Аэродинамическая труба своими руками

Малоразмерная аэродинамическая труба

@@ Мы расскажем, как устроена и работает самодельная малоразмерная аэродинамическая труба.

@@ Труба сделана и эксплуатируется авторами — непрофессионалами в области аэродинамики. Располагается она в лаборатории одного полуживого Российского научного учреждения и служит для удовлетворения любопытства авторов за собственный счет. Цель ее создания — проведение исследований для экспериментального обоснования некоторых идей, которые могут быть с пользой реализованы как в авиамоделировании, так и в малой авиации.

@@ С точки зрения моделиста — это действующая модель аэродинамической трубы.
@@ Здесь и далее моделью будем называть то, что приготовлено для исследования в аэродинамической трубе. Крыло создаваемой авиамодели будем называть просто крылом, а авиамодель — летательным аппаратом ЛА.

Историческая справка

@@ Первую в России аэродинамическую трубу построил в 1871 году инженер В. А. Пашкевич для исследования сопротивления снарядов. Вторую — К.Э. Циолковский в 1897 году, для изучения движения тел в воздухе с малыми скоростями. Потом — Н.Е. Жуковский, в Кучино, МГУ, ИМТУ (МВТУ), далее — трубы ЦАГИ, ВВА им. Н.Е.Жуковского, ИТПМ СО РАН, ЦНИИ КРЫЛОВА, другие НИИ, многие учебные заведения — СГУ, ЛГУ МАТМЕХ, МАИ, ХАИ, СГАУ и так далее. Всего списка мы не знаем и не можем знать. История вопроса в одной только России богатейшая, трубы есть во многих организациях, связанных не только с авиацией.

Задача

@@ К сожалению, ни к одному из этих замечательных инструментов, действующим сейчас, доступа у нас нет. Вот и пришлось делать свою экспериментальную трубу.

@@ В нашем случае аэродинамическая труба (АТ) должна была обеспечить изучение поведения аэродинамических свойств адаптивного крыла при изменении его формы. В соответствии с задачей была составлена и приблизительная программа исследований, которая, естественно, менялась в зависимости от результатов проведенных экспериментов.

@@ Для моделей крыла исследуемой конструкции необходимо было провести замеры аэродина-мических коэффициентов Cx, Cy, Mz, построить поляры, сравнить с полярами известных профилей. Следовало также оценить преимущества и недостатки крыльев с выбранным вариантом формообразования по сравнению с традиционными жесткими и разрезными механизированными крыльями.

@@ Основные требования к установке были сформулированы так:

Рабочая часть АТ должна обеспечивать продувку моделей крыльев площадью не менее 100 кв. см.

АТ должна обеспечивать проведение продувок с числами Рейнольдса Re не ниже 100000, где Re=69*V*b, V — скорость потока м/сек, b — хорда профиля мм. То есть, например, если выбрана модель крыла с хордой 100 мм., то в трубе должна обеспечиваться скорость потока не менее 15 метров в секунду.

Конструкция установки должна обеспечивать непосредственное наблюдение и фотосъемку процессов в рабочей части трубы.

Точность измерений должна быть не менее 5%.

Устройство аэродинамической трубы

@@ В соответствии со сложившейся терминологией наша АТ представляет собой трубу прямого действия с закрытой рабочей частью постоянного сечения.

@@ Она состоит из трех основных частей:

• аэродинамического канала с коллектором, рабочей частью и диффузором;
• вентилятора;
• измерительно — регистрирующей системы.

Рис.1 Схема АТ. 1- Коллектор; 2- Рабочая часть; 3- Диффузор; 4- Вентилятор

@@ Аэродинамический канал имеет круглое сечение и состоит из входного коллектора, рабочей части и диффузора.

Входной коллектор

@@ Входной коллектор представляет собой профилированный раструб, внутри которого расположен крестообразный воронкогаситель. Входной коллектор служит для упорядочивания потока на входе в рабочую область трубы.

Рис.2 Влияние входного коллектора на эффективный диаметр рабочей части трубы

@@ Он дает уменьшение входного сопротивления трубы, то есть существенный прирост скорости потока.

Рабочая часть трубы

@@ Корпусом рабочей части АТ служит круглая труба из прозрачного оргстекла с внутренним диаметром 260мм.

