Основные требования, оборудование и программы аэродинамических испытаний профиля крыла самолета

Основное назначение крыла самолета (летательного аппарата) – это создание подъемной силы. Кроме того, крыло обеспечивает продольную устойчивость, поперечную устойчивость, управляемость самолета (летательного аппарата) на всех режимах полета. Крыло также может использоваться для размещения в нем различных агрегатов и грузов (двигателей, привода, топлива и др.).

Аэродинамика крыла - это весьма объемный раздел науки аэродинамики.
В данном разделе собран фактический материал, который отражает некоторые достижения науки по Практической аэродинамике крыла, полученные в период с 1985 по 1990 годы, в нескольких отраслевых "закрытых" научно-исследовательских лабораториях СССР (номерные «почтовые ящики» на территории УССР). Важные исследования были выполнены по аэродинамике сверхзвуковых скоростей и аэродинамике сверхзвуковых самолетов, а также были разработаны проекты самолетов (летательных аппаратов) нового поколения.

При выполнении исследовательских работ применялись нетрадиционные технологии, нестандартный подход, новые методы и новые технологии (аэрокосмические технологии), которые можно успешно использовать в экспериментальной и практической аэродинамике, а также при проектировании самолетов, летательных аппаратов и другой аэрокосмической техники. Исследования по аэродинамике позволили обнаружить новые аэродинамические явления и аэродинамические эффекты, которые могут сыграть важную роль в развитии всей авиационной техники.

Оптимальный выбор профиля крыла для самолета имеет очень важное значение. Кроме увеличения прочности крыла самолета, удобства конструктивного выполнения крыла, удобства размещения топлива в крыле и элементов механизации крыла (в смысле увеличения высоты лонжеронов), в зависимости от конфигурации, профиль крыла влияет на основные размеры самолета (обеспечивая необходимую подъемную силу крыла), а при выбранных размерах - выбор профиля влияет на аэродинамические качества самолета и на другие важные характеристики (эффективность, устойчивость, управляемость, маневренность, безопасность, рентабельность, надежность, экономическая эффективность и другие).

Требования, предъявляемые к профилю крыла самолета (летательного аппарата), разные для различных самолетов (в зависимости от назначения самолета и его конструктивной схемы).

Но для всех профилей крыльев надо стремиться обеспечить следующие параметры:
– Наибольшее аэродинамическое качество профиля крыла на режимах продолжительного полета K = C_y / C_x = max.
– Наибольшего отношения C_y^3/2 / C_x.
– Наибольшей устойчивости профиля крыла, которая определяется наименьшим перемещением центра давления при изменении угла атаки.
– Высокого значения подъемной силы C_y в пределах посадочных углов атаки (для снижения посадочной скорости самолета).
– Другие требования, предъявляемые к профилю крыла проектируемого самолета.

Окончательный выбор геометрических параметров профиля крыла делается с учетом основных требований заказчика к самолету, которые записаны в техническом задании (ТЗ).

Программы аэродинамических испытаний и исследований:
- различных форм профиля крыла;
- различных форм "конечного" крыла (в сочетании с фюзеляжем и без него), в зависимости от г еометрических параметров крыла (вариаций формы крыла в плане; вариаций положений срединной поверхности вдоль хорды крыла и ее относительной вогнутости; вариаций относительной толщины профиля крыла, геометрической формы профиля крыла; крутки крыла вдоль размаха крыла и др. особенностей крыла);

- моделей перспективных самолетов (летательных аппаратов);
- исследование аэродинамики и динамики органов управления самолетов и летательных аппаратов (включая различные аэродинамические поверхности и иные принципы активного управления) проводились:

- При различных числах Re и М (в некоторых экспериментах стремились получить подобие и по другим критериям подобия). Числа Re изменялись за счет изменения скорости потока и давления в аэродинамической трубе. Числа M изменялись за счет изменения скорости потока в аэродинамической трубе. В дозвуковом диапазоне скоростей потока и в трансзвуковом диапазоне скоростей потока на модели изменяли одновременно и скорость потока в аэродинамической трубе, и давление в аэродинамической трубе.

- При различных углах атаки (от -2^о до +10^о) и углах скольжения.

- При различных углах отклонения взлетно-посадочной механизации крыла - закрылков и предкрылков (при обтекании модели на соответствующих числах Re):
• с отклоненными закрылками на +15^о — углы атаки крыла менялись от -8^о до +28^о;
• с выпущенными предкрылками и отклоненными закрылками на +15^о и +36^о — углы атаки крыла менялись от -10^о до +28^о.

- Для сверхзвуковых крыльев (а также для сверхзвуковых самолетов) - при различных углах отклонения закрылков и при различных углах отклонения носка крыла(при обтекании модели на соответствующих числах Re):
• с отклоненными закрылками на +15^о — углы атаки крыла менялись от -8^о до +32^о (для некоторых крыльев — углы атаки крыла менялись от -8^о до +36^о);

• с отклоненными носками крыла и отклоненными закрылками на +15^о и +36^о — углы атаки крыла менялись от -10^о до +32^о (для некоторых крыльев — углы атаки крыла менялись от -8^о до +36^о).

- При испытаниях и исследованиях различных вариаций форм профиля крыла - продувались модели полукрыльев (1/2 крыльев).

- При испытаниях и исследованиях различных вариаций форм крыла в плане - продувались модели полных крыльев (т.к. известно, что результаты испытаний моделей полукрыльев обычно не совпадают с результатами испытаний моделей полных крыльев) как с фюзеляжем (в этих случаях модели выполнялись с учетом правила площадей), так и без него.

