[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2697569C1 - Device for investigating near field of model pressure in a wind tunnel - Google Patents

Device for investigating near field of model pressure in a wind tunnel Download PDF

Info

Publication number
RU2697569C1
RU2697569C1 RU2018142109A RU2018142109A RU2697569C1 RU 2697569 C1 RU2697569 C1 RU 2697569C1 RU 2018142109 A RU2018142109 A RU 2018142109A RU 2018142109 A RU2018142109 A RU 2018142109A RU 2697569 C1 RU2697569 C1 RU 2697569C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
model
wall
pressure
coating
wind tunnel
Prior art date
Application number
RU2018142109A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Геннадий Ефимович Дядченко
Александр Георгиевич Ереза
Александр Игоревич Иванов
Андрей Филиппович Киселев
Владимир Евгеньевич Мошаров
Леонид Леонидович Теперин
Сергей Леонидович Чернышев
Владимир Григорьевич Юдин
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 RU2018142109A priority Critical patent/RU2697569C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2697569C1 publication Critical patent/RU2697569C1/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
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

FIELD: test technology.SUBSTANCE: invention relates to aerodynamics and is intended for investigation of near field of model pressure at supersonic flow in wind tunnel. Device comprises shock wave generator (model), surface with barosensitive coating applied parallel to flow in near zone of model of aircraft, ultraviolet emitters, at least one signal recorder from a barosensitive coating (digital camera) for detecting luminescence intensity of a barosensitive coating, as a surface for application of a barosensitive coating, a section of the wall of the working part of the aerodynamic pipe is used. At that, length, width of section with applied coating, shortest distance from wall of working part of aerodynamic pipe to spout model, as well as the distance x from the front point (spout) of the projection of the model on the wall of the pipe to the area with the barosensitive coating applied, are determined by corresponding expressions which take into account the model dimensions and airflow blowing modes of the model.EFFECT: providing high quality of experiment.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для исследования ближнего поля давления модели при сверхзвуковом обтекании в аэродинамической трубеThe invention relates to the field of aerodynamics and is intended to study the near-field pressure model when supersonic flow in a wind tunnel

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

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 расстоянияIn this regard, a comprehensive experimental-calculation method has been developed based on measuring the flow parameters in the nearest zone of the aircraft model installed in the working part of the wind tunnel, and then calculating the evolution of the measured pressure profiles when moving 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), координатное устройство модели, зонд с пневмодатчиками, координатное устройство зонда и аппаратуру, регистрирующую сигналы с датчиков.A device is known (AS 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 coordinate device, a probe with pneumatic sensors, a probe coordinate device, and equipment that records signals from sensors.

Недостатком этого устройства являются низкая производительность и высокие требования стабильности режимов работы аэродинамической трубы.The disadvantage of this device is the low productivity and high stability requirements 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.A device for studying the near field pressure of a model in a wind tunnel, adopted as a prototype, [Chernyshev S.L., Ivanov, A.I., Kiselev, A.F. and others. Improving the methods of physical modeling of the phenomenon of sound shock from a supersonic aircraft. In collection: Chernyshev, S.L. (Ed.) Results of fundamental research in applied problems of aircraft industry, 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 - a luminescent pressure transducer (LPD), located parallel to the flow in the near pressure field of the aircraft model supporting plate device, an ultraviolet emitter and digital cameras for recording the luminescence intensity of an LPD coating.

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.The disadvantage of this device is that the measuring plate introduces additional perturbations into the flow, which interact with perturbations propagating from the model and lead to distortions in the pressure distribution on the measuring surface and, as a result, to inaccuracies in determining the initial data for the calculation of sound shock. Another disadvantage of this device is that for the Mach numbers M at which the studies were carried out (M = 1.75; 2.0; 2.25) and the relative position of the measuring plate and model under consideration, part of the disturbance zone is outside the measurement region, which may also lead to distortion of the results of the calculation of the sound wave.

Задачей создания изобретения и техническим результатом является разработка устройства, обеспечивающего более высокое качество эксперимента за счет устранения возмущений потока в рабочей части аэродинамической трубы.The objective of the invention and the technical result is the development of a device that provides a higher quality experiment by eliminating flow disturbances in the working part of the wind tunnel.

