Аэродинамический стенд ветровых инженерных испытаний

Устройство относится к области приборостроения и может быть широко использовано для решения разных задач экспериментальной аэродинамики, в частности, для экспериментальных диагностических измерений параметров газового потока, например, при проведении метеорологических и аэродинамических исследований в аэродинамических трубах; контроля вантовых мостов; для моделирования атмосферного приземного пограничного слоя и многих других аэродинамических задач. Технический результат заявленной полезной модели состоит в упрощении измерения локальных количественных параметров; расширении возможностей экспериментальных методов диагностики аэродинамических потоков в аэродинамических трубах, в расширении возможностей моделирования пограничного (ветрового) слоя атмосферы и проведения модельных метеорологических исследований в аэродинамических трубах с рабочей частью открытого типа. Особенно высока роль таких устройств на этапе проектирования уникальной и/или сложной формы высотных строений и сооружений, дозвукового наземного, воздушного, надводного или подводного транспорта, когда существует необходимость в проведении предварительных лабораторных аэродинамических исследований с моделями перечисленных объектов в аэродинамических трубах для опробования прочности, безопасности и других параметров в средних и экстремальных условиях. 1 н.п. ф-лы; 1 илл.

Полезная модель относится к области приборостроения и может быть широко использована для решения разных задач экспериментальной аэродинамики, в частности, для экспериментальных диагностических измерений параметров газового потока, например, при проведении метеорологических и аэродинамических исследований в аэродинамических трубах; контроля вантовых мостов; для моделирования атмосферного приземного пограничного слоя и многих других аэродинамических задач.

Известно устройство [1], которое может быть использовано для получения низкотурбулентного потока воздуха при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники. Устройство содержит форкамеру с элементами для повышения качества потока, коллектор-сопло, систему слива, рабочую часть, нагреватели, две ступени поджатия потока в коллекторе, разделенных промежуточным отсеком, снабженным системой отсоса-слива части потока, и нагревателей стенки отсека, размещенных по периметру отсека с внешней стороны аэродинамического контура. Вторая ступень поджатия в этом устройстве может быть выполнена с переходом в рабочую часть непосредственно после критического сечения, что с учетом наличия в устройстве дополнительных опор и контрольных средств их вертикального расположения повышает устойчивость ламинарного пограничного слоя за счет снижения уровня турбулентности. Однако известная аэродинамическая труба предназначена для получения только низкотурбулетного потока, что существенно ограничивает ее возможности использования для ветровых испытаний.

Известно устройство [2], используемое в экспериментальной аэродинамике, и способ сокращения времени его работы и снижения затрат на проведение экспериментальных исследований, заключающийся в аэровоздействии на исследуемую модель набегающим потоком, последующей регистрации показаний тензометрических средств измерения аэродинамических характеристик (АХ), которую производят одновременно с измерением спектра цветности бароиндикаторного покрытия и комплексному определению распределения давления по поверхности модели. Однако известная аэродинамическая труба имеет ограниченную область испытаний, которая связана только с силовыми нагрузками.

Известно устройство с пониженным уровнем пульсационных характеристик потока в рабочей части [3], которое содержит входной коллектор с форкамерой, набор детурбулизирующих сеток, суживающее сопло, рабочую часть и детурбулизирующие элементы, которые в качестве средств разрушения вихревых структур размещены во внешней зоне турбулентного пограничного слоя между началом рабочей части трубы и зоной расположения исследуемого объекта. Однако известное устройство имеет ограниченные объекты для испытании и узкую область исследований.

Известно устройство для испытаний [4], которое является наиболее близким по техническому решению и принято в качестве прототипа. Аэродинамическая труба состоит из подводящего канала и рабочей части, включающей верхнюю, нижнюю и боковые плиты, входное и выходное сечения, а рабочая часть имеет дополнительную плиту, установленную на нижней плите с возможностью перемещения в вертикальной и горизонтальной плоскостях с образованием зазора между ее передней кромкой и входным сечением рабочей части трубы. Известная аэродинамическая труба используется для экспериментального определения характеристик воздействия воздушного потока на здания и сооружения для оценки распределения вентиляционных и технологических выбросов в приземном слое атмосферы и определения параметров микроклимата жилой и промышленной застройки.