- При испытаниях и исследованиях различных вариаций аэродинамических схем самолетов, летательных аппаратовпродувались полные модели гипотетических конструкций летающих машин (т.к. известно, что результаты испытаний моделей полукрыльев обычно не совпадают с результатами испытаний моделей полных крыльев). Модели самолетов, летательных аппаратов выполнялись с учетом правила площадей. На некоторых моделях гипотетических конструкций проводили опыты по увеличению эффективности органов управления самолетов и летательных аппаратов (с использованием различных эффектов, включая различные принципы активного управления). Эффективность органов управления испытывалась при различных числах Re и М (в некоторых экспериментах проверялась эффективность органов активного управления при нулевых скоростях обтекания модели).

Аэродинамические испытания проводились в различных аэродинамических трубах. В зависимости от цели аэродинамических испытаний, режимов течений потоков на модели, обеспечения одновременного соответствия по различным критериям подобия (для малых скоростей потоков на модели - подобие по Re и подобие по M, для скоростей потоков на модели с учетом сжимаемости воздуха - подобие по M) – исследования проводились в аэродинамических трубах, соответствующих целевым программам испытаний, по разным методикам и программам испытаний.
Испытания проводились на 6-ти компонентных аэродинамических весах с жесткой подвеской – при различных числах Re и М (в зависимости от режимов испытаний, от расчетных Re натуры и от М натуры), и при различных углах атаки - α.
Также, для важных случаев и перспективных моделей, исследовались распределения давления по поверхности крыла при различных режимах испытаний, при различных числах Re и М (в зависимости от режимов испытаний, от расчетных Re натуры и от М натуры), и при различных углах атаки - α. А при испытаниях и исследованиях различных вариаций аэродинамических схем самолетов, летательных аппаратов для некоторых случаев стремились получить подобие по числам Fr, Pr или Pe.

Кроме того, проводились исследования спектров обтекания различных моделей крыла и моделей самолетов (при обтекании на небольших числах М - методом шелковинок, при обтекании на числах М более 0.57 M - теневым методом).

При аэродинамических исследованиях в широком спектре скоростей обтекания моделей крыла (диапазоны дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей), использовались модели геометрически подобных крыльев разного масштаба для испытаний при различных числах Re и М.

С учетом того, что числа Re моделей в различных опытах не в точности равнялись между собой (из-за разницы масштабов моделей), некоторые графики аэродинамических зависимостей (аэродинамических характеристик) определялись по вспомогательным интерполяционным диаграммам. Так был учтен и приведен к единому варианту фактор разного масштаба.
При этом графики показали хорошее совпадение аэродинамических характеристик для моделей разных масштабов. Наблюдающиеся расхождения были малы, и находились в пределах точности испытаний. Систематические отличия заключались только в более высоком значении производной dc_y / dα по данным испытаний маломасштабных моделей по сравнению с данными испытаний моделей большого масштаба.
При некоторых испытаниях не удавалось получить одновременного соответствия между натурой и моделью по критериям подобия Re и M. В таких случаях делали сравнительную оценку между аэродинамической моделью копии натуры – и исследуемых аэродинамических моделей.

При исследованиях распределения давления по поверхности крыла при различных числах Re и М (в зависимости от расчитанных Re натуры и от М натуры), и при различных углах атаки α, использовалась следующая методика:
По результатам измерений были подсчитаны и построены (для каждой дренажной точки крыла) графики коэффициентов давлений   p_отн:
    p_отн = (p_мод – p_ст) / q = f (α, M),
здесь:
- p_мод – статическое давление по поверхности крыла модели в заданной точке;
- p_ст – статическое давление в рабочей части трубы;
- q = ρ v ² / 2 – скоростной напор набегающего потока.
Далее, по коэффициентам давлений   p_отн, были построены кривые для каждого сечения крыла и для каждого угла атаки α. С помощью этих кривых, для каждого сечения крыла и для каждого угла атаки α были построены эпюры давления   p_отн = f (x_отн) при различных фиксированных числах М.

Полученные зависимости   p_отн = f (x_отн) в дальнейшем были использованы для определения интегральных значений коэффициентов с_x, с_y, m_z для отдельных сечений и для крыла в целом.

Программа аэродинамических испытаний моделей в аэродинамических трубах определила следующие диапазоны скоростей воздушного потока (диапазоны чисел М):
- дозвуковые скорости полета самолета, соответствующие  до 0.32 М;
- дозвуковые скорости полета самолета, соответствующие 0.57-0.84 М;
- дозвуковые, трансзвуковые и сверхзвуковые скорости полета самолета, соответствующие 0.84-1.12 М;
- сверхзвуковые скорости полета самолета, соответствующие 1.83-1.91 М;
- сверхзвуковые скорости полета самолета, соответствующие 2.43-2.53 М.

Числа M изменялись за счет изменения скорости потока в аэродинамической трубе.
Числа Re изменялись за счет изменения скорости потока и давления в аэродинамической трубе. В тех экспериментах, где это было возможно, стремились получить подобие одновременно и по числам Re, и по числам М. Там, где это не удавалось, но требовалось выдержать оба критерия (по числам Re, и по числам М), критерии подобия выдерживали раздельно. Для некоторых случаев испытаний выдерживались подобия по числам Fr, Pr или Pe.