Рис.3 Рабочая часть трубы с устройством крепления модели

@@ Через боковое отверстие диаметром 15 мм в средней части трубы в рабочую зону вводится стережень — коромысло рычажных весов. На конце коромысла закрепляется исследуемый объект.

Диффузор

@@ Выходная часть рабочей области трубы соединяется с диффузором, который является согласующим элементом между рабочей областью трубы и обечайкой вентилятора — частями канала с разным диаметрами сечения.

@@ Внутри диффузора на оси канала расположен конус — обтекатель привода вентилятора. Он дает существенный прирост скорости как за счет снижения сопротивления опоры и привода вентилятора, так и за счет предотвращения диффузорного эффекта — срыва потока на расширяющихся стенках диффузора, то есть стабилизации потока перед вентилятором.

@@ Общая длина аэродинамического канала составляет 2200мм.

Силовая установка

@@ Вентилятор, создающий поток воздуха в рабочей части нашей трубы, работает на вытяжку. Четырехлопастная крыльчатка вентилятора имеет диаметр 440 мм. Вентилятор приводится во вращение трехфазным электродвигателем мощностью 350Вт.

@@ Блок питания двигателя вентилятора KEB Combivert позволяет пользоваться однофазной сетью 220V 50Гц и имеет возможность управления скоростью вращения за счет изменения частоты питания двигателя от 0 до 66Гц. К сожалению, из-за небольшой мощности двигателя держать максимальную скорость вращения можно только очень короткие промежутки времени. Поэтому обычно для продувок используется частота 30Гц.

@@ Скорость потока в рабочей части трубы во время продувки обычно составляет около 15 метров в секунду. Максимальная скорость — до 20 м./сек.величиной хорды 100 мм при числах Рейнольдса до 140000. Таким образом, конструкция аэродинамического канала и силовая установка позволяют исследовать модели крыльев с величиной хорды 100 мм при числах Рейнольдса до 140000.

Измерительно — регистрирующая система

@@ Результаты эксперимента фиксируются измерительно — регистрирующей системой, которая включает:

трехкомпонентные аэродинамические весы для измерения подъемной силы, силы сопротивления и момента тангажа;

датчики усилий, давления, и группа приборов, отображающих показания датчиков;

регистрирующая подсистема для записи показаний приборов, включающая три графопостроителя зависимостей.

@@ Аэродинамические весы имеют рычажную конструкцию. Центральный подвес аэродинамических весов представляет собой шарнир, поддерживающий стержень — коромысло. Одно плечо коромысла располагается в рабочей части трубы.

Рис.4 Аэродинамические весы.

@@ На нем закрепляются исследуемые модели. Второе плечо передает силы, возникающие на модели, на упоры, ограничивающие движение коромысла по продольной оси, по вертикали и вращательное движение вокруг оси коромысла. Упоры оснащены датчиками усилия, дающими на выходе электрический сигнал. Сигналы контролируются цифровыми вольтметрами и регистрируются графопостроителями.

Рис.5 Регистрация экспериментальных данных

@@ Основные сложности в изготовлении весов лежат в том, что передавать усилия необходимо строго вдоль оси измерения. Это нужно для того, чтобы уменьшить воздействие одной измеряемой величины на датчик, предназначенный для измерения другой величины. Особенно важно исключить неравномерность взаимного влияния измеряемых величин, так как сложно вводить нелинейные поправочные коэффициенты в алгоритмы обработки данных.

@@ Модели закрепляются на аэродинамических весах с помощью поддерживающего устройства. Конструкция весов позволяет изменять угол установки модели в рабочей части трубы, чтобы исследовать аэродинамические характеристики модели на разных углах атаки.

@@ Во время продувок варьируются два параметра — угол атаки и скорость полета. Угол атаки менялся за счет изменения угла установки поддерживающего устройства модели.

Рис.6 Фиксация угла установки модели

@@ Изменению скорости полета соответствует изменение скорости воздушного потока в трубе, которая достигается путем управления режимом работы вентилятора с помощью блока управления питанием.

Рис.7 Измерение и регулировка скорости потока

@@ Скорость потока в трубе вычисляется по закону Бернулли на основе регистрируемого скоростного напора. Для измерения скрорстного напора используется манометр с приемником статического и полного воздушного давления. Скоростной напор равен их разности.