Недостатками известного устройства для испытаний являются сложность в измерении локальных количественных параметров воздушного потока как свободного, так и потока, обтекающего исследуемую аэродинамическую модель; сложность в моделировании «розы ветров» вследствие конструктивных ограничений (в ходе испытаний была обнаружена невозможность измерять параметры потока при размещении испытуемой модели в потоке, а также ограниченность испытаний в углах натекания потока на исследуемой модели (т.е. невозможность реализовать «розу ветров»); кроме того, существенно ограничен диапазон изменения параметров ветрового слоя при испытании модельных объектов (в частности, зданий, сооружений). Эти недостатки обусловлены конструктивными особенностями известного устройства: так, несмотря на возможность перемещения плоского экрана в горизонтальной и вертикальной плоскостях, нижнее его горизонтальное положение препятствует применению измерительных зондов и оптической лазерной системы для измерения 2-х или 3-х мерных полей скорости рабочего потока, что также ограничивает возможности по изменению направления ветровых потоков, «натекающих» на исследуемые объекты и т.д.

Технический результат заявляемой полезной модели состоит в упрощении измерения локальных количественных параметров; расширении возможностей экспериментальных методов диагностики аэродинамических потоков в аэродинамических трубах, в расширении возможностей моделирования пограничного (ветрового) слоя атмосферы и проведения модельных метеорологических исследований в аэродинамических трубах с рабочей частью открытого типа.

Указанный технический результат достигается тем, что в аэродинамическом стенде для ветровых инженерных испытаний, содержащем форкамеру и сопло подводящего канала, диффузор и рабочую часть, в соответствии с заявляемым устройством, рабочая часть снабжена дополнительно поворотным столом, установленным в нижней горизонтальной плоскости вне зоны воздушного потока, который имеет автономный механизм управления, жестко связанную с поворотным столом трех-координатную траверсу, которая имеет автономный механизм управления, и поворотным кругом для размещения исследуемых моделей, который установлен в зоне рабочей части аэродинамической трубы и имеет автономный механизм управления, при этом плоский экран рабочей части выполнен протяженным, имеющим длину, соизмеримую с размером, определяемому расстоянием со стороны края экрана, до края у начала диффузора, а плоский экран выполнен со сквозным отверстием и жестко связан вне зоны рабочего потока с торцом фланца сопла аэродинамической трубы, вертикальными стойками и горизонтальным перекладинами, расположенными вне зоны воздушного потока.

Помимо этого, указанный технический результат достигается тем, что автономный механизм управления поворотного круга выполнен с возможностью его установки в любой промежуточной плоскости, простираемой от нижней горизонтальной до верхней горизонтальной в левой или правой вертикальных плоскостях, расположенных параллельно оси аэродинамической трубы.

Кроме того, указанный технический результат достигается тем, что сквозное отверстие плоского экрана имеет диаметр, соизмеримый или больше диаметра поворотного круга.

При этом указанный технический результат достигается тем, что плоский экран выполнен с возможностью установки своей плоскостью в плоскость поворотного круга.

Анализ мирового уровня развития техники в области экспериментальной дозвуковой аэродинамики выявил, что в настоящее время наблюдается тенденция адаптировать классические авиационные аэродинамические трубы с традиционно низким уровнем турбулентности к решению задач строительной аэродинамики. Возникают задачи моделирования приземного пограничного слоя атмосферы и задачи расширения экспериментальных возможностей авиационных аэродинамических труб в проведении как классических, так и метеорологических исследований.

Вместе с тем, вырос и уровень развития экспериментальных диагностических методов измерения параметров газового потока. Появились оптические методы по определению 2-х и 3-х компонентных полей скорости газовых потоков в приложении к дозвуковым аэродинамическим трубам с большим диаметром сопла. Появляется возможность определять экспериментальными методами локальные параметры газовых потоков больших объемов, как свободных, так и обтекающих исследуемые модели. Поэтому задачи расширения экспериментальных возможностей аэродинамических труб в проведении исследований и задачи приложения новых диагностических методов в этих исследованиях являются первостепенными.

Заявленное устройство предназначено для решения этих актуальных задач в области дозвуковой аэродинамики.

Реализация заявленного устройства поясняется Фиг.1, на которой представлена его схема.

