Моделирование в аэродинамике

При разработке ЛА для определения его летных характеристик, разработки конструкции агрегатов и систем необходимы данные по интенсивности всех видов взаимодействия ЛА с воздушным потоком.
Специфика взаимодействия на различных скоростях полета требует применения различных математических моделей, учитывающих эту специфику и базирующихся на различной математической основе. Теоретическое определение величин, характеризующих это взаимодействие, практическое измерение их в полете весьма сложно. С достаточной для инженерных работ точностью выполнить эту задачу позволяет аэродинамический эксперимент с использованием аэродинамических труб, весов, устройств для визуализации потока и т.д.

Принцип обратимости

В аэродинамике на основании принципа относительности классической механики сформулирован принцип обратимости: величина, направление и точка приложения аэродинамических сил не зависят от того, обтекается ли тело потоком воздуха, или же оно движется в неподвижном воздухе, и определяются только величиной и направлением относительной скорости тела и потока.
Принцип обратимости позволяет вместо сил, действующих на реальный ЛА при его движении, рассмотреть силы, действующие на неподвижную модель ЛА, обтекаемую потоком воздуха.

Измерение сил

Если модель самолета 1 закрепить на системе динамометров и направить на неподвижную модель поток воздуха со скоростью Vм, то динамометр 2 покажет подъемную силу Yа м, а динамометр 3 – силу сопротивления модели Xа м.

Система устройств, позволяющих измерять действующие на модель силы, называется аэродинамическими весами.

Подобие моделей ЛА

Зная силы, действующие на модель, можно рассчитать силы, которые будут действовать на реальный ЛА, если в процессе эксперимента было обеспечено геометрическое подобие модели натуре, кинематическое и динамическое подобие скоростей потока, обтекающего натурный ЛА и его модель.

Необходимо выдержать равенство для модели и натурного ЛА некоторых безразмерных параметров, составленных из физических и геометрических величин, характеризующих модель и натуру, – так называемых определяющих критериев подобия.
Число Маха М является одним из основных критериев механического подобия в аэродинамике, влияние которого существенно в тех случаях, когда нельзя пренебрегать сжимаемостью газа.
Число Рейнольдса Re, названное так по имени английского физика и инженера О.Рейнольдса, – критерий подобия для течения вязких жидкостей и газов, характеризующий отношение сил инерции к силам вязкости.



Трубные испытания

Для создания потока воздуха, отвечающего определенному критерию подобия, при испытании моделей используются специальные установки – аэродинамические трубы.

Аэродинамическая труба представляет собой замкнутый воздушный канал; в рабочей части трубы 1 на аэродинамических весах 2 установлена испытываемая модель 3. По замкнутому воздушному каналу вентилятор 6, приводимый в действие электромотором 7, прогоняет воздух. Пройдя через спрямляющую решетку 9, которая служит для создания равномерного поля скоростей по всему сечению трубы, и сужающуюся часть трубы (конфузор) 10, в которой воздух разгоняется до необходимой скорости, воздушный поток входит в рабочую часть трубы. Пройдя рабочую часть трубы, воздушный поток попадает в расширяющуюся часть трубы (диффузор) 4, где плавно тормозится, что снижает сопротивление движению воздуха по каналу и в поворотных лопатках и увеличивает КПД вентилятора. Лопасти вентилятора защищены прочной сеткой 5 от повреждений на случай возможного разрушения испытываемой модели. Система поворотных лопаток 8 обеспечивает плавное течение воздушного потока по каналу трубы.

Цель трубных экспериментов

При создании современных самолетов время аэродинамических ("трубных") экспериментов составляет 10000–15000ч.
Цель этих экспериментов – выявление "локальных" характеристик, т.е. оценка влияния на аэродинамику самолета отдельных его конструктивных параметров, которое трудно или невозможно оценить расчетами, и экспериментальное подтверждение основных ("глобальных") характеристик, полученных в результате проектных расчетов, методика которых базируется на основных законах аэродинамики.



