CC BY-NC
0
УДК 629.5.018.26:533.6.07 EDN: VSFIEW
Е.Ф. Храпунов, А.Н. Новиков, С.А. Можайский, Д.В. Корнилов, В.В. Соколов, С.Ю. Соловьев
ФГУП «Крыловский государственный научный центр», Санкт-Петербург, Россия
РАЗРАБОТКА ПНЕВМОМЕТРИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ ТРЕХ КОМПОНЕНТ ВЕКТОРА СКОРОСТИ ВОЗДУШНОГО ПОТОКА
Объект и цель научной работы. Объектом исследования является семиствольный пневмометрический насадок, предназначенный для восстановления трех компонент вектора скорости на основании измеренных давлений. Цель работы - описание принципов использования созданного на базе Крыловского центра пневмометрического насадка, позволяющего проводить измерения трех компонент вектора скорости в неоднородном воздушном потоке. Материалы и методы. Проведен анализ методов измерения трех компонент вектора скорости в пространстве со сложной геометрией. Показано, что использование пневмометрических насадков является оптимальным вариантом при решении задачи определения ориентированного в пространстве вектора скорости. Приводится информация о возможных алгоритмах восстановления значения скорости на основании данных о распределении давления по поверхности насадка.
Основные результаты. На базе лаборатории аэродинамики Крыловского центра разработана и создана серия се-миствольных зондов, отличающихся как диаметром, так и длиной насадка. Калибровка насадков проведена в аэродинамической трубе при варьировании значений углов скоса в диапазоне от -70° до +70°. Для вычисления калибровочных коэффициентов и обработки результатов экспериментальных исследований разработано программное обеспечение, позволяющее восстанавливать три компоненты вектора скорости на основании семи значений давления на поверхности насадка. Показано, что созданные насадки могут быть использованы для измерения трех компонент вектора скорости в пространстве со сложной геометрией, например над вертолетными площадками судов и морских сооружений. Заключение. Диапазон возможного применения семиствольного насадка существенно превосходит диапазоны более простых пневмометрических зондов. Это позволяет существенно расширить возможности при проведении экспериментальных исследований для объектов со сложной геометрией.
Ключевые слова: пневмометрические насадки, физический эксперимент, воздушный поток, структура потока, вектор скорости.
Авторы заявляют об отсутствии возможных конфликтов интересов.
UDC 629.5.018.26:533.6.07 EDN: VSFIEW
Ye.F. Hrapunov, A.N. Novikov, S.A. Mozhaysky, D.V. Kornilov, V.V. Sokolov, S.Yu. Solovyev
Krylov State Research Centre, St. Petersburg, Russia
DEVELOPMENT OF PRESSURE PROBE SYSTEM FOR MEASURING THREE COMPONENTS OF AIRFLOW VELOCITY VECTOR
Object and purpose of research. The study object is a seven-hole pressure probe intended for reconstruction of three components of the airflow vector based on pressure measurements. The purpose is to describe the principles of using
Для цитирования: Храпунов Е.Ф., Новиков А.Н., Можайский С.А., Корнилов Д.В., Соколов В.В., Соловьев С.Ю. Разработка пневмометрической системы измерения трех компонент вектора скорости воздушного потока. Труды Крыловского государственного научного центра. 2024; 4(410): 69-77.
For citations: Hrapunov Ye.F., Novikov A.N., Mozhaysky S.A., Kornilov D.V., Sokolov V.V., Solovyev S.Yu. Development of pressure probe system for measuring three components of airflow velocity vector. Transactions of the Krylov State Research Centre. 2024; 4(410): 69-77 (in Russian).
the pressure probe enabling measurements of three velocity vector components in non-uniform airflow, which was developed at the Krylov State Research Centre.
Materials and methods. The paper analyzes the methods used to measure three velocity vector components in spaces of complex geometry. It is shown that application of pressure probes is the best option for solving problems regarding space oriented velocity vectors. Information about possible algorithms for reconstruction of velocities based on pressure distributions on the probe surface is given.
Main results. The Laboratory of Aerodynamics at the Krylov Center has developed a series of seven-hole probes of different diameters and lengths. The probes were calibrated in the wind tunnel for a range of airflow angles from -70° to +70°. The software has been developed for calculation of calibration coefficients and test data processing, which enabled reconstruction of three velocity vector components based on seven pressure values across the probe surface. It is demonstrated that these probes can be employed for measuring three velocity vector components in a space of complex geometry, e.g. over helipads on ships and marine structures.
Conclusion. The scope of seven-hole probe application is substantially wider than that of simple pressure gages. It offers broader opportunities for experimental investigation of objects with sophisticated geometry. Keywords: pressure probes, physical experiment, airflow, flow structure, velocity vector. The authors declare no conflicts of interest.