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

Figure 00000001
стенки рабочей части аэродинамической трубы с нанесенным барочувствительным покрытием больше длины модели L.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the device for studying the near-field pressure of the model in the wind tunnel containing the model (shock wave generator), the surface is coated with a pressure-sensitive coating, parallel to the flow in the near zone of the aircraft model, an ultraviolet emitter at least one recorder of the signal from the pressure-sensitive coating, the pressure-sensitive coating is applied to the wall of the working part of the wind tunnel, and the summer model The support device on the support device is located at such a distance from the wall of the working part of the wind tunnel that the disturbances emanating from the model fall on a wall section with a pressure-sensitive coating applied, at least along the length of the model L, which should minimize errors in determining the initial data for calculating the sound hit. Plot length
Figure 00000001
the walls of the working part of the wind tunnel with a pressure-sensitive coating applied are greater than the length of model L.

Длина

Figure 00000002
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:Length
Figure 00000002
the width of the measuring surface Δz with the applied pressure-sensitive coating, the shortest distance at 0 from the nose of the model to the wall of the working part of the ADT and the distance x from the front point (nose) of the projection of the model onto the pipe wall to the area with the applied pressure-sensitive coating is determined by the expressions:

Figure 00000003
Figure 00000003

Figure 00000004
Figure 00000004

Figure 00000005
Figure 00000005

Figure 00000006
Figure 00000006

где Δz - ширина измерительной поверхности Δz с нанесенным барочувствительным покрытием;where Δz is the width of the measuring surface Δz coated with a pressure sensitive coating;

L - длина модели;L is the length of the model;

Figure 00000007
- длина участка стенки с нанесенным покрытием
Figure 00000007
- length of the coated wall section

y0 - кратчайшее расстояние от носика модели до стенки рабочей части аэродинамической трубы;y 0 is the shortest distance from the nose of the model to the wall of the working part of the wind tunnel;

х - расстояние от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием;x is the distance from the front point (nose) of the projection of the model onto the pipe wall to the area with the applied pressure sensitive coating;

М - число Маха набегающего потока;M is the Mach number of the oncoming flow;

К1=1,0÷2,0;K 1 = 1.0 ÷ 2.0;

К2=0,7÷0,8.K 2 = 0.7 ÷ 0.8.

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

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

Figure 00000008
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:The device (Fig. 1) contains a pressure-sensitive coating 1 deposited on the wall of the working part 2 of the wind tunnel, a device (holder) 3 supporting the model 4 of the aircraft, an ultraviolet emitter 5 and a signal recorder from the pressure-sensitive coating - a digital camera (one or more) 6 to record the luminescence intensity of the baro-sensitive coating. An ultraviolet emitter and digital cameras for recording the luminescence intensity of the pressure sensitive coating are located in the openings of the wall of the working part of the wind tunnel. Plot length
Figure 00000008
the working wall of the wind tunnel with the pressure-sensitive coating applied is greater than the length of the model L. The length, width of the coated area, as well as the shortest distance from the wall of the working part of the wind tunnel to the nose of the model, as well as the distance x from the front point (nose) of the model projection onto the pipe wall to the area with the applied pressure-sensitive coating is determined by the expressions:

Figure 00000009
Figure 00000009

Figure 00000010
Figure 00000010

Figure 00000011
Figure 00000011

Figure 00000012
Figure 00000012

где Δz - ширина измерительной поверхности Δz с нанесенным барочувствительным покрытием;where Δz is the width of the measuring surface Δz coated with a pressure sensitive coating;

L - длина модели;L is the length of the model;

Figure 00000013
- длина участка стенки с нанесенным покрытием
Figure 00000013
- length of the coated wall section

y0 - кратчайшее расстояние от носика модели до стенки рабочей части аэродинамической трубы;y 0 is the shortest distance from the nose of the model to the wall of the working part of the wind tunnel;

х - расстояние от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием;x is the distance from the front point (nose) of the projection of the model onto the pipe wall to the area with the applied pressure sensitive coating;

М - число Маха набегающего потока;M is the Mach number of the oncoming flow;

К1=1,0÷2,0;K 1 = 1.0 ÷ 2.0;

К2=0,7÷0,8.K 2 = 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.When a supersonic stream flows around a model of an aircraft, a pressure field forms on the pressure-sensitive coating, which changes its glow under the influence of ultraviolet radiation. The luminescence intensity of the pressure sensitive coating is recorded by digital cameras.

