Способ определения начала бафтинга крыла на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе Российский патент 2023 года по МПК G01M9/00 

Изобретение относится к авиации, в частности к области экспериментальной аэродинамики и аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей моделей пассажирских самолетов, рассчитанных на крейсерскую скорость 800-900 км/ч.

У магистральных самолетов, оптимизированных для трансзвуковых скоростей полета, близки не только углы атаки начала бафтинга и сваливания, но и оптимальные значения углов атаки крейсерского полета. Это вызывает затруднения при выполнении требований АП-25.251 «(а*) На крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения по маршруту приращения перегрузки при выходе на границу бафтинга или на угол атаки α_сигн (что наступает раньше) не должно быть менее 0.3». Снижение угла атаки от его оптимального значения с целью увеличения запасов величины угла атаки α до начала сваливания и до начала бафтинга сказывается на расходе топлива, на экономической эффективности перевозок. Поэтому актуальными стали вопросы уточнения параметров бафтинга и уточнения запасов по углам атаки.

Одной из важнейших задач проведения испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах является определение режимов начала бафтинга крыла, при которых начинается тряска летательного аппарата, связанная с отрывом потока на поверхности крыла. Подъемная сила, создаваемая крылом существенно больше силы сопротивления и других сил, действующих на летательный аппарат. По этой причине, возникновение на крыле даже незначительных отрывов потока приводит к уменьшению подъемной силы и, как следствие, - нежелательной тряске летательного аппарата, получившей название «бафтинг» [М.Ф. Гарифуллин. Бафтинг. М.: Физматлит.2010, с. 5].

Известен ряд способов определения начала бафтинга крыла на моделях самолетов при испытаниях в аэродинамических трубах с помощью установки внутри исследуемой модели различных датчиков измерения пульсаций давления, акселерометров, датчиков нагрузок, действующих на модель (см., например, патент РФ 1 799 462. Недостатками этих способов является необходимость усложнения конструкции моделей, а также увеличение стоимости и времени проведения испытаний.

Известен способ определения угла атаки начала отрыва потока оптическими методами, например, с помощью «лазерного ножа» (Аэродинамика ракет: в 2-х кн. Кн. 1.1 Под ред. М. Хемша, Дж. Нилсена. М, Мир, 1989. 426 с.). Недостатком этих способов является необходимость обеспечения требований прозрачности потока. В процессе проведения испытаний в аэродинамической трубе при высоких скоростях в потоке может образовываться туман, вызываемый конденсацией влаги из воздуха, что нарушает работу оптических устройств. Осушение больших объемов воздуха с целью устранения конденсации влаги в крупных аэродинамических трубах требует больших затрат времени и средств.

Известны способы определения угла атаки начала отрыва потока с помощью масляных пленок, специальных красок, покрытий, наносимых на поверхность модели (Аэродинамика ракет: в 2-х кн. Кн. 1. / Под ред. М. Хемша, Дж. Нилсена. М., Мир, 1989. 426 с.; Аэротермодинамика летательных аппаратов в фотографиях / Сост. Г.Ф. Глотов, ред. Г.И. Майкапар. Жуковский: ЦАГИ, 2003, 172 с.). Их недостатками являются отсутствие возможности одновременного измерения распределений давления, значительные трудозатраты, наличие сдвига оцениваемого положения зоны отрыва относительно истинного.

Известен способ определения начала бафтинга на моделях при испытаниях в аэродинамических трубах, связанный с измерением аэродинамических коэффициентов подъемной силы модели. Данный способ определения начала бафтинга включает проведение в аэродинамической трубе измерений коэффициентов подъемной силы модели в зависимости от угла атаки при исследуемом числе Маха потока. Из полученных результатов измерений, режим начала бафтинга определяют по отклонению от линейного характера кривой зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки (см., например, Bragin N., Garifullin M.F., Skomorohov S.I. Investigation of loading parameters of a trunk-route in a wind tunnel near to buffet boundary // IFASD 2015. - St. Peterburg. 2015). Отход от линейного характера зависимости коэффициента подъемной силы модели летательного аппарата от угла атаки обусловлен уменьшением коэффициента подъемной силы крыла при возникновении отрыва потока, который при увеличении значения угла атаки исследуемой модели приводит к режиму начала бафтинга крыла. Данный способ сравнительно прост и дает вполне удовлетворительные результаты при дозвуковых скоростях потока.

Указанный способ является прототипом заявляемого изобретения.

На фигуре 1, в качестве примера, представлена, полученная в аэродинамической трубе, экспериментальная зависимость коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α модели самолета при дозвуковом обтекании с числом Маха М=0.5.

Участок 1 линейной зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α соответствует обтеканию модели крыла самолета без отрыва потока. Участок 2 нелинейного уменьшения коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α соответствует обтеканию модели крыла самолета с отрывом потока, вызывающего бафтинг. Режим начала бафтинга 3 определяется по отклонению от линейности измеряемой зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки модели (фиг. 1).

Недостаток данного способа состоит в том, что он не позволяет определять начало бафтинга при трансзвуковых скоростях потока, соответствующих крейсерскому режиму полета современных магистральных самолетов. Причина этого состоит в том, что при трансзвуковых скоростях на верхней поверхности крыла образуется зона сверхзвуковых скоростей, приводящая к росту подъемной силы и к нелинейному изменению коэффициента подъемной силы крыла от угла атаки.

На фигуре 2, в качестве примера, представлена экспериментальная зависимость коэффициента подъемной силы Су модели самолета от угла атаки α при трансзвуковом обтекании модели с числом Маха потока М=0.78.

