RU2662057C1 - Method of visualization of spatial flow of models in air tunnel - Google Patents

Method of visualization of spatial flow of models in air tunnel Download PDF

Info

Publication number
RU2662057C1
RU2662057C1 RU2017132762A RU2017132762A RU2662057C1 RU 2662057 C1 RU2662057 C1 RU 2662057C1 RU 2017132762 A RU2017132762 A RU 2017132762A RU 2017132762 A RU2017132762 A RU 2017132762A RU 2662057 C1 RU2662057 C1 RU 2662057C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flow
threads
models
aircraft
balls
Prior art date
Application number
RU2017132762A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Георгиевич Марков
Сергей Викторович Свергун
Тамара Ивановна Трифонова
Дмитрий Валерьевич Шуховцов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority to RU2017132762A priority Critical patent/RU2662057C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2662057C1 publication Critical patent/RU2662057C1/en

Links

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

Abstract

FIELD: physics.
SUBSTANCE: invention relates to experimental aerodynamics of aircraft, in particular to the study of the spatial flow pattern of aircraft models in an air tunnel, and can be used for static and dynamic tests of aircraft models in air tunnels of low subsonic speeds. Method consists in that silk threads or cotton threads with thickness of 0.1–0.01 mm are attached to the areas of the model surface of an aircraft using glue or adhesive tape with polystyrene balls fixed at their ends with a diameter of 0.004÷0.006 m and specific gravity γ=10÷20 kg/m3, which are held by means of nodules tied to the free ends of the threads. In case of continuous flow around the model in the flow of an air tunnel, the threads with balls indicate the direction of local flow velocities adjacent to the surfaces under study, or are located beyond them in the direction of flow. With detachment flow character in an investigated region, the foam plastic balls completely repeat the volumetric vortex motion of the air flow above or behind the investigated surface, drawing together with the threads the volumetric structure of the vortex.
EFFECT: technical result consists in obtaining a visual picture of a spatial flow around the surfaces of aircraft models in the flow of an air tunnel in the form of visual information on the volumetric structure of the vortex system on the surface of models, its origin, development and destruction.
4 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к изучению картины пространственного обтекания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе, и может быть использовано при статических и динамических испытаниях различных объектов в аэродинамических трубах малых дозвуковых скоростей.The invention relates to experimental aerodynamics, in particular to the study of the spatial flow pattern of aircraft models in a wind tunnel, and can be used in static and dynamic tests of various objects in wind tunnels of low subsonic speeds.

Известен способ визуализации аэродинамических потоков при обтекании моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, основанный на использовании распушенных с одного конца шелковых или хлопчатобумажных нитей, позволяющих определить направление потока и устойчивость течения вблизи точки крепления нити (фиг. 1). Этот способ обычно называют «методом нитей» (Р. Пэнкхерст, Д. Холдер «Техника эксперимента в аэродинамических трубах». - Москва: Издательство иностранной литературы, 1955. С. 157).There is a method of visualizing aerodynamic flows when flowing around aircraft models in wind tunnels, based on the use of silk or cotton threads fluffed from one end, which allows to determine the flow direction and flow stability near the thread attachment point (Fig. 1). This method is usually called the "thread method" (R. Pankhurst, D. Holder, "Technique of experiment in wind tunnels." - Moscow: Publishing House of Foreign Literature, 1955. P. 157).