Введение
Introduction
Задача измерения пространственного вектора скорости в воздушных потоках является одной из наиболее актуальных в аэродинамике. Для ее решения разработано множество различных методов, которые традиционно делятся на контактные и бесконтактные.
В последнее время именно бесконтактные методы (в особенности системы типа PIV) получили огромное развитие и распространение [1, 2]. Связано это во многом с возможностью проводить одновременные измерения в ограниченной области исследуемого пространства, при этом не возмущая поток внесением различных элементов регистрирующей аппаратуры.
Однако использование таких систем на практике в аэродинамических трубах может быть осложнено. Во-первых, равномерное засеивание рабочей части аэродинамической трубы (характерные габариты - метры) трассирующими частицами является трудновыполнимой задачей. Во-вторых, использование подобных систем для исследования структуры потока вокруг крупномасштабных моделей может быть затратно по времени, поскольку область измерения PIV системы редко составляет более 200 мм, тогда как характерный размер модели может превышать это значение в 5-6 раз [3].
Учитывая вышесказанное, для измерения поля скорости в дозвуковых аэродинамических трубах в большинстве случаев используют контактные методы измерения, основанные на внесении в поток датчика конечных размеров. К подобной группе методов относятся, в частности, пневмометрические насадки и термоанемометрические системы [4, 5]. Последние, безусловно, могут быть использованы
для измерения мгновенных значений трех компонент скорости изотермического потока [6]. Однако хрупкость датчика, регистрирующего три компоненты скорости, в совокупности с высокой ценой (несколько сотен тысяч рублей) и трудоемкой процедурой калибровки (требуется для каждого нового датчика) приводит к тому, что при необходимости проводить измерения осредненных во времени компонент скорости предпочтение отдается специализированным пневмометрическим насадкам. К подобным задачам относится, в частности, определение структуры потока в пространствах над взлетно-посадочными полосами различных судов [7, 8], а также определение общих характеристик аэродинамического следа в области за исследуемым объектом в целом [9, 10] и за его отдельными элементами [11, 12].
Целью настоящей работы является создание на базе Крыловского центра пневмометрического насадка, позволяющего проводить измерения трех компонент вектора скорости в неоднородном воздушном потоке. При проектировании насадка учитывается возможность его изготовления и проведения калибровки средствами лаборатории аэродинамики Крыловского центра, а также возможность интегрирования в уже существующие и используемые в лаборатории измерительные комплексы.
Классификация пневмометрических насадков
Classification of pressure probes
Пневмометрические насадки являются одним из наиболее распространенных типов измерительного оборудования, которым оснащены дозвуковые аэродинамические трубы. Самым популярным является трубка Пито - Прандтля, представляющая
собой насадок для измерения скорости воздушного потока [13]. Принцип его действия заключается в измерении давления в двух точках потока - в критической точке на носике насадка и в точке, расположенной на боковой поверхности трубки. Используя предположение о справедливости интеграла Бернулли для реальной сплошной среды, на основании измеренных давлений удается рассчитать значение скорости в соответствии с аналитическим соотношением.
Метод использования трубки Пито - Прандтля является многократно апробированным и, как уже отмечалось, широко распространенным. Основным недостатком данного оборудования (с точки зрения целей настоящей работы) является невозможность измерять угол скоса потока. Известно, что данные, полученные с использованием трубки, являются достоверными, если ось насадка ориентирована вдоль направления действия потока (или отклонена не более чем на 5°).
Условной модификацией трубки Пито - Пранд-тля является пятиствольный насадок (иногда называемый шаровым зондом), в котором, как это очевидно из названия, используется пять точек для измерения давления потока [14]. При использовании пятиствольного зонда отсутствует возможность применения аналитических выражений для расчета модуля скорости, и необходимо проводить подробную калибровку с привлечением вспомогательных систем.
Измерение углов скоса потока в вертикальной и горизонтальной плоскостях может быть проведено посредством двух подходов. В рамках первого из них зонд, помещенный в поток, поворачивается относительно одной из своих осей до тех пор, пока давления в двух диаметрально противоположных точках не станут одинаковыми. Угол поворота зонда при этом фиксируется и численно совпадает с одним из искомых углов скоса, если первоначально зонд по этому углу был выставлен в нулевое положение.
Для вычисления второго угла скоса требуется калибровочная кривая. Такой метод подробно описан в [4] в качестве основного при работе с шаровым зондом. Недостатком метода является необходимость разработки измерительной системы с положительной обратной связью, отслеживающей угол поворота. Кроме того, на практике вращение зонда в каждой измерительной точке приводит к существенному увеличению времени экспериментального исследования (время на вращение зонда, на установление потока после вращения и пр.).
Альтернативным методом является проведение подробных совместных калибровок для углов скоса и скорости потока. Несмотря на то, что подобный метод является достаточно трудоемким, калибровка выполняется один раз на стадии подготовки к экспериментальным исследованиям и при отсутствии повреждений зонда сохраняется неизменной.
