Патент на изобретение №2310179
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА-ТРУБА
(57) Реферат:
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к классу аэродинамических труб, и может быть использовано для получения низкотурбулентного потока воздуха при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники. Устройство содержит форкамеру с элементами для повышения качества потока, коллектор-сопло, систему слива, рабочую часть и нагреватели. По первому варианту отличительной особенностью устройства является наличие двух ступеней поджатия потока в коллекторе, разделенных промежуточным отсеком, снабженным системой отсоса-слива части потока, и нагревателей стенки отсека, размещенных по периметру отсека с внешней стороны аэродинамического контура. Во втором варианте исполнения устройства вторая ступень поджатия переходит в рабочую часть непосредственно после критического сечения, труба дополнена опорами и контрольными средствами для ее вертикального расположения. Технический результат заключается в повышении устойчивости ламинарного пограничного слоя и способствует затягиванию ламинарно-турбулентного перехода и тем самым обеспечивает снижение уровня турбулентности потока внутри трубы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
(56) (продолжение): CLASS=”b560m”развитие пограничного слоя, МЖГ, 2002, № 1. Beckwith J.E. AJAA pepe № 74-135, AJAA. 90-1391. RU 2072456 C1 27.01.1997.
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, преимущественно к классу аэродинамических труб, предназначенных для получения низкотурбулентного потока воздуха. Известны аэродинамические установки – трубы малых скоростей, в которых для снижения интенсивности пульсационных характеристик – турбулентности потока в рабочей части пограничный слой на ее стенках турбулизируют путем установки турбулизаторов в конце последнего коллектора перед входом в рабочую часть (Патент РФ №2072456, кл. F15D 1/00, 1993 г.). Известно, что в сверхзвуковых трубах при числе Маха М Общим недостатком указанных аэродинамических установок является их сложность. Недостатки установки заключаются в следующем. Поскольку в зоне углов (в зоне сопряжения плоскостей) ламинарно-турбулентный переход происходит без предварительного возникновения и развития волн Толлмина-Шлихтинга (переход первого типа), то нагрев обтекаемой поверхности не влияет здесь на переход. Турбулентные клинья из зоны сопряжения плоскостей распространяются в пограничные слои плоскостей под углом к потоку около 12° независимо от температуры носовой части модели, смыкаясь в середине стенки на расстоянии от точки их возникновения – В случае малых дозвуковых потоков-течений наличие турбулентного пограничного слоя на стенках входного участка иногда также принципиально нежелательно. Это приводит к невозможности получения развитого ламинарного течения в трубе, значительному увеличению аэродинамического сопротивления, необходимости специальной звукоизоляции трубы для предотвращения распространения шума в окружающее пространство, вызываемого пульсациями в турбулентном слое и распространяющимся через стенки во внешнюю среду. Последнее обстоятельство, например, особенно заметно проявляется в тонкостенных воздухопроводах. Целесообразность ламинаризации пограничного слоя во входном участке обычных труб при малых скоростях течения жидкости или газа также обусловлена необходимостью получения в трубе развитого ламинарного течения – течения Пуазейля для изучения его, например, гидродинамической устойчивости при разных величинах числа Рейнольдса. Задачей предлагаемого изобретения является – расширение технических возможностей трубы. Технический результат заключается в снижении интенсивности пульсационных характеристик потока во входном участке и в рабочей части аэродинамической трубы. Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в аэродинамической установке-трубе, содержащей форкамеру с элементами для повышения качества потока, коллектор-сопло, систему отсоса-слива, рабочую часть и нагреватели, коллектор выполнен, например, в виде двух ступеней поджатия, разделенных отсеком с системой отсоса-слива части потока, заторможенной на обтекаемой поверхности перед ним, а нагреватели размещены по периметру отсека с внешней стороны аэродинамического контура – вне потока. Решение задачи и технический результат также достигаются тем, что аэродинамическая установка-труба, в которой последняя ступень поджатия переходит в рабочую часть непосредственно после критического сечения, дополнена опорами и контрольными средствами для ее установки в вертикальное положение, обеспечивающими совпадение