За прототип принят способ для получения спектров обтекания моделей летательных аппаратов с помощью коротких нитей - шелковинок, содержащий прикрепление (наклеивание) к исследуемым участкам моделей нитей и наблюдение за их положением в ходе продувки. Шелковые или хлопчатобумажные нити толщиной 0.1-0.01 мм наклеивают с помощью клея или липкой ленты непосредственно на изучаемые поверхности (М. Хемш, Дж. Нилсен «Аэродинамика ракет». - Москва: Мир, книга 1, 1989. с. 68, 70), либо укрепляют на конце тонкого стержня, который вносят в изучаемую область течения около модели (фиг. 2) (И.В. Колин, К.Ф. Лацоев, В.Г. Марков, В.К. Святодух, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов «Динамические установки для экспериментального исследования аэродинамических сил и моментов моделей летательных аппаратов». - Москва: Международная научно-техническая конференция «НОВЫЕ РУБЕЖИ АВИАЦИОННОЙ НАУКИ» ASTEC07, Москва, 19-22 августа 2007 г.). Толщину и длину нитей определяют масштабом модели и числом Рейнольдса. Как правило, нити имеют длину до 20 мм. При обтекании моделей нити указывают направление местных скоростей воздушного потока. В случае безотрывного обтекания нити прилегают к исследуемым поверхностям, располагаясь вдоль направлений местных скоростей воздушного потока. На отрывных режимах обтекания моделей нити начинают заметно колебаться, отходят от поверхностей и совершают беспорядочные вихревые движения (М. Хемш и Дж. Нилген «Аэродинамика ракет». - Москва: Мир, 1989., с. 70). На фотоснимках можно увидеть направления линий тока и идентифицировать отрыв пограничного слоя на поверхности модели (фиг. 3) (И.В. Колин, В.Г. Марков, В.Л. Суханов, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов «Исследования развития нестационарного отрыва потока на модели со стреловидным крылом». - Москва: Журнал «Известия РАН. Механика жидкости и газа». №4, 2009. С. 59-66).The prototype adopted a method for obtaining spectra of the flow around aircraft models using short threads - silk, containing attachment (gluing) to the studied sections of the models of threads and monitoring their position during the purge. Silk or cotton threads 0.1-0.01 mm thick are glued with glue or sticky tape directly onto the surfaces under study (M. Hemsch, J. Nielsen “Aerodynamics of rockets.” - Moscow: Mir, book 1, 1989. p. 68, 70), or strengthened at the end of a thin rod, which is introduced into the studied area of the flow near the model (Fig. 2) (I.V. Kolin, KF F. Latsoev, V. G. Markov, V. K. Svyatodukh, T. I. Trifonova , DV Shukhovtsov “Dynamic installations for the experimental study of aerodynamic forces and moments of aircraft models.” - Moscow: International Science but the technical conference "New Frontiers of Aviation Science» ASTEC07, Moscow, 19-22 August 2007). The thickness and length of the threads is determined by the scale of the model and the Reynolds number. As a rule, threads have a length of up to 20 mm. When flowing around the patterns, the threads indicate the direction of local air flow rates. In the case of continuous flow around the threads adjacent to the investigated surfaces, located along the directions of local air flow rates. In the detachable flow regimes around the models, the threads begin to fluctuate noticeably, move away from the surfaces and make random vortex movements (M. Hemsch and J. Nilgen, “Aerodynamics of rockets.” - Moscow: Mir, 1989., p. 70). In the photographs you can see the direction of the streamlines and identify the separation of the boundary layer on the surface of the model (Fig. 3) (I.V. Kolin, V.G. Markov, V.L. Sukhanov, T.I. Trifonova, D.V. Shukhovtsov “Studies of the development of unsteady flow separation on a model with an arrow-shaped wing.” - Moscow: Journal of Izvestia RAN. Fluid and Gas Mechanics. No. 4, 2009. P. 59-66).

Недостатком данного способа является то, что он дает возможность провести идентификацию картины обтекания лишь вблизи исследуемой поверхности модели и не позволяет исследовать пространственную структуру вихревого обтекания поверхностей.The disadvantage of this method is that it makes it possible to identify the flow pattern only near the investigated surface of the model and does not allow to study the spatial structure of the vortex flow around the surfaces.

Задачей изобретения является разработка способа визуализации картины пространственного обтекания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе для изучения как безотрывной, так и, главным образом, вихревой структуры обтекаемого потока.The objective of the invention is to develop a method for visualizing the spatial flow pattern of aircraft models in a wind tunnel to study both continuous and, mainly, the vortex structure of the streamlined stream.

Технический результат заключается в получении наглядной картины пространственного обтекания исследуемых поверхностей моделей летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы в виде визуальной информации об объемной структуре вихревой системы на поверхности моделей, ее зарождении, развитии и разрушении.The technical result consists in obtaining a visual picture of the spatial flow around the surfaces of the aircraft models under study in the wind tunnel flow in the form of visual information about the volumetric structure of the vortex system on the model surface, its nucleation, development and destruction.

