CC BY
30
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Т о м XV 19 84 М3
УДК 533.6.07
К МЕТОДИКЕ ИЗМЕРЕНИЯ НАПРАВЛЕНИЯ И ЧИСЛА М ТРЕХМЕРНОГО СВЕРХЗВУКОВОГО ПОТОКА
М. Д. Бродецкий, Г. П. Ольховиков, А. М. Харитонов, А. М. Шевченко, С. И. Шпак
Рассматривается пневмометрический метод одновременного измерения направления, числа М и полного давления р0 с помощью пятиканальных пневмонасадков. Тарировки пневмонасадков проводились по углам тангажа и крена в диапазоне чисел М=2,03-н4,05. По результатам тарировок построена математическая модель пятиканального насадка. Выполнены тестовые эксперименты на клине и модели треугольного крыла, которые показали, что погрешность определения углов скоса не превышает 1°, а числа М — 4%. Приводятся некоторые результаты зондирования потока в окрестности комбинации фюзеляжа с неплоским крылом переменной стреловидности при Моо = 2,29 и си = 5°.
При решении целого ряда задач экспериментальной аэродинамики возникает необходимость в определении полей скосов и чисел М пространственных сверхзвуковых течений. Одним из наиболее распространенных методов измерения локальных характеристик потока является пневмометрический метод, в котором используются различные типы зондов. В случае трехмерного сверхзвукового потока его направление, число М и полное давление р0 могут быть измерены с помощью пятиканальных пневмонасадков [1—4]. Среди них наиболее распространенными являются насадки, представляющие собой цилиндр с приемной частью в виде усеченного конуса, на боковой поверхности которого имеются четыре приемных отверстия — по два во взаимно-перпендикулярных плоскостях симметрии зонда. Общий вид пневмонасадка, система координат и углы скорости потока показаны на рис. 1. Порядок определения недз-вестных параметров потока следующий: в тарировочных испытаниях определяются
Рз - Рг Р1 - Р-2 Р\ + Р2 4- Рз + Ра
зависимости комплексов ха = ——— , = ——— , ----:— ,
р
= —2- от числа М и углов скоса, а затем, в измерениях, решается обратная И Ръ
задача, т. е- по давлениям ри р2, р3, p^, Ръ. с использованием полученных ранее тарировочных зависимостей, вычисляются число М, два угла скоса потока и величина р0.
Ограниченность использования этого метода для изучения трехмерных сверхзвуковых потоков обусловлена рядом причин, основными среди которых являются сложность изготовления прецизионных миниатюрных пневмонасадков, большой объем тарировок, значительная трудоемкость обработки результатов тарировок и измерений. Однако современный уровень средств автоматизации сбора и .обработки данных позволяет существенно сократить затраты и повысить эффективность метода.
В ИТПМ СО АН СССР была развита методика измерения направления и числа М трехмерного сверхзвукового потока с автоматизацией процесса обработки на базе
Рис. 1. Насадок и система координат. <2 — горизонтальная плоскость
симметрии насадка, 5 — вертикаль- функционирующей измерительно-вычислительной
ная плоскость симметрии насадка системы «Аналог» [5]. Изготовлена серия пятика-
нальных пневмонасадков (см. рис. 1), которые тарировались в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-313 [6] при числах, М=2,03; 2,29; 2,55; 3,02; 3,56, 4,05 в диапазоне углов тангажа 0=0^-20° и крена Ф=0-*-360°. Тарировки проводились с использованием специального тарировочного приспособления, которое устанавливалось в саблевидную подвеску аэродинамических весов. Это приспособление позволяло дискретно изменять угол крена насадка с шагом 10°±0,2° и обеспечивало неизменность положения приёмной части зонда в рабочей части аэродинамической трубы при варьировании угла тангажа. Угол тангажа задавался а-механизмом аэродинамических весов с точностью ±0,1°. Систематическая обработка результатов тарировок показала, что отклонения величин чисел М от заданных не превышают ±0,01. Использование системы «Аналог» обеспечивает обработку результатов тарировок и измерений в темпе эксперимента.
Результаты тарировок приведены на рис. 2 и 3. На рис. 2 показана номограмма для определения 0 и Ф, полученная из тарировочных функций =/(0, Ф) и *р=/(0, Ф) при М=3,02. Аналогичные зависимости получены и для других чисел М. Видно, что изолинии 0 — концентрические окружности с центром в начале координат, а изолинии Ф — прямые, проходящие через начало координат и составляющие угол Ф с осью V Скоростная характеристика пневмонасадка — зависимость Хэд =/(М)—показана на рис. 3. Результаты тарировок показали, что при фиксированных значениях 0 и М влияние угла Ф на величину лежит в пределах погрешности измерений, т. е. не зависит от Ф. Это обстоятельство имеет место только для зондов с приемной частью, выполненной с высокой точностью (боковые приемные отверстия должны находиться в двух взаимноперпендикулярных плоскостях и на одинаковом удалении от центрального отверстия). Для. таких насадков нет необходимости проводить полный объем тарировок по углу крена и можно ограничиться лишь проверочными испытаниями.