Подробное описание процедуры калибровки для пятиствольных зондов выходит за рамки целей, сформулированных в настоящей работе. Отметим только, что наиболее распространенными являются метод аппроксимации калибровочных коэффициентов полиномиальными соотношениями, а также альтернативный метод, основанный на принципах поиска наиболее достоверного значения на структурированной сетке калибровочных коэффициентов.
Несмотря на существенные преимущества, которые пятиствольный зонд имеет по отношению к трубке Пито - Прандтля, его использование ограничено диапазоном углов от -25° до +25°. На практике диапазон получения достоверных значений может оказаться еще меньше в силу неконтролируемых неточностей, допускаемых на стадии изготовления зонда.
Необходимость проводить измерения в потоках с большими углами скоса привела к разработке семиствольного насадка [15]. Использование семи точек измерения давления требует модификации подхода к расчету углов скоса (по сравнению с пя-тиствольным насадком), однако диапазон измерения углов скоса может быть расширен вплоть до значений от -70° до +70°.
Принцип действия семиствольного насадка
Principles of seven-hole pressure probe
Семиствольный зонд представляет собой полусферический насадок с отверстиями, расположенными по следующему правилу. Одно отверстие является центральным и располагается в наиболее выступающей точке полусферы. Остальные шесть расположены на одинаковом радиусе от центрального таким образом, как это показано на рис. 1 (см. вклейку). Здесь также представлена схема отсчета углов в системе координат насадка.
При воздействии воздушного потока необходимо установить, в какой из семи точек на поверхности насадка регистрируется максимальное значение давления. Если оно наблюдается в центральной точке (цифра 7 на рис. 1), то для определения параметров потока используются все семь
значений давления. Распределение давления по поверхности насадка параметризуется с использованием переменных
С = Р ~Р • с = Р ~Р • С = ?2 ~ Р (1)
л л ' «4 л л ' гч ™ ' V '
"a P _ P
Р7 P1_6
P7 _ Р_6
c P _ P
P7 P1_6
CaT — (2-Co. + _C^); CBr (C^ + C„.),(2)
C - P-
' aa ab ac h ^вт
S
ab ac
-P
1_6
Q
(3)
где Р1, 2. 7 - давления, измеряемые в точках на поверхности насадка, Па; Q - скоростной напор, измеряемый эталонной трубкой, Па.
Максимальное значение давления в центральной точке наблюдается в диапазоне углов воздушного потока от -15° до +15° (или несколько меньше в зависимости от точности изготовления зонда). При углах скоса вне этого диапазона максимальное давление наблюдается в одной из шести «периферийных» точек.
Предположим, что максимальное давление наблюдается в точке, обозначенной цифрой 4 на рис. 1. В подобной ситуации точка, обозначенная цифрой 1, вероятнее всего, находится в области отрыва потока, возникающей при обтекании насадка. В таком случае для расчета значений характеристик потока используются точки, обозначенные цифрами 3, 4, 5, 7. Распределение давления по поверхности насадка параметризуется с использованием переменных
C -
а4
P4 _ P7
CQ -
P4 _ (P3 + P5 ) / 2 P4 _ (P3 + P5 ) / 2
Q '
Р4
Рз _ P5
Р4 _(Р3 + Рз)/2
(4)
(5)
Так как расстановка точек по поверхности насадка симметрична, то соотношения (4) и (5) могут быть использованы для любой периферийной точки, в которой регистрируется максимальное давление.
Как и в случае с пятиствольным зондом, использование коэффициентов Са, Ср, CQ может быть осуществлено с учетом принципов работы со структурированными сетками калибровочных коэффициентов. При этом на практике большее распространение получил метод аппроксимации коэффициентов с использованием симметричных полиномов высокого порядка [16]. Так, в работе [15] предлага-
ется использовать симметричный полином четвертого порядка, однако полученные авторами результаты могут требовать дополнительной коррекции. В рамках настоящего исследования поиск аппроксимирующей кривой проведен в классе симметричных полиномов пятой степени для исключения необходимости дополнительной корректировки данных. Общий вид полиномов принимается в соответствии с соотношением
W - K + K - C„ + K+... + -C5 +
^2 а т
2 ' ^Рт
16 ат
+K17 • CtT • CPT + ... + K21 • CPT ,
(6)
где ¥ - полином, аппроксимирующий калибровочные данные; Ki...Ki4 - коэффициенты, которые необходимо определить в ходе калибровки.
Группируя полиномы для каждой калибруемой величины, можно записать уравнение в матричной форме
[А] = [C] [K], (7)
1х m 21xm 1х 21
где А - вектор-столбец калибруемой величины (углы скоса или скоростной напор); C - матрица коэффициентов С, рассчитанных в соответствии с соотношениями (1)-(5); K - матрица калибровочных коэффициентов, которые необходимо определить в процессе калибровки; m - количество точек, по которым проводится калибровка.