Поставленная задача и технический результат достигаются тем, что в способе визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе, содержащем прикрепление к исследуемым участкам модели нитей и наблюдение за их положением в ходе продувки, на свободных концах нитей сформированы шарики малой плотности и инерции. Шарики имеют диаметр 0.004÷0.006 м и удельный вес γ=10÷20 кг/м3. Прикрепляют нити длиной более 20 мм, но исключающие перехлест. Наблюдение ведут с использованием средств видеозаписи.The task and technical result are achieved by the fact that in the method of visualizing the spatial flow around the models in the wind tunnel, comprising attaching the threads to the studied sections of the model and observing their position during the purge, low density and inertia balls are formed on the free ends of the threads. Balls have a diameter of 0.004 ÷ 0.006 m and specific gravity γ = 10 ÷ 20 kg / m 3 . Attach threads longer than 20 mm, but excluding overlap. Observation is carried out using video recording tools.

На фиг. 1 приведена фотография обтекаемого потоком крыла со стреловидностью 47° с укрепленными на его поверхности нитями.In FIG. Figure 1 shows a photograph of a streamlined wing with a sweep of 47 ° with threads fixed on its surface.

На фиг. 2 приведена картина исследования обтекания модели самолета с помощью длинных нитей, закрепленных на конце стержня.In FIG. Figure 2 shows a study of the flow around an airplane model using long threads attached to the end of the rod.

На фиг. 3 приведена фотография поверхности крыла модели самолета, обклеенного шелковинками: а) - при ламинарном обтекании; б) - на отрывных режимах.In FIG. Figure 3 shows a photograph of the surface of the wing of an airplane model covered with silk: a) - with laminar flow; b) - in tear-off modes.

На фиг. 4 приведена схема расположения длинных нитей с закрепленными на их концах пенопластовыми шариками в различных областях крыла (А-Д).In FIG. Figure 4 shows the arrangement of long threads with foam balls fixed at their ends in different areas of the wing (A-D).

На фиг. 5 приведена фотография модели, обклеенной длинными нитями с пенопластовыми шариками на концах, при полном срыве крыла.In FIG. Figure 5 shows a photograph of a model glued with long threads with foam balls at the ends, with a complete breakdown of the wing.

На фиг. 6 приведено сравнение зависимостей коэффициентов аэродинамических нагрузок модели, гладкой и обклеенной длинными шелковинками с шариками на концах.In FIG. Figure 6 shows a comparison of the dependences of the aerodynamic load coefficients of a model smooth and pasted over with long silks with balls at the ends.

Устройство для реализации способа (фиг. 4) содержит шелковые или хлопчатобумажные нити длиной более 20 мм, толщиной 0.1-0.01 мм, с пенопластовыми шариками диаметром 0.004÷0.006 м и удельным весом γ=10÷20 кг/м3 на их концах, прикрепленные к исследуемым участкам модели.A device for implementing the method (Fig. 4) contains silk or cotton threads longer than 20 mm, 0.1-0.01 mm thick, with foam balls with a diameter of 0.004 ÷ 0.006 m and a specific gravity γ = 10 ÷ 20 kg / m 3 at their ends, attached to the studied areas of the model.

