CC BY
60
________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Том XXIV ' 1993
№ 2
УПК 533.6.071.08 : 531.787
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛЕЙ С ПОМОЩЬЮ ЕМКОСТНЫХ ТОНКОПЛЕНОЧНЫХ ДАТЧИКОВ ДАВЛЕНИЯ
А. А. Казарян, Н. И. Морковин, Г. К. Шаповалов
Приводятся результаты измерения пульсаций давления с помощью емкостных пленочных датчиков на стенках рабочей части аэродинамической трубы и на поверхности модели прямого крыла вдоль хорды при числах М = 0,5 и 0,8 и углах атаки а = 0; 4 и 6°. По распределению уровней пульсаций давления определяются зоны отрыва и скачки уплотнения.
Проблема изучения особенностей обтекания моделей (определение зон отрыва, скачков уплотнения, перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный) всегда является актуальной в экспериментальной аэродинамике. Существуют различные способы индикации этих особенностей, каждый из которых имеет отдельные преимущества и недостатки. В последние годы для определения таких особенностей начали активно внедряться емкостные тонкопленочные датчики давления, ранее применявшиеся в практике аэродинамического эксперимента для исследования нестационарных процессов [1, 2]. Их применение в новом качестве также основано на их способности измерять в широком диапазоне частот пульсации давлений, уровни которых существенно различны в безотрывной и отрывной зоне, до скачка уплотнения и после, ламинарном пограничном слое и турбулентном.
Основным преимуществом применения таких тонкопленочных датчиков является их сравнительно несложный монтаж (наклейка) на исследуемую поверхность, в том числе и на поверхность натурного летательного аппарата, возможность автоматизации процесса считывания показаний измерений и вывода их на ЭВМ, отсутствие искажающего влияния на картину обтекания (измеренное распределение статического давления на исходной модели и после обклейки ее пленкой с вмонтированными пленочными датчиками было одинаковым).
К числу трудностей, выявленных в результате применения тонкопленочных датчиков в аэродинамических исследованиях, следует отнести недостаточную защиту датчиков от воздействия потока газа в случае их некачественной наклейки (наличие воздушных пузырьков в клеевых слоях); особенно остро такие проблемы встают при обклейке поверхностей с большими пространственными кривизнами.
В нашем случае эксперименты проводились на плоских боковых стенках рабочей части аэродинамической трубы и на верхней поверхности прямого крыла с супер-критическим профилем. Ародинамическая труба, в которой проводились эксперименты, является трансзвуковой малотурбулентной трубой периодического действия с размерами рабочей части 200x160 мм2. Верхняя и нижняя стенки рабочей части перфорированы со степенью перфорации 20%. Эксперименты с датчиками, наклеенными на боковые стенки рабочей части аэродинамической трубы, проводились для их контроля эталонными микрофонными датчиками фирмы Брюль и Къер. Эксперименты с датчиками, наклеенными на верхнюю поверхность прямого крыла вдоль хорды, проводились для изучения аэродинамических особенностей обтекания крыла. Чувствительный элемент датчика выполнен из полиимидной пленки, минимальные толщины
с
' 4 *8 мм
ч
Направление
потока
6*9 ммг
7
+ 2 + __!
+ I +
+ ч +
+ 5 +
+ в +
+ 7 +
10 . й?
I Направление I потока
15 15
Заглушка /, Заглушка 2, Заглушка
датчики. ^*6мм2, датчика В"9мм] с контрольными оценочные пленочные датчиками типа 4138
Рис. 1
существующих образцов пленки составляют 10 мк; пленка обладает высокой термостойкостью (—25-н-300°С), модуль упругости материала 3 • 109 Па. Подробное описание конструкции датчика приводится в [2]. Датчики наклеивались клеем ПЛПК-23—35, толщина клеевого слоя не превышала 10-И2 мк. Общая толщина смонтированного на модели пленочного датчика, т. е. фактическое утолщение модели за счет датчика, не превышала 60 мк.