В соотношении (7) под обозначениями матриц указана их размерность. Суть калибровки семиствольного зонда заключается в составлении матриц [A] и [C] и последующем решении уравнения (7) относительно переменной [K] в матричной форме.
Важно отметить следующий факт, влияющий на процесс калибровки семиствольного зонда. Очевидно, что обтекание полусферического насадка зависит от числа Рейнольдса. В случае необходимости измерения большого диапазона скоростей (например, от 0,1 до 100 м/с) следует проводить несколько калибровок при различных числах Рейнольдса.
Семиствольный зонд, изготовленный в Крыловском центре
Seven-hole probe made in Krylov State Research Centre
Изготовление семиствольного насадка требует высокой точности, поскольку от характеристик его обтекания зависит качество получаемых результа-
тов. Наиболее доступным методом изготовления является использование современной технологии 3Б-печати.
В лаборатории аэродинамики Крыловского центра для изготовления семиствольных насадков используется фотополимерная печать - метод облучения фотополимерной смолы ультрафиолетом. Использование данной технологии позволяет изготавливать высокоточные детали, обладающие достаточной твердостью для дальнейшей обработки.
Неоспоримым преимуществом подобного метода изготовления зондов является возможность изменять их геометрические параметры -диаметр отверстий, диаметр насадка, длину насадка и т.п. На рис. 2 (см. вклейку) представлены фотографии семиствольных зондов, изготовленных в лаборатории аэродинамики Крыловского центра. Для проведения исследований выполнена серия зондов с внешним диаметром от 3 до 7 мм с длиной насадка от 20 до 60 мм. Изготовленные насадки имеют сертификат регистрации [18].
Калибровка зондов проведена в малой аэродинамической трубе лаборатории аэродинамики. Калибровка семиствольного насадка предполагает его поворот на большие углы в двух плоскостях (вплоть до 70°), поэтому на первом этапе калибровки проведены измерения поля скорости в рабочей части аэродинамической трубы. Анализ полученных результатов показал, что в пространстве рабочей части, используемом для калибровки, отклонение углов скоса потока от нулевых значений не превышает 1°.
Калибровка семиствольного зонда выполнена с использованием координатного устройства, позволяющего варьировать углы наклона насадка в двух ортогональных направлениях. Фотография калибровочной системы в рабочей части аэродинамической трубы представлена на рис. 3 (см. вклейку).
К каждому отверстию зонда подводилась силиконовая трубка, соединенная с дифференциальным сканером давления. Дополнительно к сканеру давления подключена эталонная трубка Пито -Прандтля, используемая для измерения скорости воздушного потока.
В процессе калибровки углы скоса изменялись от -70° до +70° с неравномерным шагом: в диапазоне углов от -30° до +30° шаг по углу составлял 5°, а в остальном диапазоне данный шаг был равен 10°.
Использование созданного зонда для измерения поля скоростей
Use of the probe for velocity field measurement
Для проверки корректности выполненной калибровки программа измерения всех точек калибровочного массива была реализована повторно в качестве независимого эксперимента. Полученные данные о распределении давлений по поверхности насадка использовались совместно с рассчитанными значениями калибровочных коэффициентов для расчета углов скоса потока. На рис. 4 (см. вклейку) представлен результат обработки полученных экспериментальных данных. Линиями визуализированы углы скоса, устанавливаемые на координатном устройстве. Точками показаны значения углов, рассчитанные с использованием калибровочных коэффициентов.
Анализ данных, представленных на рис. 4, позволяет сделать вывод о том, что в диапазоне углов от -30° до +30° точность измерения семиствольным насадком составляет 3 %. В диапазоне больших углов погрешность расчета не превышает 8 %.
Для использования семиствольного насадка в научно-исследовательских работах, выполняемых в лаборатории аэродинамики Крыловского центра, разработано программное обеспечение, позволяющее рассчитывать значения углов скоса и трех компонент вектора скорости на основе результатов измерения распределения давления по поверхности насадка. На данное ПО получен сертификат о регистрации права интеллектуальной собственности [17].
Реализованный программный комплекс позволяет проводить работу в трех режимах: калибровка, обработка единичного файла, потоковая обработка файлов эксперимента.
В режиме калибровки программа дает возможность определять значения коэффициентов в аппроксимирующих полиномах (6). В результате калибровки сохраняется файл, содержащий значения коэффициентов.
В режиме обработки единичного файла пользователю необходимо выбрать актуальный файл с результатами калибровки, а также ввести значения времени измерения и частоты дискретизации системы (параметры проведения измерений). После этого программа позволяет загрузить файл, содержащий временную реализацию давления, и на основе этих данных выводит на экран значения модуля скорости, трех компонент вектора скорости и значения двух углов скоса в ортогональной
плоскости. Описываемый режим работы удобно использовать при настройке измерительной системы перед проведением основной серии экспериментальных исследований.
