RU2650046C2 - Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока - Google Patents
Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2650046C2 RU2650046C2 RU2016137639A RU2016137639A RU2650046C2 RU 2650046 C2 RU2650046 C2 RU 2650046C2 RU 2016137639 A RU2016137639 A RU 2016137639A RU 2016137639 A RU2016137639 A RU 2016137639A RU 2650046 C2 RU2650046 C2 RU 2650046C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flow
- shadow
- model
- wing profile
- picture
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 26
- 238000012800 visualization Methods 0.000 title description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 8
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 7
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 5
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 238000000917 particle-image velocimetry Methods 0.000 description 2
- 238000007794 visualization technique Methods 0.000 description 2
- ZVNPWFOVUDMGRP-UHFFFAOYSA-N 4-methylaminophenol sulfate Chemical compound OS(O)(=O)=O.CNC1=CC=C(O)C=C1.CNC1=CC=C(O)C=C1 ZVNPWFOVUDMGRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005305 interferometry Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 238000009877 rendering Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000010561 standard procedure Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Image Processing (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно в аэродинамических трубах больших дозвуковых скоростей для более детального изучения картины обтекания моделей крыльевых профилей. Способ включает освещение области обтекания модели профиля крыла вдоль его размаха параллельным световым пучком и регистрацию теневой картины после прохождения светового пучка через исследуемую область с помощью теневого прибора. При этом проводят дополнительную регистрацию и инверсию теневой картины при отсутствии потока; после чего на регистрируемую теневую картину при наличии потока накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока. 7 ил.
Description
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно в аэродинамических трубах больших дозвуковых скоростей для более детального изучения картины обтекания моделей крыльевых профилей, которые, как известно, оказывают существенное влияние на аэродинамическое качество летательного аппарата. Глубокое понимание особенностей обтекания профилей открывает разработчикам аэродинамических компоновок возможность создания крыльев с высокими аэродинамическими характеристиками.
Известны способы визуализации обтекания моделей профилей, основанные на введении в поток мелких частиц и регистрации их движения. Такими способами, в частности, являются: способ «лазерного ножа» (см., например, Максимов А.И. Развитие метола «лазерного ножа» для визуализации потока в сверхзвуковых аэродинамических трубах // Ученые записки ЦАГИ, №5, 1986, с. 39-50) и способ PIV (см., например, Raffel М., Wereley S.T. Particle Image Velocimetry - a practical guide 2007, -2nd edn. Springer, Berlin, 448 p.). Главные недостатки данных способов заключаются в сложности их практического использования и недостаточной четкости визуализации скачков уплотнения, возникающих при больших скоростях потока.
Наиболее широкое распространение и наибольшее практическое применение при исследовании картины обтекания моделей профилей получили различные оптические способы визуализации.
Известен оптический способ визуализации, основанный на использовании интерференции световых лучей и осуществляемый с помощью интерферометра (см., например, В.Д. Боксер и др. «Определение волнового сопротивления профиля методом интерферометрии при околозвуковом обтекании», Ученые записки ЦАГИ, Том VI, 1975, №1, с. 103-107).
При интерференционном способе визуализации имеется возможность получать количественные значения скоростей в исследуемой области обтекания, однако на регистрируемых картинах обтекания не получается хорошего качества и наглядности результатов исследований. Получаемые с помощью интерферометра фотографии картины течения всегда густо исчерчены интерференционными полосами, в результате чего нечетко визуализируются такие важные детали течения, как скачки уплотнения и отрывы потока. Этот способ является весьма трудоемким, требующим сложной и дорогой специальной оптической аппаратуры.
