kiselev, A.F. and other Improvement of methods of physical modeling of the phenomenon of sonic boom from a supersonic aircraft. In collection: Chernyshev, S.L. (ed.) Results of fundamental research in applied problems of aircraft construction, p. 41-54. Russian Academy of Sciences ("Nauka" RAS), Moscow (2016)], containing a shock wave generator (model), a measuring surface (plate) with a pressure-sensitive coating applied - a luminescent pressure transducer (LPD), located parallel to the flow in the near pressure field of the aircraft model , a plate support device, an ultraviolet emitter and digital cameras for recording the luminescence intensity of the APD coating.

Недостатком этого устройства является то, что образующийся на пластине пограничный слой искажает действительную картину давлений в ближайшем поле модели летательного аппарата.The disadvantage of this device is that the boundary layer formed on the plate distorts the actual pressure pattern in the nearest field of the aircraft model.

Задачей создания полезной модели и техническим результатом является разработка устройства, которое позволяет исследовать влияние пограничного слоя на точность измерения давления в ближнем поле модели.The task of creating a useful model and the technical result is the development of a device that allows one to study the effect of the boundary layer on the accuracy of pressure measurement in the near field of the model.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в устройстве для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе, содержащем пластину с нанесенным барочувствительным покрытием, расположенную параллельно потоку в ближнем поле давления модели, ультрафиолетовый излучатель, как минимум, один регистратор излучения барочувствительного покрытия, пластина выполнена перфорированной и содержит систему управления пограничным слоем.The solution to the problem and the technical result are achieved by the fact that in a device for studying the near-field pressure of a model in a wind tunnel containing a plate with a pressure-sensitive coating, located parallel to the flow in the near-field of pressure of the model, an ultraviolet emitter, at least one radiation recorder of a pressure-sensitive coating, a plate perforated and contains a boundary layer control system.

На фиг. 1 приведена схема предлагаемого устройства.FIG. 1 shows a diagram of the proposed device.

На фиг. 1 приведен генератор ударной волны (модель) 1. Устройство содержит перфорированную пластину 2 с нанесенным барочувствительным покрытием, ультрафиолетовые излучатели 5, регистратор 6 сигнала барочувствительного покрытия - цифровые камеры (одна или несколько) для регистрации интенсивности люминесценции барочувствительного покрытия, устройство 4, поддерживающее пластину, систему управления пограничным слоем, включающую совмещенную с пластиной камеру 3, разделенную на отдельные секции, пневмотрассы 7, соединенные с устройством снижения/повышения давления 8.FIG. 1 shows a shock wave generator (model) 1. The device contains a perforated plate 2 with a barosensitive coating, ultraviolet emitters 5, a signal recorder 6 of a barosensitive coating - digital cameras (one or more) for recording the intensity of the luminescence of a barosensitive coating, a device 4 that supports the plate, a boundary layer control system, including a chamber 3 aligned with the plate, divided into separate sections, pneumatic lines 7 connected to a pressure reduction / increase device 8.

Устройство работает следующим образом. Перед экспериментом определяют необходимое расположение модели летательного аппарата относительно пластины с нанесенным барочувствительным покрытием. 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, при этом в полостях секционированной камеры создается разряжение (или избыточное давление) с помощью устройства снижения/повышения давления. Разряжение (или избыточное давление) может быть равномерное или дифференцированное по секциям.The device works as follows. Before the experiment, the required location of the aircraft model relative to the plate with the pressure sensitive coating is determined. When a supersonic flow is flown around a model of an aircraft, a pressure field is formed on the pressure-sensitive coating, which changes its glow under the action of ultraviolet radiation. The luminescence intensity of the barosensitive coating is recorded by digital cameras, while a vacuum (or excess pressure) is created in the cavities of the sectional chamber using a pressure reduction / increase device. Vacuum (or overpressure) can be uniform or differentiated across sections.

Предлагаемое устройство позволяет проводить исследования влияния состояния пограничного слоя и его толщины на искажения полезного сигнала при измерениях давления при числах Маха крейсерского полета перспективных сверхзвуковых летательных аппаратов в небольших лабораторных сверхзвуковых аэродинамических трубах.The proposed device makes it possible to study the influence of the state of the boundary layer and its thickness on the distortion of the useful signal when measuring pressure at the Mach numbers of the cruising flight of promising supersonic aircraft in small laboratory supersonic wind tunnels.

Claims

A device for studying the near pressure field of a model in a wind tunnel, containing a plate with a pressure sensitive coating, located parallel to the flow in the near pressure field of the model, an ultraviolet emitter, at least one radiation recorder of a pressure sensitive coating, characterized in that the plate is made perforated and contains a boundary control system. layer.