Режим потоковой обработки файлов позволяет после выбора файла с актуальной калибровкой загрузить целую папку, содержащую однотипные файлы с результатами экспериментальных исследований. В процессе обработки формируется единый файл, в котором отражены: имя каждого обработанного файла, значение модуля скорости, значения компонент вектора скорости, а также значения углов скоса в ортогональных плоскостях.
Одним из типов экспериментальных исследований, проводимых с использованием семистволь-ного насадка, является задача определения структуры потока над вертолетными площадками судов и морских сооружений. Подобные экспериментальные исследования проводятся с целью разработки рекомендаций по безопасной эксплуатации авиационной техники [19]. В результате измерений необходимо получать информацию о трех компонентах осредненного во времени вектора скорости в пространстве над палубами и дополнительными взлетно-посадочными площадками.
В рамках настоящей работы в качестве объекта исследования используется судно упрощенной геометрии с кормовым расположением вертолетной площадки. Экспериментальные исследования проведены в большой аэродинамической трубе Кры-ловского центра, позволяющей воспроизводить и поддерживать низкотурбулентный однородный поток. Экспериментальные исследования проводятся в соответствии со следующим алгоритмом.
Модель исследуемого объекта размещается в рабочей части аэродинамической трубы и жестко соединяется с поворотным кругом, позволяющим изменять ориентацию модели относительно вектора набегающего потока. На трехкомпонентное координатное устройство крепится насадок таким образом, чтобы его ось симметрии оказалась параллельной геометрической оси трубы. Насадок размещается в начальную точку, определяемую при составлении программы экспериментальных исследований. После этого эксперимент переводится в автоматический режим: перемещениями координатного устройства и записью значений давления в контрольных точках насадка управляет программа, подготовленная оператором. В результате проводимых измерений формируются и сохраняются файлы, содержащие изменение давления во времени для каждой точки измерения.
На рис. 5 (см. вклейку) представлены экспериментально определенные векторные поля в пространстве над палубой при натекании потока с различных углов. Направление течения показано стрелкой. Вектора скорости окрашены в значения модуля безразмерной скорости. Для обезразмери-вания используются значения скорости набегающего невозмущенного потока.
На рис. 6 (см. вклейку) представлены экспериментально определенные распределения угла скоса в горизонтальной плоскости. Положительным направлением скоса считается направление вращения по часовой стрелке.
Анализ результатов, представленных на рис. 5 и 6, позволяет сделать следующие выводы. Обтекание надстройки приводит к развитию существенных возмущений в пространстве над палубой судна. При натекании потока с нулевого угла (рис. 5а и 6а) в следе за надстройкой формируется область рециркуляции, характеризующаяся малыми значениями скоростей потока. На границе этой зоны формируются симметричные области поворота огибающего ее потока. Важно, что значения углов скоса потока в горизонтальной плоскости лежат в диапазоне от -35° до +35°, что почти в полтора раза превышает допустимый диапазон для корректных измерений с использованием пяти-ствольного насадка. Области, значения скоростей в которых принципиально не могут быть получены на основании результатов измерений с использованием пятиствольного насадка, дополнительно отмечены на рис. 5.
При натекании потока под углом 45° (рис. 56 и 66) за надстройкой формируется область массивного отрыва потока. При этом над некоторой частью палубы наблюдается практически невозмущенное течение со скоростями, близкими к скоростям набегающего потока. Как и в случае при нулевом угле натекания, значения угла скоса в горизонтальной плоскости превышают допустимый диапазон для более простых средств измерения.
Заключение
Conclusion
По результатам проведенных исследований можно сделать следующие выводы.
1. Разработан и создан семиствольный насадок, позволяющий проводить измерения пространственной структуры потока в широком диапазоне значений углов скоса в двух плоскостях. При изготовлении насадка возможно варьиро-
вание его геометрических параметров, что приводит к расширению диапазона решаемых задач. Использование насадков малых габаритов позволяет, в частности, проводить измерения трехмерной структуры течения в областях со сложной геометрией.
2. Разработан алгоритм калибровки семистволь-ного зонда с использованием объектов экспериментальной базы Крыловского центра. Установлено, что точность калибровки в диапазоне углов от -30° до +30° составляет 3 %, а в диапазоне больших углов погрешность не превышает 8 %. При этом полученные калибровочные коэффициенты оказываются справедливыми в диапазоне скоростей от 1 до 45 м/с.
3. Разработано программное обеспечение, позволяющее проводить обработку данных, полученных с использованием семиствольного насадка. Благодаря данному ПО можно в фоновом режиме обрабатывать неограниченное количество файлов, содержащих результаты измерений, и на основании экспериментальных данных проводить расчет значений трех компонент вектора скорости и двух углов скоса в ортогональных плоскостях.