Анализ тарировочных зависимостей позволил построить математическую модель пневмонасадка в следующем виде:
(1)
з 3
М=»9і(*е. *м) = 2
/=о /=0
(2)
з 3
(3)
/=о /=о
где -Х.0 II У 37 *|. аг/, — коэффициенты аппроксимации.
10—«Ученые записки» № 3
8е
М„=2,3/• /
_L/lrrrrfZZ? /
К /
^pac* s
Л
-г
</
/
t°OL,
Рис. 4. Результаты измерения угла а на модели клина. О —насадок № 1; Д—насадок №' 2; □ — насадок № 3
Рис. 5. Результаты измерения числа М на модели клина. О — насадок № 1; Д — насадок № 2; □ — насадок № 3
Аппроксимация зависимостей (2) и (3) осуществлялась методом наименьших квадратов по специальной программе, которая, кроме вычисления коэффициентов ац; Ь.ц, производит восстановление функции в узлах и расчет средних квадратических отклонений ае и ам за счет аппроксимации. Для рассмотренной серии пневмонасадков минимальные значения «0,3° и »0,02 получены с использованием полиномов третьей степени. Математическая модель (1) — (3) в отличие от известных моделей пятикальных зондов [3, 4] не требует итерационного процесса для определения неизвестных 0 и М.
Для проверки работоспособности изложенной методики и оценки достоверности получаемых результатов были проведены тестовые измерения на клине с острой передней кромкой и модели треугольного крыла с углом стреловидности передней кромки 45°. Результаты этих испытаний сравнивались в случае клина с точным решением для косого скачка уплотнения или течения Прандтля—Майера, а в случае крыла — с данными работы [4]. В качестве иллюстрации на рис. 4 и 5 приведено сопоставление
Исто чниі^^-ХІ^ 0,167 0,215 0,362 0,543
Данная работа Д □ О V
Рабата\5\ -0- -в-
Рис. 6. Результаты измерения скоса потока на модели треугольного крыла. М=3,02; х=45°; а=12°
данных по углу а и числу М для клина, а на рис. 6 — по величине sin р для крыла [4]. Видно, что расхождение с результатами расчета для клина и с данными [4] не превышают ±1° по углам а и р и 4% по числу М.
В качестве иллюстрации возможностей методики на рис. 7 приводятся некоторые результаты измерения местных скосов потока при обтекании фюзеляжа с неплоским крылом переменной стреловидности. Эксперименты выполнены при М=2,29 и угле установки модели 000=5,0°. Измерения проводились гребенкой из трех пятиканальных пневмонасадков в сечении, перпендикулярном вектору скорости набегающего потока
Рис. 7. Результаты измерения скосов потока. 1—плоскость измерения. х=х[<1= 18,9; ЦА=8,6; <2=36 мм
(см. рис. 7). Здесь у = —-j- ; г = —g— ; где d — диаметр цилиндрической части фюзеляжа.
На рис. 7 показано распределение локальных скосов потока а и у по высоте у при фиксированных значениях г для изолированного фюзеляжа и его комбинации с крылом.
Видно, что в области расположения корневого наплыва значения вертикальных и горизонтальных скосов потока, создаваемых фюзеляжем на угле атаки = 5°, лежат в диапазоне ±5°. Поскольку местные углы атаки поверхности крыла на заданном режиме обтекания имеют такой же порядок, можно надеяться, что изменение обводов корневого наплыва с учетом поля скосов от фюзеляжа позволит заметно улучшить аэродинамические характеристики крыла.
Таким образом, полученные результаты показывают, что изложенная методика может быть с успехом использована при исследовании обтекания сложных пространственных конфигураций.
ЛИТЕРАТУРА
1. Петунин А. Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. — М.: Машиностроение, 1972.
2. Chue.S. Н. Pressure probes for fluid measuremente.—„Progr. in Derospace Sciences". 1979, vol. 16.
3. Михайлов П. Д., P яxи н Jl. А. Исследование поля течения около головных частей тел вращения (М=1,7).— Труды ЦАГИ, 1975, вып. 1697.
4. Банник В., Неббелинг С. Исследование области расширения сверхзвукового потока у поверхности треугольного крыла. — РТК,
1973, №8, т. 11.
5. Василенко Т. И., Вышенков Ю. И., Гилев В. Н., Злобина Б. Б. Лабораторная автоматизированная многоканальная измерительная система на базе серийных приборов («Аналог-I»). — В сб.: Физическая газодинамика, вып. 6, Новосибирск, 1976.
6. Волонихин И. И., Г р и г о р ье в В. Д. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-313.— В сб.: Агрофизические исследования, Новосибирск, 1972.
Рукопись поступила 26/Х 1982 г.