Зависимость коэффициента подъемной силы Су модели самолета от угла атаки α при трансзвуковом обтекании модели на участке 4 имеет линейный рост коэффициента подъемной силы, что обусловлено обтеканием крыла без образования сверхзвуковых зон и отрывов потока. Возникновение и расширение сверхзвуковой зоны на верхней поверхности крыла на участке 5, приводит к нелинейному увеличению подъемной силы на зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки (фиг. 2).

Особенность нелинейного роста коэффициента подъемной силы с ростом угла атаки при трансзвуковом обтекании не позволяет однозначно выявить начало уменьшения коэффициента подъемной силы, обусловленного возникновением отрыва потока, вызывающего бафтинг крыла при трансзвуковых скоростях.

Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения является разработка способа определения начала бафтинга крыла на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе при трансзвуковых скоростях полета.

Решение задачи и технический результат изобретения достигаются тем, что при трансзвуковых скоростях потока помимо проведения измерений коэффициентов подъемной силы в зависимости от угла атаки модели при исследуемом числе Маха, дополнительно проводят измерения зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки модели при числе Маха потока на 0.005-0.01 большем значения исследуемого числа Маха потока.

Краткое описание фигур

На фигуре 1 представлена полученная в аэродинамической трубе, экспериментальная зависимость коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α модели самолета при дозвуковом обтекании с числом Маха М=0.5.

На фигуре 2 представлена экспериментальная зависимость коэффициента подъемной силы Су модели самолета от угла атаки α при трансзвуковом обтекании модели с числом Маха потока М=0.78.

На фигуре 3 представлены экспериментальные зависимости коэффициентов подъемной силы Су модели при исследуемом трансзвуковом числе Маха М=0.78 и при большем на 0.01 числе Маха М=0.79 потока.

Проведенные авторами исследования показали, что начало возникновения бафтинга соответствует прекращению роста подъемной силы крыла с ростом числа Маха набегающего потока.

Сущность предлагаемого способа состоит в том, что при трансзвуковых скоростях потока пересечение экспериментальных зависимостей результатов измерений коэффициентов подъемной силы от угла атаки модели при исследуемом трансзвуковом числе Маха и при числе Маха потока большем на 0.005-0.01 соответствует началу бафтинга.

На фигуре 3, в качестве примера, представлены экспериментальные зависимости коэффициентов подъемной силы Су модели при исследуемом трансзвуковом числе Маха М=0.78 и при большем на 0.01 числе Маха М=0.79 потока.

Заявляемый способ определения начала бафтинга крыла на моделях летательных аппаратов в аэродинамических трубах включает проведение измерений коэффициентов подъемной силы в зависимости от угла атаки модели при исследуемом числе Маха потока. Измерения коэффициентов подъемной силы модели могут проводить с помощью аэродинамических весов или путем измерения распределения давления на поверхности модели.

При дозвуковых скоростях потока режим начала бафтинга определяют в результате измерений коэффициентов подъемной силы в зависимости от угла атаки модели при исследуемом числе Маха потока, по отклонению от линейного характера 3 между линейным участком 1 и нелинейным участком 2 зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α (Фиг. 1).

Для определения начала бафтинга при трансзвуковых скоростях потока проводят измерения коэффициентов подъемной силы в зависимости от углов атаки модели при исследуемом числе Маха потока и дополнительные измерения коэффициентов подъемной силы в зависимости от углов атаки модели при числе Маха, которое на 0.005-0.01 больше исследуемого числа Маха.

Режим начала бафтинга при исследуемой трансзвуковой скорости потока определяют по пересечению 7 экспериментальных зависимостей результатов измерений коэффициентов подъемной силы от угла атаки модели при исследуемом трансзвуковом числе Маха 5 и при числе Маха потока 6, на 0.005-0.01 большем исследуемого числа Маха потока (Фиг. 3).

Таким образом, разработан способ определения начала бафтинга крыла на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе при трансзвуковых скоростях полета, обладающий следующими преимуществами:

- снижение в 2 раза стоимости проведения экспериментальных исследований для определения начала бафтинга крыла на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе за счет упрощения исследуемой модели (отсутствие дренированных отверстий, дорогостоящих датчиков, изготовления сложной модели)

- снижение в 2 раза времени проведения экспериментальных исследований для определения начала бафтинга крыла на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе за счет уменьшения времени обработки экспериментальных данных.

Изобретение относится к авиации, в частности к области экспериментальной аэродинамики и аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах.

Способ заключается в том, при трансзвуковых скоростях потока помимо проведения измерений коэффициентов подъемной силы в зависимости от угла атаки модели при исследуемом числе Маха дополнительно проводят измерения зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки модели при числе Маха потока, на 0,005-0,01 большем значения исследуемого числа Маха потока. Технический результат заключается в сокращении времени исследований и упрощения исследуемой модели. 3 ил.

Способ определения начала бафтинга крыла на модели летательного аппарата в аэродинамической трубе, включающий проведение измерений коэффициентов подъемной силы в зависимости от углов атаки модели при исследуемом числе Маха потока, отличающийся тем, что для определения начала бафтинга при трансзвуковых скоростях потока дополнительно проводят измерения коэффициентов подъемной силы Су в зависимости от углов атаки α модели при числе Маха, которое на 0,005-0,01 больше исследуемого числа Маха потока, на основании полученных экспериментальных данных строят зависимости Су(α) для крейсерского числа Маха и увеличенного числа Маха и определяют точку пересечения этих кривых, значение угла атаки, соответствующее точке пересечения кривых, определяют как угол атаки начала бафтинга крыла.