4. Установлено, что диапазон возможного применения созданного семиствольного насадка существенно превосходит диапазоны более простых пневмометрических зондов. Это позволяет существенно расширить возможности при проведении экспериментальных исследований для объектов со сложной геометрией, как это показано на примере измерения структуры потока над палубой судна типовой геометрии.
Список использованной литературы
1. Willert C.E., Gharib MDigital particle image velo-cimetry // Experiments in Fluids. 1991. Vol. 10(4). P. 181-193. DOI: 10.1007/BF00190388.
2. Westerweel J. Fundamentals of digital particle image velocimetry // Measurement Science and Technology. 1997. Vol. 8, No. 12. P. 1379-1392. DOI: 10.1088/09570233/8/12/002.
3. Khrapunov E., Solovev S. Ensuring the aerodynamic stability of the long-span bridges through studies in the wind tunnel // MATEC Web Conf. (EECE-2018). Saint-Petersburg, 2018. P. 02001 (7 p.). DOI: 10.1051/ matecconf/201824502001.
4. Повх И.Л. Аэродинамический эксперимент в машиностроении. 3-е изд., испр. и доп. Ленинград : Машиностроение, 1974. 478 с.
5. Review of methods for flow velocity measurement in wind tunnels / S. Ristic, J. Isakovic, B. Ilic, G. Ocokoljic // Scientific-Technical Review. 2004. Vol. 44, No. 3. P. 60-71.
6. Хинце И.О. Турбулентность : Ее механизм и теория. Москва : Физматгиз, 1963. 680 с.
7. Bardera R., León-Calero M., Rodríguez-Sevillano A.A. Experimental Investigation of The Aerodynamic Flow in the Aircraft Carrier Ski-Jump by Means of PIV // Journal of Mathematics and System Science 2017. Vol. 7, No. 12. P. 353-362. DOI: 10.17265/2159-5291/ 2017.12.003.
8. Friedman C., Duplessis J., SnyderM. Measurements of Dynamic Interface Between Ship and Helicopter Air-wakes // Proceedings of 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. Red Hook : Curran, 2016. P. AIAA 2016-0039 (19 p.). DOI: 10.2514/6.2016-0039.
9. Velocity Measurements in A Ship Airwake With Cross-wind / C. Brownell, L. Luznik, M. Snyder, H.S Kang // Proceedings of 42nd AIAA Fluid Dynamics Meeting. Red Hook : Curran, 2012. P. AIAA 2012-2851 (12 p.). DOI: 10.2514/6.2012-2851.
10. Snyder M., Kang H.S., Burks J. Comparison of Experimental and Computational Ship Air Wakes for a Naval Research Vessel // Proceedings of 30th AIAA Applied Aerodynamics Conference. Red Hook : Curran, 2012. P. AIAA 2012-2897 (19 p.) DOI: 10.2514/ 6.2012-2897.
11. Healey J.V. Establishing a Database for Flight in the Wakes of Structures // Journal of Aircraft. 1992. Vol. 29, No. 4. P. 559-564. DOI: 10.2514/3.46202.
12. ГузеевА.С. Вихреобразование вблизи палуб морских судов и инженерных конструкций // Оптические методы исследования потоков : труды XV Международной научно-технической конференции. Москва : Перо, 2019. С. 71-80.
13. Klopfenstein R. Air velocity and flow measurement using a Pitot tube // ISA Transactions. 1998. Vol. 37, No. 4. P. 257-263.
14. Pien P.C. Five-Hole Spherical Pitot Tube. [Bethesda], 1958. (David Taylor Model Basin Report ; 1229).
15. Gerner A.A., Maurer C.L., Gallington R.W. Non-nulling seven-hole probes for high angle flow measurement // Experiments in Fluids. 1984. Vol. 2. P. 95-103. DOI: 10.1007/BF00261328.
16. Netter J., Wasserman W., KutnerM.H. Applied linear regression models. Homewood : Irwin, 1983. XV, 547 p.
17. Программа расчета трех компонент вектора скорости на основе измерений поля давления : свидетельство о рег. программы для ЭВМ 2024619963 Рос. Федерация / Можайский С.А., Храпунов Е.Ф. № 2024618442; заявл. 18.04.2024; опубл. 02.05.2024, Бюл. № 5. 1 с.
18. Семиствольный насадок для измерения трех компонент средней скорости воздушного потока : пат. 227814 Рос. Федерация / А.Н. Новиков, Е.Ф. Храпунов. № 2024110805, заявл. 18.04.2024; опубл. 07.08.2024, Бюл. № 22. 10 с.
19. Characterization of the wind flow on the flight deck of a frigate / M.E. Lopez Nuñez, J.M. Raiola Rodríguez, O. Gomez Ortega [et al.] // EUCASS 2019 : 8th European Conference for Aeronautics and Space Sciences. Madrid, 2019. 9 p. DOI: 10.13009/EUCASS2019-326.