Прототипом предлагаемого изобретения является прямотеневой оптический способ визуализации обтекания моделей (Холдер Д., Норт Р. Теневые методы в аэродинамике, М., «Мир», 1966, стр. 72-75). Данный способ отличается простотой при использовании в аэродинамических трубах и позволяет получать отчетливые картины скачков уплотнения и вихревых зон отрыва потока при оптических исследованиях моделей профилей крыльев. В этом способе проводятся освещение модели профиля вдоль размаха параллельным пучком света и регистрация теневой картины после прохождения светового пучка через исследуемую область с помощью теневого прибора.
Недостаток данного способа заключается в том, что он не позволяет визуализировать и определять размеры области пограничного слоя у поверхности модели. Известно, что пограничный слой оказывает значительное влияние на аэродинамические характеристики. По этой причине картина обтекания профиля без визуализации пограничного слоя является существенно не полной.
Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является дополнительное выявление области пограничного слоя при визуализации картины обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока.
Поставленная задача и технический результат достигаются тем, что в известном способе визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока в аэродинамических трубах, включающем освещение модели профиля крыла вдоль размаха параллельным пучком света и регистрацию теневой картины обтекания после прохождения светового пучка через исследуемую область, с помощью теневого прибора проводят дополнительно регистрацию и инверсию теневой картины при отсутствии потока; после этого на регистрируемую теневую картину при наличии потока накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока.
В предлагаемом способе для визуализации пограничного слоя используют явление рефракции световых лучей в пограничном слое. Рефракция (искривление) световых лучей происходит под действием градиентов плотности в среде, через которую проходят световые лучи.
На фиг. 1 показана схема хода лучей света 1 в пограничном слое у поверхности модели 2 между окнами 3 рабочей части и до плоскости регистрации теневой картины 4.
На фиг. 2 показаны зависимости изменения скорости u, плотности ρ и температуры T потока по высоте y от поверхности модели.
В связи с тем, что воздух обладает вязкостью, на поверхности модели 2 происходит прилипание потока, которое приводит к образованию пограничного слоя, в котором значения скорости u, плотности ρ, и температуры T потока изменяются по высоте y от поверхности модели 2 так, как показано на фиг. 2. Вследствие рефракции параллельных лучей света в пограничном слое тень модели профиля утолщается на величину δт (фиг. 1, 2). Как показали проведенные расчетные и экспериментальные исследования, утолщение тени модели с расхождением не более 5-8% соответствует толщине пограничного слоя на исследуемой модели профиля. Однако при обычном использовании прямотеневого способа визуализации утолщение тени модели из-за своих малых размеров практически неразличимо.
В предлагаемом способе для отчетливого выявления рефракционного утолщения тени модели, которое соответствует области пограничного слоя, проводят дополнительную регистрацию и инверсию теневой картины, при отсутствии потока. После чего на регистрируемую теневую картину, при наличии потока, накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока. Данный способ, по сравнению с известными способами, позволяет дополнительно визуализировать пограничный слой на модели профиля и получать более полную качественную картину обтекания модели профиля.
На фиг. 3 показана схема рабочей части аэродинамической трубы с установленной моделью профиля крыла и оптической системой визуализации обтекания.
На фиг. 4 показана теневая картина обтекания модели профиля при угле атаки α=3° и числе Маха М=0.76.
На фиг. 5 показана теневая картина модели профиля при угле атаки α=3° без потока в трубе (М=0).
На фиг. 6 показана инверсированная теневая картина модели профиля при угле атаки α=3° без потока в трубе (М=0).
На фиг. 7 показана теневая картина обтекания модели профиля при угле атаки α=3° и числе М=0.76, полученная предлагаемым способом.
Предлагаемый способ осуществляют на модели аэродинамического профиля, выполненного в виде прямоугольного крыла 2, устанавливаемого между оптическими окнами 3 на противоположных стенках рабочей части аэродинамической трубы (фиг. 3). С помощью осветителя 5 теневого прибора область обтекания модели аэродинамического профиля крыла освещают вдоль его размаха параллельным световым пучком 1. Плоскость регистрации (фокусировки) 4 теневого прибора располагают между торцом модели 2 и приемной частью 6 теневого прибора. Более точное расположение плоскости фокусировки 4 теневого прибора подбирают экспериментально из условия получения наиболее отчетливой картины скачков уплотнения и вихревых зон при обтекании модели в потоке при околозвуковых скоростях. Теневую картину обтекания модели регистрируют фотографическим или цифровым регистратором 7 в плоскости фокусировки 4 теневого прибора.