Аэродинамический стенд для ветровых инженерных испытаний содержит: сопло 1 и форкамеру 2 подводящего канала 3, диффузор 4, расположенный между соплом 1 и диффузором 4 в одной из плоскостей трубы параллельно ее оси плоский экран 5, проникающий с одной стороны глубоко внутрь сопла 1 и доходящий с другой стороны до диффузора 4, с круглым сквозным отверстием, выполненным в зоне рабочей части; поворотный круг 6, выходящий через круглое сквозное отверстие плоского экрана 5 своей плоскостью, с установленными в этой плоскости исследуемыми моделями 7, в плоскость плоского экрана 5 в рабочий поток в зоне рабочей части и жестко связанный по другой плоскости с автономным механизмом, управляющим положением и задающим положение поворотного круга 6 в сквозном отверстии плоского экрана 5; поворотный стол 8 со своим автономным механизмом управления, трех- координатная траверса 9 со своим автономным механизмом управления, с размещаемыми на ней различными измерительными зондами для диагностики потока или оптической системой измерения 2-х или 3-х мерных полей скорости потока, установленную на поворотном столе 8 и жестко связанную с ним; стойки 10 вертикальные; перекладины 11 горизонтальные; растяжки 12. При этом:

- поворотный круг 6 установлен в зоне открытой рабочей части с возможностью расположения своей установочной плоскостью по отношению к оси аэродинамической трубы в любой промежуточной плоскости от нижней горизонтальной до верхней горизонтальной, в левой или правой вертикальных плоскостях;

- плоский экран 5 выполнен со сквозным отверстием диаметром, равным диаметру поворотного круга или больше этого диаметра, и установлен с возможностью расположения своей установочной плоскостью в установочной плоскости поворотного круга;

- плоский экран 5 крепится жестко к торцу фланца сопла 1 (элемент крепления условно показан как позиция 13), а также на растяжках 12 - к вертикальным стойкам 10 и к горизонтальным перекладинам 11, расположенным вне потока как около сопла 1, так и около диффузора 4 аэродинамической трубы,

- плоский экран 5 может быть удален из зоны рабочей части открытого типа при проведении классических авиационных исследований.

Работа заявляемого устройства осуществляется следующим образом.

Запускается аэродинамическая труба и реализуется движение газового потока из сопла 1 через рабочую часть открытого типа внутрь диффузора 4 (на Фиг.1 направление потока показано стрелками под позицией 14). Движущийся в сопле поток разделяется плоским экраном 5 на рабочий и нерабочий потоки. Рабочий поток в своем движении натекает на исследуемые модели 7, установленные на поворотном круге 6. Нерабочий поток протекает под плоским экраном 5.

Изменять толщину и параметры рабочего потока (т.е. ветрового приземного пограничного слоя) можно различными препятствиями и преградами, устанавливаемыми на плоском экране 5, начиная с передней кромки экрана и далее - до сквозного отверстия. Геометрия препятствий и преград, условно показанных на Фиг.1 под позициями 15, 16, 17, определяется целями и задачами проводимых экспериментальных исследований.

Далее, с помощью 3-х координатной траверсы 9, как перед исследуемыми моделями 7, так и за исследуемыми моделями, в рабочий поток вводятся измерительные зонды, например, трубки Пито (позиция 20 на Фиг.1), и производится измерение полей скорости газового потока. Помимо различных измерительных зондов, на 3-х координатной траверсе 9 можно установить оптическую лазерную систему (лазер и фотокамеры показаны на Фиг.1 под позициями.18 и 19), и произвести измерение 2-х или 3-х мерных полей скорости рабочего потока в полезном объеме, в котором происходит взаимодействие рабочего потока на участке до исследуемых моделей, в зоне исследуемых моделей и в зоне за исследуемыми моделями.

Несмотря на предоставляемые таким образом возможности, в полезном объеме остаются теневые зоны, особенно при отсутствии геометрической симметрии исследуемых моделей 7, в которых затруднено проведение измерений. Появление теневых зон вызвано тем, что оптическая лазерная система обеспечивает вертикальную плоскость измерений.

В эти теневые зоны можно проникнуть измерительными зондами, варьируя положением поворотного круга 6 и положением плоского экрана 5. Положения поворотного круга 6 и плоского экрана 5 в вертикальных плоскостях является предпочтительными, при измерениях оптическими системами измерений.

С помощью вертикальных стоек 10, горизонтальных перекладин 11 и растяжек 12 можно задать любое положение плоского экрана по отношению к положению поворотного круга со своим автономным механизмом управления.