References
1. Willert C.E., Gharib M.Digital particle image velo-cimetry // Experiments in Fluids. 1991. Vol. 10(4). P. 181-193. DOI: 10.1007/BF00190388.
2. Westerweel J. Fundamentals of digital particle image velocimetry // Measurement Science and Technology. 1997. Vol. 8, No. 12. P. 1379-1392. DOI: 10.1088/09570233/8/12/002.
3. Khrapunov E., Solovev S. Ensuring the aerodynamic stability of the long-span bridges through studies in the wind tunnel // MATEC Web Conf. (EECE-2018). Saint-Petersburg, 2018. P. 02001 (7 p.). DOI: 10.1051/ matecconf/201824502001.
4. Povkh I.L. Aerodynamic experiment in machine engineering. 3rd edition modified and supplemented. Leningrad : Mashinostroenie, 1974. 478 p. (in Russian).
5. Review of methods for flow velocity measurement in wind tunnels / S. Ristic, J. Isakovic, B. Ilic, G. Ocokoljic // Scientific-Technical Review. 2004. Vol. 44, No. 3. P. 60-71.
6. Hinze J.O. Turbulence an introduction to its mechanism and theory (Russian translation). Moscow : Fizmatgiz, 1963. 680 p.
7. Bardera R., León-Calero M., Rodríguez-Sevillano A.A. Experimental Investigation of The Aerodynamic Flow in the Aircraft Carrier Ski-Jump by Means of PIV // Journal of Mathematics and System Science 2017. Vol. 7, No. 12. P. 353-362. DOI: 10.17265/2159-5291/ 2017.12.003.
8. Friedman C., Duplessis J., SnyderM. Measurements of Dynamic Interface Between Ship and Helicopter Air-wakes // Proceedings of 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. Red Hook : Curran, 2016. P. AIAA 2016-0039 (19 p.). DOI: 10.2514/6.2016-0039.
9. Velocity Measurements in A Ship Airwake With Cross-wind / C. Brownell, L. Luznik, M. Snyder, H.S Kang // Proceedings of 42nd AIAA Fluid Dynamics Meeting. Red Hook : Curran, 2012. P. AIAA 2012-2851 (12 p.). DOI: 10.2514/6.2012-2851.
10. Snyder M., Kang H.S., Burks J. Comparison of Experimental and Computational Ship Air Wakes for
a Naval Research Vessel // Proceedings of 30th AIAA Applied Aerodynamics Conference. Red Hook : Curran, 2012. P. AIAA 2012-2897 (19 p.) DOI: 10.2514/ 6.2012-2897.
11. Healey J.V. Establishing a Database for Flight in the Wakes of Structures // Journal of Aircraft. 1992. Vol. 29, No. 4. P. 559-564. DOI: 10.2514/3.46202.
12. GuzeevA.S. Vortex generation near decks of marine vessels and engineering structures // Optical methods of flow investigations : Proceedings of XVth International Science & Technology Conference. Moscow : Pero, 2019. P. 71-80 (in Russian).
13. Klopfenstein R. Air velocity and flow measurement using a Pitot tube // ISA Transactions. 1998. Vol. 37, No. 4. P. 257-263.
14. Pien P.C. Five-Hole Spherical Pitot Tube. [Bethesda], 1958. (David Taylor Model Basin Report ; 1229).
15. GernerA.A., Maurer C.L., Gallington R.W. Non-nulling seven-hole probes for high angle flow measurement // Experiments in Fluids. 1984. Vol. 2. P. 95-103. DOI: 10.1007/BF00261328.
16. Netter J., Wasserman W., KutnerM.H. Applied linear regression models. Homewood : Irwin, 1983. XV, 547 p.
17. Software for computation of three velocity vector components based on pressure field measurements: software certificate 2024619963 Russian Federation / Mozhai-skiyS.A., Khrapunov E.F. No. 2024618442; application 18.04.2024; published 02.05.2024, Bul. No. 5. 1 p (in Russian).
18. Seven-hole probe for measurement of three components of average airflow velocity. Russian Federation Patent 227814 / A.N. Novikov, E.F. Khrapunov. No. 2024110805, Application 18.04.2024; published 07.08.2024, Bul. No. 22. 10 p. (in Russian).
19. Characterization of the wind flow on the flight deck of a frigate / M.E. Lopez Nuñez, J.M. Raiola Rodríguez, O. Gomez Ortega [et al.] // EUCASS 2019 : 8th European Conference for Aeronautics and Space Sciences. Madrid, 2019. 9 p. DOI: 10.13009/EUCASS2019-326.
