Методы определения скорости воздушного потока в дозвуковой и сверхзвуковой аэродинамической трубе

Определение распределения скоростей потока пограничного слоя и картины распределения скоростей по высоте слоя исследуется на дренированных моделях. Структура пограничного слоя на поверхности обтекаемого тела в данном случае модель крыла прямоугольной формы в плане, представлена на рисунке 2.5.

— Структура пограничного слоя

Рисунок 2.5 — Структура пограничного слоя

Пограничный слой на поверхности обтекаемого тела (аэродинамической модели крыла) простирается от его передней кромки до точки отрыва S. Толщина пограничного слоя 5 — величина условная. Она определяется градиентом скорости по нормали к поверхности (dw/dy)y=§, который на границе слоя будет равен нулю, а скорость и& на границе переходит в местную скорость невозмущенного потока ио. От передней кромки крыла до точки перехода Т находится ламинарный слой, вдоль по течению которого происходит увеличение скорости. В зоне точки Т скорость пограничного слоя достигает своего максимума, а градиент давления равен нулю. Не на большом расстоянии от этой точки по потоку (области) ламинарный поток переходит в турбулентный.

Толщина пограничного слоя измеряется в мм, в зависимости от расстояния х сечения профиля от передней кромки крыла. Это позволяет практически определить границы области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние. Кроме того точку перехода Т о точку отрыва 5 несложно определить по эпюрам распределения скоростей в исследуемых сечениях пограничного слоя.

Применение для этих целей дренированной модели, позволяет достаточно точно выполнять измерения. На поверхности модели сделаны два ряда отверстий, рисунок 2.6. Один ряд по линии а - а, перпендикулярно размаху крыла, другой по линии b - b образующий с первой линии угол в 30Q. Такое расположение отверстий исключает взаимное влияние приемников давлений при измерении полных напорах одновременно в нескольких точках.

— Схема дренированной модели крыла

Рисунок 2.6 — Схема дренированной модели крыла

Каждое отверстие в ряде b - b расположено на одинаковых расстояниях х от передней кромки крыла с соответствующим отверстием в ряде а - а. От каждого отверстия в нутрии модель идет дренажная трубка, при помощи которой давление от любой точки можно передать микроманометру. Соединение трубочек, расположенных внутри модели осуществляется через резиновые ниппеля, причем один конец к трубкам дренажа, а второй к микроманометру. Отверстия ряда b - b предназначены для того, чтобы в них вставлять насадки для измерений полного давления потока в пограничном слое для разных значений у. отверстия ряда а - а для измерения только статического давления при тех же значениях х. В данном случае используют основной закон аэродинамики пограничного слоя — постоянства статического давления по всей толщине пограничного слоя и равенство значений давлений на границе [3].

В отверстие ряда b - b можно вставлять микронасадок полного напора, укрепленный в механизме специального микрокординатника. Устанавливается микрокординатник на конструктивные элементы крыла, например стрингеры. Микронасадок в сечении имеет овальную форму и его толщина не более 0,5 мм, рисунок 2.7.

Соединяя отверстия насадка с измерительным оборудованием, например (рисунок 2.7), или с резервуаром микроманометра, а отверстие статического давления в ряду а - а находящееся на том же расстоянии х от передней кромки крыла, с наклонной измерительной трубкой микроманометра, измеряют скоростной напор в данной точке и определяют скорость и.

Для исследования распределения давления на поверхности моделей применяют многоканальные модули давления, использующие тензометрический принцип преобразования давления в электрический сигнал. В ЦАГИ разработан ряд многоточечных модулей давления по числу измерительных каналов (ММД-24, ММД-32, ЭММД-48, МДК-64) и создана измерительная система с многоканальными модулями давления нового поколения, рисунок 2.9.

Если нужно определить скорость в пограничном слое на определенном расстоянии от поверхности крыла или положение точки перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентный, состояние и расположение точки отрыва пограничного слоя, применяют более простой экспериментальный прием, укладывается тонкая проволока диаметром 0,05 мм по направлению набегающего потока, затем на проволоку наносят каплю эмалита. После застывания проволоку выдергивают, и обрезают часть капли, рисунок 2.10.

1 - ползунок; 2 - насадок; 3 - ходовой винт; 4 - червячный редуктор.

Рисунок 2.7 — Схема установки для исследования скоростей в пограничном

слое крыла

Величина подъема или опускания насадиика, задается изменением положения червячного привода, рисунок 2.8.

И т!с

1 - ползунок; 2 - микронасадок; 3 - ходовой винт; 4 - червячный редуктор.

Рисунок 2.8 — Кинематическая схема микрокоординатника

— Многоканальный модуль исследования давлений

Рисунок 2.9 — Многоканальный модуль исследования давлений

1 - дренажное отверстие; 2 - проволока; 3 - капля эмалита; 4 - козырек.

Рисунок 2.10 — Изготовление эмалитовых козырьков на поверхности модели

 
Посмотреть оригинал
< Пред   СОДЕРЖАНИЕ   ОРИГИНАЛ   След >