Положения плоского экрана и поворотного круга в аэродинамическом стенде, приводящее к делению основного потока на рабочий и нерабочий потоки, следует определять экспериментальным путем, поскольку существует такое понятие как «полезное ядро потока». Следует стремиться к тому, чтобы нерабочий поток был как можно меньшим в объеме, а детали крепления плоского экрана 5 к торцу фланцу сопла 1 были минимальных размеров, с наименьшим аэродинамическим сопротивлением.

Работоспособность заявленного аэродинамического стенда для ветровых инженерных испытаний проверялась в ходе многочисленных экспериментальных проверок.

На базе аэродинамической лаборатории Санкт-Петербургского государственного университета были проведены экспериментальные проверки работоспособности аэродинамического стенда для испытания моделей зданий, а также испытания устройства-прототипа для сопоставления и выявления тех конструктивных недостатков, которые приводили к существенным ограничениям испытаний, в т.ч. в углах натекания потока на исследуемой модели, а также приводили к значительным сложностям при измерениях локальных количественных параметров воздушного свободного потока и потока, обтекающего исследуемую аэродинамическую модель; и сложностям в моделировании «розы ветров». Такие экспериментальные испытания, с учетом габаритов, сложности конструкции и потребляемой мощности, являются уникальными, и проводились они для выявления, сопоставления, учета недостатков известной конструкции. Которые существенно ограничивали ее функциональные возможности.

Экспериментальным путем сначала были выявлены конструктивные причины, приводящие к существенному ограничению исследуемых объектов и областей их исследований и высокой сложности при определении локальных количественных параметров аэродинамических потоков (пример 1) и их устранение в новой конструкции.

Пример 1.

В качестве испытуемого объекта было использовано устройство со следующими параметрами:

1. Труба Прандтлевского (замкнутого) типа;

2. Диаметр выходного сечения сопла - 2,25 м;

3. Скорость воздушного потока на выходе сопла - от 5 до 70 м/с

Результаты испытаний выявили главные недостатки устройства-прототипа, среди которых к основным следует отнести:

- нижнее горизонтальное положение плоского экрана, несмотря на возможность перемещения его в горизонтальной и вертикальной плоскостях, препятствует применению измерительных зондов и оптической лазерной системы для измерения 2-х или 3-х мерных полей скорости рабочего потока;

- ограничены возможности по изменению направления ветровых потоков, натекающих на исследуемые преграды;

- практически невозможно осуществлять моделирование «розы ветров» и т.д.

Пример 2.

Для разработки устройства, способного к устранению выше отмеченных недостатков было смоделировано, а затем и разработано в макетном исполнении устройство, содержащее все основные элементы устройства-прототипа, но свободное от его недостатков; для чего оно было дополнено:

- поворотным столом, установленным в нижней горизонтальной плоскости вне зоны воздушного потока и имеющим свой механизм управления;

- трех-координатной траверсой со своим механизмом управления, установленной на поворотном столе и жестко связанной с поворотным столом;

- поворотным кругом, установленным в зоне рабочей части открытого типа с возможностью расположения своей установочной плоскостью по отношению к оси аэродинамической трубы в любой промежуточной плоскости от нижней горизонтальной до верхней горизонтальной, в левой или правой вертикальных плоскостях и имеющим свой механизм управления.

Кроме этого, новое устройство выполнено с плоским экраном со сквозным отверстием диаметром, равным диаметру поворотного круга или больше этого диаметра, и установленным с возможностью расположения своей установочной плоскостью в установочной плоскости поворотного круга;

Вместе с этим, в новом устройстве было определено место и средство установки плоского экрана, который крепится жестко к торцу сопла, а также на растяжках - к вертикальным стойкам и к горизонтальным перекладинам, расположенным вне потока как около сопла, так и около диффузора аэродинамической трубы. Как вариант, при проведении классических авиационных исследований плоский экран может быть удален из зоны открытой рабочей части.

За счет таких экспериментальных решений в макетном исполнении заявленного устройства была реализована возможность измерений локальных параметров 3-х мерных полей скорости свободного рабочего потока, так и потока, взаимодействующего с исследуемыми моделями: в частности, с помощью измерительных зондов (например, в эксперименте были использованы термоанемометры) и оптической лазерной системы.

Технико-экономическая эффективность заявленного устройства имеет большие преимущества и ее значимость с точки зрения использования на практике очень высока, т.к. связана с контролем безопасности летающих аппаратов, контроля безопасности вантовых мостов; исследования и контроля метеорологических и аэродинамических исследований в аэродинамических трубах для моделирования атмосферного приземного пограничного слоя и др.