На (фиг. 4) представлен пример теневой картины обтекания модели профиля крыла относительной толщины 15% при числе Маха М=0.76 и угле атаки α=3°. На представленной теневой картине видны скачки уплотнения, возникающие в местной сверхзвуковой зоне на верхней поверхности модели профиля и волновой отрыв потока, возникающий при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем. На теневой картине, полученной стандартным способом, не видна область пограничного слоя.
Для визуализации области пограничного слоя на поверхности модели профиля проводят дополнительную регистрацию теневой картины при отсутствии потока в аэродинамической трубе. На фиг. 5 представлена теневая картина приведенной выше модели профиля при отсутствии потока в аэродинамической трубе. Далее, проводят инверсию (преобразование в негативное изображение) теневой картины модели профиля при отсутствии потока. Инверсия теневой картины может быть проведена, например, с помощью цифровой техники или негативной фотосъемки. На фиг. 6 представлена инверсированная теневая картина приведенной выше модели профиля при отсутствии потока в аэродинамической трубе. После этого на регистрируемую теневую картину обтекания потоком модели профиля накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока. В результате, на получаемой предложенным способом картине обтекания визуализируется область пограничного слоя у поверхности модели. На фиг. 7 представлена теневая картина обтекания приведенной выше модели профиля, полученная предлагаемым способом. На данной картине обтекания область пограничного слоя видна. Она имеет темный цвет, обусловленный выталкиванием световых лучей из области пограничного слоя под действием градиентов плотности.
Предложенный способ визуализации обтекания модели профиля крыла позволил выявить принципиально новую особенность структуры волнового отрыва, возникающего при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем при обтекании профилей крыльев при околозвуковых скоростях. Выявленная новая особенность состоит в том, что вихревая зона волнового отрыва располагается не на поверхности профиля, как это ранее считалось, а на внешней границе пограничного слоя за скачком уплотнения. Правильное понимание структуры волнового отрыва позволяет более успешно разрабатывать мероприятия по его ослаблению и уменьшению аэродинамического сопротивления крыльев околозвуковых летательных аппаратов.
Claims (1)
- Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока, включающий освещение области обтекания модели профиля крыла вдоль его размаха параллельным световым пучком и регистрацию теневой картины после прохождения светового пучка через исследуемую область с помощью теневого прибора, отличающийся тем, что проводят дополнительную регистрацию и инверсию теневой картины при отсутствии потока; после этого на регистрируемую теневую картину при наличии потока накладывают инверсированную теневую картину при отсутствии потока.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016137639A RU2650046C2 (ru) | 2016-09-21 | 2016-09-21 | Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016137639A RU2650046C2 (ru) | 2016-09-21 | 2016-09-21 | Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2016137639A3 RU2016137639A3 (ru) | 2018-03-22 |
RU2016137639A RU2016137639A (ru) | 2018-03-22 |
RU2650046C2 true RU2650046C2 (ru) | 2018-04-06 |
Family
ID=61708272
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016137639A RU2650046C2 (ru) | 2016-09-21 | 2016-09-21 | Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2650046C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2802541C1 (ru) * | 2022-10-28 | 2023-08-30 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Способ определения начала бафтинга крыла на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN116929701B (zh) * | 2023-09-15 | 2023-12-01 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种翼型表面流动迹线测量方法及系统 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU201720A1 (ru) * | В. А. Яковлев , В. А. Новиков | Автоколлимационное теневое устройство | ||
