RU2562276C1

RU2562276C1 - Analysis of flow state in boundary layer

Info

Publication number: RU2562276C1
Application number: RU2014122478/28A
Authority: RU
Inventors: Мурад Абрамович Брутян; Альберт Васильевич Петров; Александр Владимирович Потапчик
Priority date: 2014-06-04
Filing date: 2014-06-04
Publication date: 2015-09-10

Abstract

FIELD: physics.

SUBSTANCE: boundary layer on airfoils can feature laminar or turbulent state. Claimed process comprises illumination of analyzed flow above airfoil across flow direction with parallel light beam and its registration after passage through the zone of analysis, for example, by point projection instrument. Width of cross-section of illuminating light beam above airfoil is limited to no over 1.5 of boundary layer depth.

EFFECT: higher accuracy of boundary layer state determination and that of transition from laminar to turbulent state.

4 dwg

Description

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах.The invention relates to the field of experimental aerodynamics and can be used mainly in studies of the aerodynamic flow around models in wind tunnels.

Пограничный слой на обтекаемых аэродинамических поверхностях может иметь ламинарное или турбулентное состояние. Состояние течения в пограничном слое оказывает значительное влияние на величину трения потока о поверхность и другие аэродинамические характеристики.The boundary layer on streamlined aerodynamic surfaces may have a laminar or turbulent state. The state of the flow in the boundary layer has a significant effect on the magnitude of the friction of the flow on the surface and other aerodynamic characteristics.

Определение состояния течения в пограничном слое и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное при испытаниях в аэродинамических трубах позволяет вносить поправки в результаты испытаний моделей и более точно определять аэродинамические характеристики летательных аппаратов в условиях натурного полета.The determination of the state of the flow in the boundary layer and the position of the region of transition of the boundary layer from the laminar to turbulent state when tested in wind tunnels allows you to make corrections to the test results of models and to more accurately determine the aerodynamic characteristics of aircraft in full flight.

Известно два основных принципиально различных подхода к определению состояния пограничного слоя.Two basic fundamentally different approaches to determining the state of the boundary layer are known.

Первая группа способов основана на измерениях течения в пограничном слое с помощью различных термоанемометрических насадков (см., например: Potter L. Effects of slight nose bluntness and roughness on boundary-layer transition in supersonic flows. J. Fluid Mechanics, vol. 12, part 4, 1962). Недостатком данных способов является их сложность и неизбежное внесение искажений в исследуемое течение.The first group of methods is based on measurements of the flow in the boundary layer using various hot-wire anemometric nozzles (see, for example: Potter L. Effects of slight nose bluntness and roughness on boundary-layer transition in supersonic flows. J. Fluid Mechanics, vol. 12, part 4, 1962). The disadvantage of these methods is their complexity and the inevitable introduction of distortion into the investigated course.

Вторая группа способов определения состояния пограничного слоя связана с нанесением на исследуемую поверхность специальных индикаторных покрытий, реагирующих на различную степень нагрева и испарения при ламинарном и турбулентном обтекании (см., например: E.J. Richards. «The China Сlау» method of indication transition, ARC T.R. 2126, 1945). Нанесение такого рода индикаторных покрытий, которые имеют иную, как правило, большую шероховатость, чем исследуемая обтекаемая поверхность, приводит к влиянию на положение области перехода пограничного слоя и к погрешностям в определении состояния пограничного слоя.The second group of methods for determining the state of the boundary layer is associated with the application of special indicator coatings on the test surface that respond to varying degrees of heating and evaporation during laminar and turbulent flow (see, for example: EJ Richards. “The China Class” method of indication transition, ARC TR 2126, 1945). The application of such indicator coatings, which have a different roughness, as a rule, than the studied streamlined surface, leads to an influence on the position of the transition region of the boundary layer and to errors in determining the state of the boundary layer.

Наиболее близким аналогом и прототипом предлагаемого изобретения является оптический способ определения состояния пограничного слоя, который не вносит возмущений в исследуемую область течения (Холдер Д., Норт Р. Теневые методы в аэродинамике. М.: Мир, 1966, стр. 72-75). Оптические бесконтактные способы отличаются простотой и удобны для использования в аэродинамических трубах. Определение состояния течения в пограничном слое при этом подходе основано на различной рефракции (искривлении) и рассеянии параллельных лучей света в ламинарном и турбулентном пограничных слоях.The closest analogue and prototype of the present invention is an optical method for determining the state of the boundary layer, which does not perturb the flow region under study (Holder D., North R. Shadow methods in aerodynamics. M .: Mir, 1966, pp. 72-75). Optical non-contact methods are simple and convenient for use in wind tunnels. The determination of the flow state in the boundary layer in this approach is based on various refraction (curvature) and scattering of parallel light rays in the laminar and turbulent boundary layers.