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.The numerical analysis showed that the technical result was achieved: the device provides a higher quality experiment by eliminating flow disturbances in the working part of the wind tunnel compared to the prototype.

Claims (10)

Устройство для исследования ближнего поля давления модели в аэродинамической трубе, содержащее модель, поверхность с нанесенным барочувствительным покрытием, расположенную параллельно потоку в ближнем поле давления модели, ультрафиолетовый излучатель, как минимум один регистратор излучения от барочувствительного покрытия, отличающееся тем, что в качестве поверхности для нанесения барочувствительного покрытия использован участок стенки рабочей части аэродинамической трубы, при этом длина, ширина участка с нанесенным покрытием, 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:A device for studying the near-field pressure of a model in a wind tunnel, containing the model, a surface with a pressure sensitive coating, parallel to the flow in the near pressure field of the model, an ultraviolet emitter, at least one radiation detector from the pressure sensitive coating, characterized in that as the surface for application of the pressure-sensitive coating, a section of the wall of the working part of the wind tunnel was used, the length, width of the coated section, the smallest distance from the wall of the working part of the wind tunnel to the nose of the model, as well as the distance x from the front point (nose) of the projection of the model on the wall of the pipe to the area with the applied pressure-sensitive coating are determined by the expressions:
Figure 00000014
Figure 00000014
 где Δz - ширина измерительной поверхности Δz с нанесенным барочувствительным покрытием;where Δz is the width of the measuring surface Δz coated with a pressure sensitive coating; L - длина модели;L is the length of the model;
Figure 00000015
- длина участка стенки с нанесенным покрытием
Figure 00000015
- length of the coated wall section y0 - кратчайшее расстояние от носика модели до стенки рабочей части аэродинамической трубы;y 0 is the shortest distance from the nose of the model to the wall of the working part of the wind tunnel;
7
х - расстояние от передней точки (носика) проекции модели на стенку трубы до участка с нанесенным барочувствительным покрытием;
7
x is the distance from the front point (nose) of the projection of the model onto the pipe wall to the area with the applied pressure-sensitive coating; М - число Маха набегающего потока;M is the Mach number of the oncoming flow; К1=1,0÷2,0;K 1 = 1.0 ÷ 2.0; К2=0,7÷0,8.K 2 = 0.7 ÷ 0.8.
RU2018142109A 2018-11-29 2018-11-29 Device for investigating near field of model pressure in a wind tunnel RU2697569C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018142109A RU2697569C1 (en) 2018-11-29 2018-11-29 Device for investigating near field of model pressure in a wind tunnel

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018142109A RU2697569C1 (en) 2018-11-29 2018-11-29 Device for investigating near field of model pressure in a wind tunnel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2697569C1 true RU2697569C1 (en) 2019-08-15

Family

ID=67640565

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018142109A RU2697569C1 (en) 2018-11-29 2018-11-29 Device for investigating near field of model pressure in a wind tunnel

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2697569C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110702366A (en) * 2019-11-01 2020-01-17 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 Embedded optical pressure measurement method for shielding position of hypersonic wind tunnel model
RU2809401C1 (en) * 2023-07-25 2023-12-11 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Method for conducting flight tests to obtain loudness of sonic boom on ground, taking into account effect of vertical overload of aircraft
CN117760681A (en) * 2024-02-22 2024-03-26 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 combined type acoustic explosion test device and method suitable for large supersonic wind tunnel

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1074221A1 (en) * 1981-03-20 2000-06-27 Институт Теоретической И Прикладной Механики Со Ан Ссср METHOD FOR DETERMINING SUPER SUNDARY STREAM PARAMETERS
US6696690B2 (en) * 2001-12-17 2004-02-24 The Boeing Company Method and apparatus to correct for the temperature sensitivity of pressure sensitive paint
US7290444B2 (en) * 2004-11-09 2007-11-06 Honda Motor Co., Ltd. Measurement object for wind tunnel test