Сведения об авторах
Храпунов Евгений Федорович, к.ф.-м.н., ведущий научный сотрудник ФГУП «Крыловский государственный научный центр». Адрес: 196158, Россия, Санкт-Петербург, Московское шоссе, д. 44. E-mail: [email protected]. Новиков Артем Николаевич, ведущий инженер ФГУП «Крыловский государственный научный центр». Адрес: 196158, Россия, Санкт-Петербург, Московское шоссе, д. 44. E-mail: [email protected]. Можайский Сергей Альбертович, ведущий инженер ФГУП «Крыловский государственный научный центр».
Адрес: 196158, Россия, Санкт-Петербург, Московское шоссе, д. 44. E-mail: [email protected]. Корнилов Дмитрий Владимирович, начальник сектора ФГУП «Крыловский государственный научный центр». Адрес: 196158, Россия, Санкт-Петербург, Московское шоссе, д. 44. E-mail: [email protected]. Соколов Виктор Владимирович, заместитель начальника отделения - начальник лаборатории ФГУП «Крыловский государственный научный центр». Адрес: 196158, Россия, Санкт-Петербург, Московское шоссе, д. 44. E-mail: viktor. [email protected].
Соловьев Сергей Юрьевич, к.ф.-м.н., заместитель начальника отделения ФГУП «Крыловский государственный научный центр». Адрес: 196158, Россия, Санкт-Петербург, Московское шоссе, д. 44. E-mail: [email protected].
About the authors
Yevgeny F. Hrapunov, Cand. Sci. (Phys. & Math.), Lead Researcher, Krylov State Research Centre. Address: 44,
Moskovskoe sh., St. Petersburg, Russia, post code 196158. E-mail: [email protected].
Artem N. Novikov, Lead Engineer, Krylov State Research Centre. Address: 44, Moskovskoe sh., St. Petersburg, Russia, post code 196158. E-mail: [email protected]. Sergei A. Mozhaysky, Lead Engineer, Krylov State Research Centre. Address: 44, Moskovskoe sh., St. Petersburg, Russia, post code 196158. E-mail: [email protected]. Dmitry V. Kornilov, Head of Sector, Krylov State Research Centre. Address: 44, Moskovskoe sh., St. Petersburg, Russia, post code 196158. E-mail: [email protected]. Viktor V. Sokolov, Deputy Head of Department - Head of Laboratory, Krylov State Research Centre. Address: 44, Moskovskoe sh., St. Petersburg, Russia, post code 196158. E-mail: [email protected].
Sergei Yu. Solovyev, Cand. Sci. (Phys. & Math.), Deputy Head of Department, Krylov State Research Centre. Address: 44, Moskovskoe sh., St. Petersburg, Russia, post code 196158. E-mail: aerodynamics.spb@gmail. com.
Поступила / Received: 26.07.24 Принята в печать / Accepted: 18.11.24 © Коллектив авторов, 2024
Рис. 1. Схема семиствольного насадка: а) расположение отверстий; 6) система измерения углов Fig. 1. Set-up of seven-hole probe: a) arrangement of probe holes; b) angle measurement system
Рис. 3. Фотография калибровочного стенда:
1 - система установки угла
в горизонтальной плоскости;
2 - система установки угла в вертикальной плоскости;
3 - калибруемый насадок;
4 - диффузорная часть аэродинамической трубы
Fig. 3. Photo of calibration setup:
1 - system for angle setting in horizontal plane система;
2 - system for angle setting in vertical plane;
3 - probe under calibration;
4 - dlffuser of wind tunnel
Рис. 2. Фотографии семиствольных зондов, изготовленных в б) угловой зонд, длина насадка - 20 мм
Fig. 2. Photos of seven-hole probes made at b) angle probe, tube length - 20 mm
60 40 20
L 0 -20 -40 -60
® О ®
® ® ©
© ®
9 ®
® ®
® ®
® ®
® ®
® ®
® ®
® ® ®
®
® ® ® ® ®
® ® ® Э
® ® ® ® ® ®
■ . . I . . ■
® © ® ©
® ®
® ®
® 9
© ©
© ®
о ©
о ©
с ©
® Э
® ©
® ®
_L_
_L
-60 -40 -20 0 20 40 60
a,0
Рис. 4. Проверка корректности расчета калибровочных коэффициентов: О - устанавливаемые значения углов;
• - результаты измерений
Fig. 4. Checkup of calculated calibration coefficients: О - angle settings;
• - measurements
>
Рис. 5. Векторное поле скоростей в пространстве над палубой: а) угол натекания 0°; б) угол натекания 45° Fig. 5. Vector velocity field Inflow angle over deck: a) inflow anglерЩ^Ь) inflow angle 45°
3,° -35 -29 -23 -17 -11 -5 1 7 13 19 25 31
Рис. 6. Распределение углов скоса в горизонтальной плоскости в пространстве над палубой: а) угол натекания 0°; б) угол натекания 45°
Fig. 6. Inflow angle distribution in horizontal plane over deck: a) inflow angle 0°; b) inflow angle 45°