Способ осуществляют следующим образом. На свободных концах нитей формируют шарики малой плотности и инерции. Нити с шариками прикрепляют к исследуемым участкам модели. Затем включают поток трубы и наблюдают их положение в ходе продувки с использованием средств видеозаписи. При проведении экспериментальных исследований картины течений на модели в аэродинамической трубе, шарики, увлекаемые потоком, обтекающим исследуемые участки поверхностей модели, благодаря креплению к нитям и собственной малой удельной массе, полностью повторяют траектории местных скоростей потока, прилегая к исследуемым поверхностям в случае безотрывного обтекания (область А на фиг. 4). При развитии турбулентного характера течения пенопластовые шарики полностью повторяют объемное вихревое движение воздушного потока над или за исследуемыми поверхностями (область Б на фиг. 4), прорисовывая совместно с нитями объемную структуру вихрей (области В-Д на фиг. 4). Эффект визуализации усиливается контрастной окраской шариков (фиг. 5). При этом значения измеренных весовых коэффициентов аэродинамических нагрузок, действующих на модель летательного аппарата, обклеенной пенопластовыми шариками данным способом, совпадают с результатами, полученными для аналогичных гладких моделей при одинаковой конфигурации и углах обтекания (фиг. 6). Таким образом, шарики обладают достаточно малой инерцией, чтобы следовать за местным направлением потока, и малой массой для исключения заметного влияния на них силы тяжести (при диаметре d=0.006M, объеме Vш=1.13⋅10-7 м3, и удельном весе γ=15 кг/м3, масса шарика не превышает mш=0.002 г). Исследования опытным путем с применением указанного выше способа получили результат качественной картины пространственного обтекания модели летательного аппарата в потоке аэродинамической трубы.The method is as follows. Balls of low density and inertia are formed at the free ends of the threads. Threads with balls are attached to the studied areas of the model. Then turn on the pipe flow and observe their position during the purge using video recorders. When conducting experimental studies of the flow patterns on a model in a wind tunnel, the balls, carried away by the stream flowing around the studied sections of the model surfaces, due to the attachment to the threads and their own low specific gravity, completely repeat the trajectories of local flow velocities, adjacent to the surfaces under study in the case of continuous flow And in Fig. 4). With the development of the turbulent nature of the flow, foam balls completely repeat the volumetric vortex motion of the air flow above or behind the surfaces under study (region B in Fig. 4), drawing together with the threads the volumetric structure of the vortices (region V-D in Fig. 4). The visualization effect is enhanced by the contrasting color of the balls (Fig. 5). In this case, the values of the measured weight coefficients of aerodynamic loads acting on the model of an aircraft glued with foam balls in this way coincide with the results obtained for similar smooth models with the same configuration and flow angles (Fig. 6). Thus, the balls have a sufficiently low inertia to follow the local direction of flow, and a small mass to exclude a noticeable influence of gravity on them (with a diameter d = 0.006M, a volume V w = 1.13⋅10 -7 m 3 , and specific gravity γ = 15 kg / m 3 , the mass of the ball does not exceed m W = 0.002 g). Experimental studies using the above method obtained the result of a qualitative picture of the spatial flow around the model of an aircraft in the flow of a wind tunnel.

Преимуществом способа визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе является получение возможностей исследования пространственной картины обтекания несущих поверхностей летательных аппаратов на критических режимах.An advantage of the method for visualizing the spatial flow around models in a wind tunnel is the ability to study the spatial picture of the flow around the bearing surfaces of aircraft in critical conditions.

Claims (4)

1. Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе, содержащий прикрепление к исследуемым участкам моделей нитей и наблюдение за их положением в ходе продувки, отличающийся тем, что на свободных концах нитей сформированы шарики малой плотности и инерции.1. A method for visualizing the spatial flow around models in a wind tunnel, comprising attaching threads to the studied sections of the models and observing their position during blowing, characterized in that low density and inertia balls are formed on the free ends of the threads. 2. Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе по п. 1, отличающийся тем, что шарики имеют диаметр 0.004÷0.006 м и удельный вес γ=10÷20 кг/м3.2. A method for visualizing the spatial flow around models in a wind tunnel according to claim 1, characterized in that the balls have a diameter of 0.004 ÷ 0.006 m and a specific gravity of γ = 10 ÷ 20 kg / m 3 . 3. Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе по п. 1, отличающийся тем, что прикрепляют нити длиной более 20 мм, но исключающие перехлест.3. A method for visualizing the spatial flow around models in a wind tunnel according to claim 1, characterized in that they attach threads longer than 20 mm, but excluding overlap. 4. Способ визуализации пространственного обтекания моделей в аэродинамической трубе по п. 1, отличающийся тем, что наблюдение ведут с использованием средств видеозаписи.4. A method for visualizing the spatial flow around models in a wind tunnel according to claim 1, characterized in that the observation is carried out using video recording means.
RU2017132762A 2017-09-20 2017-09-20 Method of visualization of spatial flow of models in air tunnel RU2662057C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017132762A RU2662057C1 (en) 2017-09-20 2017-09-20 Method of visualization of spatial flow of models in air tunnel

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017132762A RU2662057C1 (en) 2017-09-20 2017-09-20 Method of visualization of spatial flow of models in air tunnel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2662057C1 true RU2662057C1 (en) 2018-07-23

Family

ID=62981461

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017132762A RU2662057C1 (en) 2017-09-20 2017-09-20 Method of visualization of spatial flow of models in air tunnel