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1074221A1 (en) * 1981-03-20 2000-06-27 Институт Теоретической И Прикладной Механики Со Ан Ссср METHOD FOR DETERMINING SUPER SUNDARY STREAM PARAMETERS
US6696690B2 (en) * 2001-12-17 2004-02-24 The Boeing Company Method and apparatus to correct for the temperature sensitivity of pressure sensitive paint
US7290444B2 (en) * 2004-11-09 2007-11-06 Honda Motor Co., Ltd. Measurement object for wind tunnel test

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Совершенствование методов физического моделирования явления звукового удара от сверхзвукового самолета : сборник / С. Л. Чернышев [и др.] // Результаты фундаментальных исследований в прикладных задачах авиастроения : сб. ст. / Рос. акад. наук, ЦАГИ. - M. : Наука, 2016. - С. 41-50. *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110702366A (en) * 2019-11-01 2020-01-17 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 Embedded optical pressure measurement method for shielding position of hypersonic wind tunnel model
CN110702366B (en) * 2019-11-01 2021-01-08 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 Embedded optical pressure measurement method for shielding position of hypersonic wind tunnel model
RU2809401C1 (en) * 2023-07-25 2023-12-11 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Method for conducting flight tests to obtain loudness of sonic boom on ground, taking into account effect of vertical overload of aircraft
CN117760681A (en) * 2024-02-22 2024-03-26 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 combined type acoustic explosion test device and method suitable for large supersonic wind tunnel
CN117760681B (en) * 2024-02-22 2024-05-31 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 Combined type acoustic explosion test device and method suitable for large supersonic wind tunnel

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Sugioka et al. Experimental analysis of transonic buffet on a 3D swept wing using fast-response pressure-sensitive paint
Casper et al. Hypersonic wind-tunnel measurements of boundary-layer pressure fluctuations
RU2697569C1 (en) Device for investigating near field of model pressure in a wind tunnel
Roozeboom et al. Development of unsteady pressure-sensitive paint application on NASA space launch system
Noda et al. Detection of small-amplitude periodic surface pressure fluctuation by pressure-sensitive paint measurements using frequency-domain methods
Ahuja et al. The free jet as a simulator of forward velocity effects on jet noise
Duncan et al. Effects of step excrescences on a swept wing in a low-disturbance wind tunnel
Nakakita Unsteady pressure measurement on NACA0012 model using global low-speed unsteady PSP technique
US11733419B2 (en) Removal of signal ringdown noise
Tanna et al. In-flight simulation experiments on turbulent jet mixing noise
Robbins et al. Overview of validation completeness for gaussian speed-bump separated flow experiments
Kaplan et al. The intermittently turbulent region of the boundary layer
Yorita et al. Time-resolved pressure-sensitive paint measurements for cryogenic wind tunnel tests
Goessling et al. Uncertainty and validation of unsteady pressure-sensitive paint measurements of acoustic fields under aero engine-like conditions
Oka et al. Experimental investigation of the supersonic cavity by spectral-POD of high-sampling rate pressure-sensitive paint data
Knowles et al. Quantification of dispersed phase concentration using light sheet imaging methods
Sugioka et al. First results of lifetime-based unsteady PSP measurement on a pitching airfoil in transonic flow
Raman et al. Jet-cavity interaction tones
RU200195U1 (en) A device for studying the near-field pressure of a model in a wind tunnel
Yorita et al. Investigation of a pressure sensitive paint technique for ETW
CN114152679B (en) Acoustic emission two-dimensional plane positioning method for titanium alloy gas cylinder in ultralow-temperature liquid environment
Matsui et al. Sound-source distribution in the bogie section of a train determined by simultaneous measurement by pressure-sensitive paint and a microphone
Ljungskog et al. Uncertainty quantification of flow uniformity measurements in a slotted wall wind tunnel
Katzenmeier et al. Application of fast-response pressure sensitive paint to low-speed vortical flow at high angles of attack
Middleton The noise of ejectors