Визуализация обтекания

Кроме количественных характеристик (значений сил, действующих на обтекаемое потоком тело), всегда важно знать качественную картину обтекания, увидеть, насколько плавно обтекается тело потоком воздуха.
Существуют различные методы, позволяющие визуализировать (сделать видимой) картину обтекания. Видимая картина обтекания тела потоком называется аэродинамическим спектром (спектром обтекания).
Если на поверхность модели (или реального самолета) наклеить одним концом шелковые нити длиной 50–100 мм, то, перемещаясь под действием потока воздуха, свободные концы шелковинок позволят представить картину направления струй потока, обтекающих тело. Располагая шелковинки на специальных державках перед обтекаемым телом и за ним, мы можем представить полную картину обтекания тела.

Картина обтекания крыла

Схематизированная картина обтекания крыла самолета воздушным потоком представлена на рисунке. При обтекании крыла 1 струйка 2 (условно выделенный движущийся объем воздуха) разделяется на две части, одна из которых (5) обтекает крыло сверху, а другая (6) – снизу.

Струйки 5, обтекающие крыло сверху, отклоняются в сторону фюзеляжа 3, а струйки 6, обтекающие крыло снизу, отклоняются к концу крыла за счет перетекания воздуха с нижней на верхнюю поверхность через концевую кромку крыла. Струйки 8, перетекая с нижней поверхности, захватывают часть струек 7 с верхней поверхности и образуют стекающий с конца крыла мощный концевой вихрь 9. Встречаясь на задней кромке, струйки, стекающие с верхней и нижней поверхности крыла под разными углами, закручивают воздух и образуют непрерывную вихревую пелену, которая уносится потоком воздуха назад.

Вихревая пелена

За крылом летящего самолета образуется мощная вихревая пелена (спутная струя, вихревой след), которая сохраняется достаточно долго после пролета самолета.
Спутная струя представляет серьезную опасность для летящих следом самолетов, поскольку попадание их в спутную струю равноценно полету в турбулентной атмосфере с восходящими и нисходящими потоками большой интенсивности.
Наличие зоны турбулентности после пролета тяжелого самолета, совершающего взлет или посадку, вызывает необходимость увеличивать временной интервал перед пролетом следующего самолета (особенно легкого), что фактически может регламентировать интенсивность полетов в районе аэродрома.

В спутную струю крыла могут попадать части самолета, находящиеся за крылом, что заставляет проектировщиков учитывать этот эффект при разработке проекта.

Картина обтекания профиля

Спектр обтекания

Рассмотрим более подробно картину обтекания крыла в сечении его плоскостью, параллельной вектору скорости набегающего потока - плоскость 4.

Чтобы проследить траектории струй воздуха, выпустим в поток воздуха 1 дым 2 от специального дымаря через отверстия в трубке 3. Струйки дыма 4 дадут нам спектр обтекания крыла, в котором можно выделить характерные участки.

Невозмущенный поток

Часть потока 5 перед телом, в которой струйки не деформированы присутствующим в потоке телом и текут прямолинейно с одинаковой скоростью, называется невозмущенным потоком.

Скорость невозмущенного потока в дальнейшем будем обозначать символом .

Возмущенный поток

Часть потока 6, в которой струйки деформированы присутствующим в потоке телом, называется возмущенным потоком.

Влияние вязкоcти

Под влиянием вязкости (внутреннего трения) на поверхности тела 7 скорость воздуха становится равной нулю.

По мере удаления от тела в направлении, перпендикулярном его поверхности, скорость течения увеличивается и на некотором расстоянии от поверхности тела, очерченном границей 8, достигает скорости, которая по мере удаления от тела практически не меняется.

Пограничный слой

Слой воздуха, в котором происходят изменения местной скорости обтекания тела, называется пограничным слоем (погранслоем) 9а, 9б, 9в.

Ламинарный погранслой

Вначале струйки воздуха в пограничном слое будут двигаться плавно, слоисто, не перемешиваясь между собой. Эта часть 9а пограничного слоя называется ламинарным (от лат. lamina – лист, пластинка, полоска) пограничным слоем.

Турбулентный погранслой

В силу шероховатости поверхности тела и вязкости самого воздуха, поток начнет завихряться, частицы воздуха описывают произвольные криволинейные траектории. Часть 9в пограничного слоя называется турбулентным пограничным слоем.

Переходный погранслой

Часть 9б пограничного слоя между ламинарным и турбулентным пограничными слоями называется переходным пограничным слоем.


5654489161769607.html
5654554683746732.html
    PR.RU™