SU951141A1 (ru) * | 1980-08-29 | 1982-08-15 | Предприятие П/Я В-2504 | Способ испытани измерительных преобразователей параметров потока |
-
2016
- 2016-09-21 RU RU2016137639A patent/RU2650046C2/ru active IP Right Revival
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU201720A1 (ru) * | В. А. Яковлев , В. А. Новиков | Автоколлимационное теневое устройство | ||
SU951141A1 (ru) * | 1980-08-29 | 1982-08-15 | Предприятие П/Я В-2504 | Способ испытани измерительных преобразователей параметров потока |
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
В.Д. Боксер и др. "Определение волнового сопротивления профиля методом интерферометрии при околозвуковом обтекании", Ученые записки ЦАГИ, Том VI, 1975, N1, с. 103-107. * |
Холдер Д., Норт Р. Теневые методы в аэродинамике, М., "Мир", 1966, стр. 72-75. * |
Холдер Д., Норт Р. Теневые методы в аэродинамике, М., "Мир", 1966, стр. 72-75. В.Д. Боксер и др. "Определение волнового сопротивления профиля методом интерферометрии при околозвуковом обтекании", Ученые записки ЦАГИ, Том VI, 1975, N1, с. 103-107. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2802541C1 (ru) * | 2022-10-28 | 2023-08-30 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Способ определения начала бафтинга крыла на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2016137639A3 (ru) | 2018-03-22 |
RU2016137639A (ru) | 2018-03-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Jonassen et al. | Schlieren “PIV” for turbulent flows | |
Burgmann et al. | Time-resolved and volumetric PIV measurements of a transitional separation bubble on an SD7003 airfoil | |
Venkatakrishnan | Density measurements in an axisymmetric underexpanded jet by background-oriented schlieren technique | |
Raffel et al. | Background-oriented schlieren imaging for full-scale and in-flight testing | |
Velte et al. | Flow analysis of vortex generators on wing sections by stereoscopic particle image velocimetry measurements | |
CN104697705B (zh) | 一种油膜干涉表面摩擦应力测量方法 | |
Raffel et al. | Investigation of aerodynamic effects of coolant ejection at the trailing edge of a turbine blade model by PIV and pressure measurements | |
Rodriguez | Base drag reduction by control of the three-dimensional unsteady vortical structures | |
Lee et al. | Three-component velocity field measurements of propeller wake using a stereoscopic PIV technique | |
CN105004466A (zh) | 一种高精度非接触气动摩擦阻力测量方法及测量装置 | |
Akutina | Experimental investigation of flow structures in a shallow embayment using 3D-PTV | |
RU2650046C2 (ru) | Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока | |
Apsilidis et al. | Effects of wall roughness on turbulent junction flow characteristics | |
Bauknecht et al. | Aerodynamic results from the STAR hover test: an examination of active twist actuation | |
Ferrari et al. | A review of laboratory and numerical techniques to simulate turbulent flows | |
Knopp et al. | Experimental and numerical investigation of turbulent boundary layers with strong pressure gradients | |
Kokmanian et al. | Investigating the flow field dynamics of transonic shock buffet using particle image velocimetry | |
Waldman et al. | Accurate measurement of streamwise vortices using dual-plane PIV | |
Bhardwaj et al. | On the scaling of three-dimensional shock-induced separated flow due to protuberances | |
Konrath et al. | Combined application of pressure sensitive paint and particle image velocimetry to the flow above a delta wing | |
Sundarraj et al. | Estimation of skin friction on the NASA BeVERLI Hill using oil film interferometry | |
Murphy et al. | PIV through moving shocks with refracting curvature | |
Lin et al. | Characteristics of recirculation zone structure behind an impulsively started circular cylinder | |
Rohlfs et al. | Assimilating velocity fields from BOS measurements in supersonic flows using physics informed neural networks | |
Ferrari | Image analysis techniques for the study of turbulent flows |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180922 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20191105 |