Особенно высока роль таких устройств на этапе проектирования уникальной и/или сложной формы высотных строений и сооружений, дозвукового наземного, воздушного, надводного или подводного транспорта, когда существует необходимость в проведении предварительных лабораторных аэродинамических исследований с моделями перечисленных объектов в аэродинамических трубах для опробования прочности, безопасности и других параметров в средних и экстремальных условиях.

Цели таких исследований достаточно разнообразны и могут быть сформулированными задачами строительной аэродинамики, строительной акустики, задачами экологии, задачами классической аэродинамики по определению параметров движущихся с дозвуковой скоростью объектов.

Это мо гут быть также учебные, практические и научные цели.

В классическом дозвуковом аэродинамическом эксперименте обычно стремятся к тому, чтобы уменьшить толщину пограничного слоя потока и уменьшить турбулентность потока на выходе сопла аэродинамической трубы. Но в натурном измерении приземный ветровой пограничный слой может быть толщиной до 300 м. Увеличения толщины пограничного слоя в модельном эксперименте можно добиться с помощью плохо обтекаемых элементов и турбулизаторов течения (зубчатые барьеры, генераторы вихрей или шпили, модельные элементы геометрии поверхности, турбулизирующие решетки), которые располагаются перед исследуемыми объектами. Для создания развитого пограничного слоя перечисленные элементы должны быть установлены в плоскости плоского экрана как вдоль, так и поперек экрана и на достаточно протяженном участке экрана от его начала до исследуемых моделей.

Заявленное устройство существенно расширяет возможности моделирования пограничного (ветрового) слоя атмосферы также и в авиационной аэродинамической трубе за счет измерения распределения скорости потока и параметров турбулентности в этом пограничном слое; измерения распределения скорости и параметров турбулентности потока в пограничном слое атмосферы, обтекающего аэродинамическую модель; измерения распределения скорости и параметров турбулентности как свободного потока на выходе из сопла аэродинамической трубы, так и параметров потока, обтекающего аэродинамическую модель в классическом аэродинамическом эксперименте.

Использованные источники информации:

1. Патент РФ 2310179; МПК G01M 9/02; Заявка: 2006106123/28; 01.03.2006.

2. Патент РФ 2082137; МПК G01M 9/00; Заявка: 93042097/28; 24.08.1993.

3. Патент РФ 2371615; МПК F15DM 1/00; Заявка: 2008116435/06; 29.04.2008.

4. Авторское свидетельство SU 1416643; МПК G01M 9/00; 15.08.88 (прототип).

1. Аэродинамический стенд для ветровых инженерных испытаний, содержащий форкамеру и сопло подводящего канала, диффузор и рабочую часть, отличающийся тем, что рабочая часть снабжена дополнительно поворотным столом, установленным в нижней горизонтальной плоскости вне зоны воздушного потока, который имеет автономный механизм управления, жестко связанную с поворотным столом трехкоординатную траверсу, которая имеет автономный механизм управления, и поворотным кругом для размещения исследуемых моделей, который установлен в зоне рабочей части аэродинамической трубы и имеет автономный механизм управления, при этом плоский экран рабочей части выполнен протяженным, имеющим длину, соизмеримую с размером, определяемым расстоянием со стороны края экрана до края у начала диффузора, а плоский экран выполнен со сквозным отверстием и жестко связан вне зоны рабочего потока с торцом фланца сопла аэродинамической трубы, вертикальными стойками и горизонтальным перекладинами, расположенными вне зоны воздушного потока.

2. Аэродинамический стенд по п.1, отличающийся тем, что автономный механизм управления поворотного круга выполнен с возможностью его установки в любой промежуточной плоскости, простираемой от нижней горизонтальной до верхней горизонтальной в левой или правой вертикальных плоскостях, расположенных параллельно оси аэродинамической трубы.

3. Аэродинамический стенд по п.1, отличающийся тем, что сквозное отверстие плоского экрана имеет диаметр, соизмеримый с диаметром поворотного круга.

4. Аэродинамический стенд по п.1, отличающийся тем, что сквозное отверстие плоского экрана имеет диаметр больше диаметра поворотного круга.

5. Аэродинамический стенд по п.1, отличающийся тем, что плоский экран выполнен с возможностью установки своей плоскостью в плоскость поворотного круга.