5.2. Аэродинамический эксперимент

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. Если (рис. 5.1) модель самолета 1 закрепить на системе динамометров и направить на неподвижную модель поток воздуха со скоростью V_м, то динамометр 2 покажет подъемную силу Y_{a м}, а динамометр 3 - силу сопротивления модели X_{a м}.

Рис. 5.1. Измерение аэродинамических сил на модели

Система устройств, позволяющих измерять действующие на модель силы, называетсяаэродинамическими весами. Измерив 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.
Для этого необходимо выдержать равенство для модели и натурного ЛА некоторых безразмерных параметров, составленных из физических и геометрических величин, характеризующих модель и натуру, - так называемыхопределяющих критериев подобия. Например, 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.
Для создания потока воздуха, отвечающего определенному критерию подобия, при испытании моделей используются специальные установки -аэродинамические трубы. На рис. 5.2 показана принципиальная схема аэродинамической трубы.

Рис. 5.2. Принципиальная схема аэродинамической трубы

Аэродинамическая труба представляет собой замкнутый воздушный канал; в рабочей части трубы1 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.
Для создания равномерного поля скоростей в рабочей части трубы поперечное сечение ее имеет обычно форму круга или эллипса.
Мы рассмотрели простейшие принципиальные схемы аэродинамических весов и аэродинамической трубы. В реальности это сложные инженерные сооружения, построенные специально для проведения определенного вида аэродинамических экспериментов. ЦАГИ располагает большим количеством различных аэродинамических труб, позволяющих испытывать натурные изделия авиационной техники и модели в широком спектре скоростей потока воздуха (от малых, порядка нескольких метров в секунду, до больших, в несколько раз превышающих скорость звука).
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, позволяющиевизуализировать (сделать видимой) картину обтекания. Видимая картина обтекания тела потоком называется аэродинамическим спектром (спектром обтекания). Так, 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. Схематизированная картина обтекания крыла самолета воздушным потоком представлена на рис. 5.3.
При обтекании крыла1 струйка 2 (условно выделенный движущийся объем воздуха) разделяется на две части, одна из которых (5) обтекает крыло сверху, а другая (6) - снизу.

Рис. 5.3. Схематизированная картинка обтекания крыла	Рис. 5.4. Концевые вихри за крылом летящего самолета

   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.

Рис. 5.5. Части самолета в спутной струе крыла

Таким образом, за крылом летящего самолета образуется мощная вихревая пелена (спутная струя, вихревой след) (рис. 5.4), которая сохраняется достаточно долго после пролета самолета. Эта 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 (рис. 5.5), что заставляет проектировщиков учитывать этот эффект при разработке проекта.
Рассмотрим более подробно картину обтекания крыла в сечении его плоскостью, параллельной вектору скорости набегающего потока (плоскость4 на рис. 5.3). Чтобы проследить траектории струй воздуха (рис. 5.6), выпустим в поток воздуха 1 дым 2 от специального дымаря через отверстия в трубке 3.

Рис. 5.6. Аэродинамический спектр обтекания крыла Начало формы Конец формы

Струйки дыма4 дадут нам спектр обтекания. В спектре обтекания можно выделить некоторые характерные участки. 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 V_. Часть потока 6, в которой струйки деформированы присутствующим в потоке телом, называется возмущенным потоком. 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. Слой воздуха, в котором происходят изменения местной скорости обтекания тела, называется пограничным слоем (погранслоем) 9_а, 9_б, 9_в. Вначале струйки воздуха в пограничном слое будут двигаться плавно, слоисто, не перемешиваясь между собой. Эта часть 9_а пограничного слоя называется ламинарным (от лат. lamina - лист, пластинка, полоска) пограничным слоем. Затем, в силу шероховатости поверхности тела и вязкости самого воздуха, поток начнет завихряться, частицы воздуха описывают произвольные криволинейные траектории. Эта часть 9_в пограничного слоя называется турбулентным пограничным слоем. Часть 9б пограничного слоя между ламинарным и турбулентным пограничными слоями называется переходным пограничным слоем.
Режим течения характеризуется числомRe. Для каждого вида течения существует такое критическое число Рейнольдса Re_кр, что если характеризующее поток число Re < Re_кр, то течение всегда ламинарное, при Re > Reкр течение обычно турбулентное.
Силы, возникающие при движении тела в воздухе, существенным образом зависят от процессов, происходящих в пограничном слое. Сила трения потока воздуха о тело, составляющая значительную долю сопротивления движению тела в воздухе, реализуется полностью в пограничном слое. Сбегающий с обтекаемого тела пограничный слой образуетспутную струю 11, которая представляет собой массу завихренного воздуха. Часть потока 10, находящаяся вне пограничного слоя, в которой вязкость (силы трения между отдельными слоями воздуха) практически не проявляется, называется свободным потоком (потенциальным слоем).
Эпюры (франц. epure - чертеж) поля скоростей в пограничном слое представлены на рис. 5.7.

Рис. 5.7. Эпюры поля скоростей в пограничном слое

В концевой части профиля (см. сечения VI-VI и VII-VII) в пограничном слое начинается течение воздуха против основного потока, образуются крупные вихри, которые периодически срываются с поверхности крыла. Начинается так называемыйсрыв потока. В свободном потоке скорость в струе вначале возрастает от скорости невозмущенного потока V_ до максимальной местной скорости V_III в наиболее узком сечении струи, а затем уменьшается по мере расширения струи (V_IVV_III) и на определенном расстоянии от тела местная скорость в струе снова становится равной скорости невозмущенного потока. На передней кромке существует точка 1, к которой струйка подходит под прямым углом и в которой она при ударе о тело полностью тормозится. Эта точка называется критической точкой или точкой полного торможения потока.

Рис. 5.8. Эпюра распределения давления по профилю крыла

В процессе эксперимента можно измерить давление в различных точках обтекаемого тела. Отложив перпендикулярно контуру профиля значения давлений, измеренные в соответствующих точках, в виде векторов, получимэпюру распределения давления по профилю крыла (рис. 5.8), рассмотренному выше. Измерения показывают, что на носике профиля образуется зона повышенного давления, отмеченная на эпюре знаком "плюс"; на верхней и нижней поверхности профиля образуются зоны пониженного давления, которые отмечены на эпюре знаком "минус". Таким образом, в результате аэродинамических экспериментов установлено, что причинами возникновения сил, действующих на обтекаемое потоком воздуха тело, являются трение воздуха в пограничном слое и давление воздушного потока на обтекаемое тело.