@@ Аэродинамические коэффициенты вычисляются как отношение измеряемой силы к площади и скоростному напору.

@@ Наши исследования направлены в первую очередь на определение тенденций изменения аэродинамических параметров в зависимости от изменения геометрии адаптивных крыльевых поверхностей. Поэтому проводимые исследования не требовали получения абсолютных значений аэродинамических коэффициентов с точностью выше 5%. Данная точность была принята в качестве ширины коридора разброса значений, позволяющего целостно интерпретировать данные продувок и сделать необходимое обобщение результатов.

@@ Следует отметить, что достижение необходимой точности измерений является лишь частью мер по обеспечению достоверности полученных данных.

@@ Дело в том, что измеряемые данные всегда точно относятся только именно к данному эксперименту, проводимому на данной установке. То есть, в нашем случае, к данной трубе, конкретной модели и текущим условиям (влажность, давление, температура и пр.).

@@ Обобщение же результатов, интерпретация их как набора свойств, присущих объектам, подобным исследуемому, требует разработки методик обеспечения достоверности данных.

Методика обеспечения достоверности

@@ Объективная интерпретация полученных характеристик заключается в получении аэродинамических характеристик свободнолетающей модели на основе анализа данных эксперимента. То есть, проще говоря, необходимо учесть и исключить из анализа, помимо ошибок измерений, влияние на обтекание моделей самой экспериментальной установки — стенок трубы, поддерживающего устройства, турбулентности потока, и пр.

@@ Если нужно распространить результаты эксперимента на модели, летающие на других скоростях и имеющие другие размеры, то для анализа необходимо привлекать критерии подобия.

@@ Для примера упрощенно рассмотрим методику исключения влияния стенок трубы на процесс измерений.

@@ Помещение любого объекта в трубу привносит ряд искажений. Например при помещении модели в поток в трубе, меняет его сечение в загроможденной моделью части скорость интегрально увеличивается. Вычислить действительную скорость потока в районе модели не просто, ввиду того, что поле скоростей потока вокруг модели искажено неравномерно. Также на процесс обтекания модели влияют не только сечение, но и турбулентность потока в трубе, раздельно влияют боковые, верхние и нижние стенки, и узел крепления модели.

@@ Для того, чтобы не вводить массу поправок на влияние отдельных факторов был использован метод ввода корректирующих коэффициентов, полученных на основе калибровочных продувок — продувок эталонных тел, имеющих известные аэродинамические характеристики.

@@ Мы предполагали использовать точные данные, полученные из литературы, для хрестоматийно известных тел и профилей. Сравнение этих данных с результатами обработки данных, полученных на нашей установке позволяет установить ограничения на размер моделей и ввести поправочные коэффициенты к результатам продувок.

@@ Для использования в качестве эталонных моделей были изготовлены крылья с профилями Clark-Y, диски диаметром от 30 до 140 миллиметров, прямоугольные пластины и другие объекты.

@@ Продувка дисков, установленных в плоскости поперечного сечения трубы, позволяет определить предельную величину загромождения трубы. Она показала, что существенные для данного исследования искажения (более 5%) возникают при площади загромождения рабочей части трубы, составляющей более 8% площади ее сечения. Поскольку обтекание дисков симметричное, оно дает лишь крайний предел для установления размеров модели. Обтекание моделей крыльев подвергается искажениям в результате несимметричного взаимодействия (посредством воздействия на поток) со стенками трубы.

@@ Для изучения искажений, специфических для объектов, создающих подъемную силу, были изготовлены эталонные модели крыла различных размеров. При этом учитывалось ограничение на площадь лобовой проекции, определенное при продувке дисков.

@@ Модели были исследованы, построены графики Cx, Cy, Mz, качества и поляры. По результатам были введены ограничения на размеры крыла — на хорду и размах.

@@ Аналогично выведены корректировочные формулы для устранения влияния на характеристики моделей узла крепления и поддерживающего устройства.

Исследования моделей с помощью АТ

@@ Практика работы с авиатехникой показывает, что летательные аппараты, с виду очень похожие, могут летать совершенно по-разному. Пользуясь АТ можно определить количественные значения аэродинамических характеристик нужных моделей и оценить, насколько полезны те или иные изменения в форме — как локальные, касающиеся формы тела, так и конструктивные — относящиеся к компоновке модели.