Способ-прототип включает освещение исследуемой модели поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения исследуемой области, например, с помощью теневого прибора.The prototype method includes illuminating the investigated model across the direction of flow by a parallel beam of light and registering it after passing through the study area, for example, using a shadow device.

На фиг. 1 в качестве примера представлена принципиальная схема осуществления способа-прототипа при исследованиях состояния пограничного слоя на модели аэродинамического профиля крыла. Модель 1 аэродинамического профиля располагается между оптическими окнами 2 рабочей части аэродинамической трубы (см. фиг. 1). Модель 1 и область пограничного слоя на обтекаемой поверхности модели освещаются поперек потока параллельным пучком света.In FIG. 1 as an example, presents a schematic diagram of the implementation of the prototype method in studies of the state of the boundary layer on the model of the aerodynamic profile of the wing. Model 1 aerodynamic profile is located between the optical windows 2 of the working part of the wind tunnel (see Fig. 1). Model 1 and the boundary layer region on the streamlined model surface are illuminated across the stream by a parallel beam of light.

Часть светового пучка, проходящая через область пограничного слоя вблизи поверхности модели, искривляется и рассеивается из-за наличия градиентов плотности в пограничном слое. Наибольшие градиенты плотности имеют место при ламинарном (слоистом) характере течения в пограничном слое. При турбулентном характере течения в пограничном слое происходит интенсивное перемешивание, приводящее к уменьшению градиентов плотности. По этой причине рассеяние света в турбулентном пограничном слое становится значительно слабее, чем в ламинарном.A part of the light beam passing through the boundary layer region near the model surface is bent and scattered due to the presence of density gradients in the boundary layer. The greatest density gradients occur with the laminar (layered) nature of the flow in the boundary layer. With the turbulent nature of the flow in the boundary layer, intense mixing occurs, leading to a decrease in density gradients. For this reason, light scattering in a turbulent boundary layer becomes much weaker than in a laminar one.

После прохождения у модели световой пучок регистрируют, например, с помощью теневого прибора в плоскости его фокусировки 3 за оптическим окном аэродинамической трубы.After passing through the model, the light beam is recorded, for example, using a shadow device in the plane of its focus 3 behind the optical window of the wind tunnel.

Недостатком способа-прототипа является то, что регистрируемая картина рассеяния света в пограничном слое накладывается на часть светового потока, проходящего вне области пограничного слоя и имеющего более высокую интенсивность, чем исследуемая картина рассеяния света (Фиг. 1). Это приводит к значительному ухудшению регистрации картины рассеяния света в пограничном слое и точности определения положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное состояние.The disadvantage of the prototype method is that the recorded pattern of light scattering in the boundary layer is superimposed on the part of the light flux passing outside the region of the boundary layer and having a higher intensity than the investigated pattern of light scattering (Fig. 1). This leads to a significant deterioration in the registration of the pattern of light scattering in the boundary layer and the accuracy of determining the position of the region of transition of the boundary layer from the laminar to turbulent state.

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное.The objective and technical result of the invention is to increase the accuracy of determining the state of the boundary layer and the position of the transition region of the boundary layer from laminar to turbulent.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе исследования состояния течения в пограничном слое на аэродинамических поверхностях, включающем освещение исследуемого течения поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора, при этом ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the method for studying the state of the flow in the boundary layer on aerodynamic surfaces, including illumination of the investigated flow across the direction of flow by a parallel light beam and its registration after passing through the studied area, for example, using a shadow device, the width the cross section of the illuminating parallel light beam above the streamlined surface is limited to a value not exceeding 1.5 of the thickness of the boundary layer.

На фигуре 1 представлена принципиальная схема осуществления способа-прототипа при исследованиях состояния пограничного слоя на модели аэродинамического профиля крыла.The figure 1 presents a schematic diagram of the implementation of the prototype method in studies of the state of the boundary layer on the model of the aerodynamic profile of the wing.

На фигуре 2 представлена принципиальная схема осуществления предлагаемого способа исследования состояния течения в пограничном слое на модели аэродинамического профиля крыла.The figure 2 presents a schematic diagram of the implementation of the proposed method for studying the state of the flow in the boundary layer on the model of the aerodynamic profile of the wing.

На фигуре 3 представлена фотография освещения модели аэродинамического профиля при использовании предлагаемого способа, полученная с помощью теневого прибора, без потока и при отсутствии пограничного слоя на поверхности модели.The figure 3 presents a photograph of the lighting model of the aerodynamic profile when using the proposed method, obtained using a shadow device, without flow and in the absence of a boundary layer on the surface of the model.