Датчики предварительно испытывали на работоспособность на стенке рабочей части трубы. Исследуемые и контрольные датчики типа 4136 с коэффициентом чувствительности 1,6 мВ/Па (фирма Брюль и Къер) устанавливались на двух заглушках, размещенных на противоположных стенках аэродинамической трубы. В силу симметрии рабочей части трубы предполагалось, что акустические условия на обеих противоположных стенках одинаковые. Схемы расположения пленочных датчиков на заглушках боковых стенок и на модели прямого крыла представлены на рис. 1. На заглушках было наклеено по три датчика размером 4X6 мм2 (заглушка 1) и 6X9 мм2 (заглушка 2). Контрольный датчик устанавливался в центре заглушки на противоположной стенке. Соединение пленочных датчиков с регистрирующим устройством осуществлялось с помощью металлизированного напыления, переход от которого к внешней проводке осуществлялся с помощью специально разработанного клеммника, который располагался вне исследуемой зоны, был экранирован, толщина его не превышала 120 мк. Сравнение показаний исследуемых пленочных датчиков и контрольного (микрофонного) приведено на рис. 2. Измерялась величина пульсаций давления (среднеквадратичные значения р) в зависимости от числа М. Как видно из рис. 2, максимальная разница в показаниях пленочных датчиков обоих размеров и контрольного не превышала 2,5 дБ, что может считаться вполне удовлетворительным результатом, поскольку имелись объективные причины возможных расхождений в измерениях: во-первых, датчики, исследуемые и контрольные, физически находились, хотя и в аналогичных, но все же в различных местах (на противоположных стенках рабочей части аэродинамической трубы), во-вторых, имела место неодновре-
• |
А \ Пленочные датчики размером 6x9 мм-■/
01
д!Пленочные датчики размером 4X6 мм2 + Контрольный датчик 4136 Брюль и Кьер
Рис. 2
Рис. 3
Рис. 4
менность записи сигналов с трех пленочных датчиков, вызванная отсутствием многоканальной записывающей аппаратуры. Среднеквадратичная погрешность измерения пульсаций давления пленочными датчиками по выборкам из 30 значений не превышала ± 1 дБ. Тем самым была пбказана принципиальная возможность применения емкостных пленочных датчиков для исследования распределения пульсаций давления на плоских и криволинейных поверхностях.
Вторая часть работы заключалась в исследовании распределения пульсаций давления на верхней поверхности прямого крыла с суперкритическим профилем. В частности, исследовалась возможность индикации местного скачка уплотнения. Для этого был выбран режим с числом М потока, равным 0,8, и угол атаки модели а=4°. Из предварительных измерений распределения статического давления вдоль хорды крыла было известно положение скачка уплотнения (рис. 3, о). Распределение пульсаций давления вдоль хорды (рис 3, б) полностью соответствует нашему представлению о структуре скачка уплотнения (резкое увеличение интенсивности пульсаций давления), а область этого резкого возрастания пульсаций давления совпадает с областью положения скачка уплотнения, определенной по распределению давления.
При числе М = 0,5 исследовался вопрос об индикации отрыва в диффузорной части профиля. При числе М = 0,5 и нулевом угле атаки отрыва в диффузорной части профиля нет, и, соответственно, распределение интенсивности пульсаций давления вдоль хорды крыла практически не изменяется. При угле атаки а=6° в районе задней кромки крыла возникает отрыв потока (это известно, например, из испытаний на распределение давления, рис. 4, а) и сопровождается резким возрастанием пульсаций давления, начиная с х 0,5 хорды (рис. 4,6). В области развитого отрыва (*=0,8—1) сохраняется высокий уровень пульсаций давления.
ЛИТЕРАТУРА
1. Пор та ль М., Читанье М. Пленочные датчики давления и их применение//Перевод. НЕ—32663, ЦООНТИ/ВНО, 1983.
2. Казарян А. А., Игнатов А. В., Фалько И. И. Тонкопленочные емкостные датчики для измерения пульсаций давления//При-боры и системы управления. — 1988, № 7.
Рукопись поступила 23/1 1991 г.