@@ Кроме того, пользуясь прозрачностью рабочей области можно непосредственно — визуально — наблюдать некоторые аэродинамические явления, происходящие на модели.

Наблюдение

@@ Непосредственное наблюдение за поведением модели при обдувке дает представление о деформациях обтяжки крыла и вибрациях, возникающих при обтекании крыла на больших углах атаки.

@@ В частности, продувка частей комнатных моделей позволяет получить понимание аэроупругих явлений, сопровождающих их полет.

@@ Воздушный поток, обтекающий модель, можно увидеть. Чтобы это сделать, можно, например, подкрасить поток струей дыма. Если к модели приклеить ворсинки и нити, можно наблюдать картину обтекания крыла сразу в нескольких точках. Хорошие снимки можно получить, поместив в поток гибкую контрастную ленту.

@@ На рисунках 10-12 приведены снимки, полученные визуализацией обтекания с помощью тонкой блестящей лавсановой ленты.

Рис. 10 Поведение пограничного слоя на критическом угле атаки

Рис.11 Скос и сужение потока под крылом

Рис.12 Обтекание крыла на малом отрицательном угле атаки

Измерения

@@ Рассмотрим количественное исследование модели крыла.

@@ Модель следует изготовить в соответствии с ограничениями к размерам, наложенным размерами рабочей части трубы. На ней нужно предусмотреть отверстия для фиксации модели в поддерживающем устройстве. Модель монтируется на поддерживающем устройстве с нулевым углом установки.

@@ Критически важным параметром продувки является скорость потока. Скорость потока в рабочей части трубы выбирается так, чтобы характер обтекания модели при продувке был подобен характеру обтекания ЛА.

@@ Для этого размеры модели и скорости потока при продувке модели должны соотноситься с размерам ЛА и скоростям его полета, в соответствии с критериями подобия.

@@ Для моделирования прямолинейного полета при низких скоростях существенно соблюсти соответствие чисел Рейнольдса Re, вычисленных для предполагаемого полета ЛА и продуваемой модели.

@@ Наша АТ позволяет получить числа Re до 140000. Достичь равенства чисел Re продувки в нашей трубе, числу Рейнольдса предполагаемого полета, возможно для многих режимов большого числа летающих моделей. Главное ограничение — размер модели. В нашей АТ невозможно продувать целиком модели, имеющие размах крыла более 200мм. Для большинства моделей возможно исследование только их частей.

@@ После выбора скорости потока проводится продувка модели, во время которой ступенчато меняется ее угол установки. В нашем случае мы проводили измерения с интервалом в 2.5 градуса.

@@ Усилия, развиваемые потоком на исследуемом крыле, прорисовываются графопостроителями. Графики оцифровываются и усредняются вручную.

@@ При проведении измерений нужно следовать установившейся методике, изложенной в специальной литературе.

Обработка

@@ Дальнейшая обработка данных заключается в получении значений аэродинамических сил, которые вычисляются как произведение оцифрованных значений, чувствительности датчиков и отношения плеч аэродинамических весов. Аэродинамические коэффициенты получаются делением сил на площадь модели и скоростной напор. По результатам строятся графики Cx, Cy, Mz и качества от угла атаки, а также поляра и зависимость качества от Cy.

@@ Приведем без комментариев графики по серии продувок нескольких моделей с различными профилями. Анализ и выводы по конкретным моделям — это уже материал для другого отчета.

@@ Графики зависимости коэффициентов сопротивления Cx и подъемной силы Cy от угла атаки: посмотреть первый график, посмотреть второй график.

@@ Поляра Cy(Cx) и график зависимости качества от угла атаки: посмотреть поляру, посмотреть график.

@@ График зависимости качества от коэффициента подъемной силы Cy: посмотреть график.

@@ Теперь узнать о своих моделях «как оно работает» можно, посмотрев своими глазами через стекло рабочей части трубы и размышляя над графиками их аэродинамических характеристик.

@@ Но, как и в любом исследовании, это дает ответы далеко не на все поставленные вопросы. Кроме того, новых вопросов появляется еще больше.

Источник