На фигуре 4 представлена зарегистрированная теневым прибором картина рассеяния света в пограничном слое на поверхности модели аэродинамического профиля крыла.The figure 4 presents the pattern of light scattering registered in the shadow device in the boundary layer on the surface of the model of the aerodynamic profile of the wing, recorded by a shadow device.

Осуществление предлагаемого способа описывается на примере исследования состояния пограничного слоя на модели аэродинамического профиля крыла установленной между оптическими окнами рабочей части аэродинамической трубы (Фиг. 2).The implementation of the proposed method is described by the example of studying the state of the boundary layer on the model of the aerodynamic profile of the wing installed between the optical windows of the working part of the wind tunnel (Fig. 2).

Для определения состояния пограничного слоя предлагаемым способом необходимо предварительно экспериментально либо расчетным путем, либо по данным других аналогичных исследований оценить толщину пограничного слоя в исследуемой области модели. Состояние пограничного слоя и положение области перехода из ламинарного в турбулентное определяют по регистрируемой картине рассеяния света в пограничном слое. Как показали исследования на различных моделях, картины рассеяния света располагаются над исследуемыми поверхностями и имеют ширину, не превышающую 1,5 толщины пограничного слоя.To determine the state of the boundary layer by the proposed method, it is necessary to first experimentally or by calculation, or according to other similar studies to evaluate the thickness of the boundary layer in the studied area of the model. The state of the boundary layer and the position of the transition region from laminar to turbulent is determined by the recorded pattern of light scattering in the boundary layer. As studies on various models have shown, light scattering patterns are located above the surfaces under study and have a width not exceeding 1.5 of the thickness of the boundary layer.

Исследуемый участок у поверхности модели профиля крыла 1 освещают параллельным пучком света вдоль размаха модели поперек направления потока (Фиг. 2).The investigated area near the surface of the model of the wing profile 1 is illuminated with a parallel beam of light along the span of the model across the direction of flow (Fig. 2).

Поперечную ширину светового пучка над поверхностью модели ограничивают, например, с помощью специальной шторки 4 до величины, не превышающей толщину пограничного слоя на поверхности модели.The transverse width of the light beam above the model surface is limited, for example, using a special curtain 4 to a value not exceeding the thickness of the boundary layer on the model surface.

Ограничение ширины светового пучка удобно проводить при отсутствии потока и наблюдении освещающего пучка света с помощью теневого прибора в плоскости его фокусировки 3 (Фиг. 3).The limitation of the width of the light beam is conveniently carried out in the absence of a stream and the observation of the illuminating beam of light using a shadow device in the plane of its focus 3 (Fig. 3).

После ограничения ширины поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка проводится запуск аэродинамической трубы с требуемой скоростью потока и регистрация картины рассеяния света в пограничном слое с помощью теневого прибора.After limiting the width of the cross-section of the illuminating parallel light beam, the wind tunnel is launched at the required flow rate and the pattern of light scattering in the boundary layer is recorded using a shadow device.

Широкая зона рассеяния света, наблюдаемая в передней части модели, соответствует ламинарному состоянию пограничного слоя (Фиг. 4). Узкая зона слабого рассеяния света, наблюдаемая в хвостовой части модели, соответствует турбулентному состоянию пограничного слоя. Между областями ламинарного и турбулентного пограничного слоя отчетливо наблюдается переходная область изменения состояния пограничного слоя.The wide area of light scattering observed in the front of the model corresponds to the laminar state of the boundary layer (Fig. 4). The narrow zone of weak light scattering observed in the tail of the model corresponds to the turbulent state of the boundary layer. Between the regions of the laminar and turbulent boundary layer, a transitional region of change in the state of the boundary layer is clearly observed.

Ограничение ширины поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя, обеспечивает устранение наложения интенсивного светового пучка, проходящего над областью пограничного слоя, на регистрируемую картину рассеяния света в пограничном слое, повышение точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное.Limiting the width of the cross section of the illuminating parallel light beam above the streamlined surface to a value not exceeding 1.5 of the thickness of the boundary layer, eliminates the overlap of the intense light beam passing over the region of the boundary layer on the recorded pattern of light scattering in the boundary layer, increasing the accuracy of determining the state of the boundary layer and position of the transition region of the boundary layer from laminar to turbulent.

Claims

A method for studying the state of a flow in a boundary layer on aerodynamic surfaces, including illuminating the investigated flow above a streamlined surface transversely to the direction of flow by a parallel beam of light and registering it after passing through the studied area, for example, using a shadow device, characterized in that the cross-sectional width of the illuminating parallel light beam above the streamlined surface is limited to a value not exceeding 1.5 thickness of the boundary layer.