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2662057C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114018537A (en) * 2021-10-21 2022-02-08 南京航空航天大学 Wind tunnel internal flow field state detection device and method based on spatial three-dimensional silk thread array
CN117522866A (en) * 2024-01-03 2024-02-06 西北工业大学 Method for judging silk thread anchor points in fluorescent microfilament test image based on mask

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1614022A2 (en) * 1988-04-27 1990-12-15 Ленинградский Кораблестроительный Институт Device for modeling water flow over cable of towed oceanographic system
RU1766166C (en) * 1990-12-10 1995-10-27 Новосибирский государственный проектно-конструкторский и научно-исследовательский институт по экологическим проблемам Method of visualization of structure of air flows
RU2407998C2 (en) * 2005-04-15 2010-12-27 Эйрбас Дойчланд Гмбх Device and method of analysing measurements in aerodynamic tunnel

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1614022A2 (en) * 1988-04-27 1990-12-15 Ленинградский Кораблестроительный Институт Device for modeling water flow over cable of towed oceanographic system
RU1766166C (en) * 1990-12-10 1995-10-27 Новосибирский государственный проектно-конструкторский и научно-исследовательский институт по экологическим проблемам Method of visualization of structure of air flows
RU2407998C2 (en) * 2005-04-15 2010-12-27 Эйрбас Дойчланд Гмбх Device and method of analysing measurements in aerodynamic tunnel

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
М. Хемш, Дж. Нилсен "Аэродинамика ракет". - Москва, Мир, книга 1, 1989., с. 68, 70. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114018537A (en) * 2021-10-21 2022-02-08 南京航空航天大学 Wind tunnel internal flow field state detection device and method based on spatial three-dimensional silk thread array
CN117522866A (en) * 2024-01-03 2024-02-06 西北工业大学 Method for judging silk thread anchor points in fluorescent microfilament test image based on mask
CN117522866B (en) * 2024-01-03 2024-03-15 西北工业大学 Method for judging silk thread anchor points in fluorescent microfilament test image based on mask

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Mora Experimental investigation of the flow on a simple frigate shape (SFS)
RU2662057C1 (en) Method of visualization of spatial flow of models in air tunnel
KR20230011494A (en) Wind generation means and wind test facility comprising the same
Mohamed et al. Influence of turbulence on MAV roll perturbations
Neves et al. Unsteady aerodynamics analysis and modelling of a Slingsby Firefly aircraft: Detached-Eddy Simulation model and flight test validation
Schrijer et al. Experimental investigation of flow control devices for the reduction of transonic buffeting on rocket afterbodies
Yoshinaga et al. Determination of the pitching characteristics of tumbling bodies by the free-rotation method
Popelka et al. Boundary layer transition, separation and flow control on airfoils, wings and bodies in numerical, wind-tunnel and in-flight studies
Vardaki et al. Physical mechanisms of lift enhancement for flexible delta wings
Wang et al. Shadowgraph imaging and post-processing for hypersonic boundary layer transition in ballistic range
Mat Tomography Systems and Sensor Applications Flow Visualization Above Blunt Edged Delta Wing
Bardera-Mora et al. Characterization of the flow around the Mars 2020 Rover
Swift An experimental analysis of the laminar separation bubble at low Reynolds numbers
Zanin Experimental study of the influence of atmospheric turbulence on the boundary layer flow on the glider wing
Son et al. Effect of aspect ratio and leading and trailing edge form on the flow around an impulsively pitching flat plate
Kim et al. Reynolds number effects on unsteady boundary layer of an oscillating airfoil
Hasegawa et al. Hairy Chemical Coating for Drag Reduction
Algozino et al. Turbulence effect on flat plate pitching airfoil
Erm Measurement of flow-induced pressures on the surface of a model in a flow visualization water tunnel
Rodríguez-Rodríguez Principles of flow visualization
Manor et al. Static and dynamic water tunnel tests of slender wings and wing-bodyconfigurations at extreme angles of attack
Haider et al. Design of Experiments for Wind Tunnel Testing of 53° Sweep Lambda UCAV Configuration
Schluter Lift enhancement at low reynolds numbers using pop-up feathers
PANZER et al. The hemisphere-cylinder in dynamic pitch-up motions
POPELKA et al. BOUNDARY LAYER TRANSITION, SEPARATION AND FLOW CONTROL ON AIRFOILS AND BODIES IN CFD, WIND-TUNNEL AND IN-FLIGHT STUDIES