направлений аэродинамических и архимедовых сил. На фиг.1 приведен общий вид сверхзвуковой трубы. На фиг.2 – вертикальная труба малых скоростей. Труба содержит форкамеру 1 с защитной сеткой 2 на входе потока U в форкамеру, хонейкомбом 3 и мелкоячеистыми детурбулизирующими сетками 4, узлы отсоса-слива 5-6, выполненные в виде кольцевых щелей или перфораций и обеспечивающие отбор заторможенной части потока – пограничного слоя, первая ступень поджатия 7, обеспечивающую плавный переход от форкамеры 1 к отсеку 8, на внешней стороне которого расположена нагревательная система 9, отсек 8 плавно переходит во вторую ступень поджатия – сопло 10 и рабочую часть 11. При этом показанный на фиг.1 коллектор включает все элементы, расположенные между форкамерой 1 и рабочей частью трубы 11. Труба работает следующим образом. Вначале устанавливают выбранный режим без искусственного управления развитием пограничного слоя на стенках аэродинамического контура. Посредством специальной измерительной аппаратуры определяют состояние пограничного слоя: для чего, например, могут быть использованы размещенные вдоль контура датчики давления или поверхностные датчики термоанемометра (на чертеже не приведены). Затем включают отсос-слив пограничного слоя посредством системы 5-6 с использованием поджатия 7 при входе потока в отсек 8 и контролируют характер течения в пограничном слое отсека 8, добиваясь нужного характера течения. Включают нагреватели 9, регулируя их мощность и распределение температуры по обтекаемой поверхности отсека 8. В результате добиваются нужной степени ламинаризации пограничного слоя на обтекаемых стенках сопла и рабочей части установки. В зависимости от цели и условий испытаний интенсивность слива и нагрева могут быть определены заранее для выбранных режимов работы установки. Установка нагревателей 9 в зоне повышенной гидродинамической устойчивости пограничного слоя, а также последующее поджатие 10 потока обеспечивают возможность работать при значительно более высоких температурах обтекаемой поверхности, без внесения в пограничный слой дополнительных возмущений, приводящих к более раннему ламинарно-турбулентному переходу пограничного слоя ниже по течению – по контуру трубы. Расположение нагревателей с внешней – необтекаемой стороны отсека позволяет технически сравнительно просто его выполнить. Расположенное за нагревателем поджатие 10 – сопло дополнительно снижает величину возможных оставшихся в потоке возмущений, способствуя дальнейшему затягиванию ламинарно-турбулентного перехода ниже по течению. Труба фиг.2 в вертикальном положении дополнена соответствующими опорами 12 и контрольными средствами вертикального положения 13 с дозвуковым соплом малых скоростей. В результате достигается значительное затягивание ламинарно-турбулентного перехода на обтекаемой поверхности сопла и рабочей части трубы, что обеспечивает снижение уровня турбулентности потока.
Формула изобретения
1. Аэродинамическая установка-труба, содержащая форкамеру с элементами для повышения качества потока, коллектор-сопло, систему отсоса-слива, рабочую часть и нагреватели, отличающаяся тем, что коллектор выполнен, например, в виде двух ступеней поджатий, разделенных отсеком с системой отсоса-слива части потока, заторможенной на обтекаемой поверхности перед ним, а нагреватели размещены по периметру отсека с внешней стороны аэродинамического контура – вне потока. 2. Аэродинамическая установка-труба по п.1, отличающаяся тем, что вторая ступень поджатия переходит в рабочую часть непосредственно после критического сечения, труба дополнена опорами и контрольными средствами для ее установки в вертикальное положение, обеспечивающими совпадение направления аэродинамических и архимедовых сил.
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
2 основной вклад в интенсивность пульсационных характеристик потока в рабочей части вносит турбулентный пограничный слой на стенках сопла и рабочей части, вихревые структуры которого генерируют пульсации давления, распространяющиеся по линиям Маха в ядро потока (Laufer J., Aerodynamic Noise in Supersonic Tunnels; JAS, vol.28, №9, 1961, pp 685-692). Снижение интенсивности пульсаций при этом достигалось воздействием на пограничный слой путем его предварительного (до рабочей части) слива и экранизации модели в рабочей части (Beckwith J.E. AJAA рере №74-135; AJAA.90-1391).
=2.5·S, где S – ширина стенки. Нагрев обтекаемой поверхности в критическом сечении сопла и окрестности неблагоприятен, так как возможно внесение в пограничный слой возмущений, особенно при больших температурах, а конструктивное решение достаточно сложно.
