Способ экспериментального определения аэродинамических характеристик модели при проведении квазистатических испытаний в аэродинамической трубе
METHOD FOR EXPERIMENTAL DETERMINATION OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF A MODEL DURING QUASI-STATIC TESTS IN A WIND TUNNEL

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов.
В работе (Д.В. Шуховцов «Бифуркации и катастрофы в аэродинамических характеристиках». - Журнал «Известия РАН. Механика жидкости и газа». Москва, 2013 г., №3, С. 70-76) показано, что на отрывных режимах обтекания могут иметь место скачкообразные изменения значений коэффициентов продольных аэродинамических характеристик летательных аппаратов (ЛА) (фиг. 1 Приложения). Скачкообразные переходы, как внезапный отклик системы на гладкое воздействие, являются предметом изучения теории катастроф, а сами переходы называются «катастрофами» (Тим Постон и Иэн Стюарт «Теория катастроф и ее приложения». - Издательство: «Мир», Москва, 1980 г., С. 115) или пороговыми нелинейностями (А.Т. Филиппов «Многоликий солитон». - Издательство: «Наука», Москва, 1990 г., С. 74-75). В этой же работе были приведены некоторые параметры, характеризующие «катастрофы». Так, показано, что резкое возникновение пикирующего момента модели маневренного самолета происходит в узком диапазоне углов атаки Δα=0.05 град за время ΔТ=0.1 сек. Также было установлено, что попадание балансировочного значения угла атаки в окрестность «катастрофы» приводит к возникновению динамической неустойчивости самолета с аттрактором типа предельный цикл. Кроме того, «допороговое» состояние объекта характеризуется нарастанием аэродинамической тряски, которая затем переходит в неустойчивость в виде «катастрофы», характеризующейся переходом объекта из одного стационарного состояния в другое. «Катастрофические» переходы так же были обнаружены и в боковых аэродинамических характеристиках (фиг. 2 Приложения). Таким образом, выявление «катастроф» в аэродинамических характеристиках является принципиально важной задачей, так как дает возможность летчику и системе управления адекватно реагировать на поведение ЛА.
Известен способ исследования аэродинамических характеристик при статических испытаниях объектов, который заключается в получении аэродинамических зависимостей при фиксированном шаге изменения углов атаки (скольжения) (Н.П. Ильяшенко, И.В. Колин, В.Г. Марков, В.Л. Суханов, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов «Влияние турбулентности потока аэродинамической трубы на характеристики гистерезиса в статических аэродинамических силах и моментах» - Журнал «Ученые записки ЦАГИ». Москва, 2008 г., том XXXIX, №3, С. 37).
В статических испытаниях временные зависимости получают на неподвижных объектах при заданных углах атаки (скольжения), а затем их осредняют (А.З. Тарасов, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов «Исследование временных зависимостей аэродинамических сил и моментов на больших углах атаки». - Журнал «Техника Воздушного Флота». Москва, 2000 г., том LXXIV, №1-2, С. 64). Таким образом, каждому углу атаки (скольжения) из выбранного диапазона соответствует математическое ожидание временного ряда аэродинамических коэффициентов.
Такой способ исследования имеет следующие недостатки:
1. Отсутствие важнейшей информации о поведении аэродинамических характеристик внутри шага изменения угла атаки (скольжения); например, в трубах АДТ Т-102,
Т-103 ЦАГИ минимальный шаг изменения угла атаки (скольжения) составляет 1 градус.
2. Отсутствие информации о появлении и динамике развития аэродинамической тряски по углам атаки (скольжения).
3. При записи данных на неподвижной модели в реализацию могут попасть различные переходные режимы из одного стационарного состояния в другое (Д.В. Шуховцов «Бифуркации и катастрофы в аэродинамических характеристиках». - Журнал «Известия РАН. Механика жидкости и газа». Москва, 2013 г., №3, С. 70-76), что приводит к некорректным результатам при обработке данных («катастрофа» «АВ» на фиг. 3 Приложения).
За прототип принят способ исследования аэродинамических характеристик объектов при непрерывном изменении углов атаки (скольжения) с постоянной угловой скоростью. Методика проведения такого рода испытаний дается, например, в работе (А.Н. Жук, К.А. Колинько, О.Л. Миатов, А.Н. Храбров «Исследование нелинейных аэродинамических характеристик при непрерывном движении треугольного крыла». - Москва: Журнал «Ученые Записки ЦАГИ». №1-2, том XXXV, 2004. С. 32-39). В работе в качестве объекта исследования использовалось треугольное крыло, которое перемещалось в потоке рабочей части аэродинамической трубы с постоянной угловой скоростью 3 град/с. Регистрацию экспериментальных данных осуществляли с частотой опроса 100 Гц при общем количестве точек, равным 3000. Дальнейшая обработка заключалась в фильтрации полученных экспериментальных данных фильтром Баттерворта нижних частот 6-го порядка с частотой среза 0.5 Гц. На фиг. 4 Приложения приведены результаты измерений нормальной силы Y треугольного крыла со стреловидностью 70 град, полученные при непрерывном изменении угла атаки.
Недостатки прототипа состоят в следующем:
1. Учитывая, что «катастрофические» переходы происходят в быстрой временной шкале, необходимо иметь высокую частоту опроса, а, следовательно, и большое количество собираемых точек временных реализаций. Выбранные же в прототипе значения частоты опроса и количество точек, равные соответственно 100 Гц и 3000 точек, явно недостаточны для проведения квазистатических испытаний.
2. Фильтрация полученных экспериментальных данных производилась с частотой среза фильтра равной 0.5 Гц; при такой низкой частоте среза сглаживаются все скачки, если они имеют место в аэродинамических характеристиках.
Задачей изобретения является разработка способа экспериментального определения аэродинамических характеристик при проведении квазистатических испытаний в аэродинамических трубах для определения топологии зависимостей аэродинамических характеристик с целью выявления «катастрофических переходов», а также динамики развития аэродинамической тряски по углам атаки и скольжения.
Технический результат заключается в нахождении положения особенностей в виде «катастрофических переходов» в аэродинамических характеристиках, а также в определении углов атаки и скольжения, при которых начинает появляться «допороговая» аэродинамическая тряска и ее развитие при увеличении этих углов.
Поставленная задача и технический результат достигаются тем, что в способе экспериментального определения аэродинамических характеристик модели при проведении квазистатических испытаний в аэродинамической трубе, включающем перемещение модели в потоке рабочей части аэродинамической трубы по углу атаки (скольжения), измерение мгновенных аэродинамических нагрузок, сбор экспериментальных данных и их фильтрование, сбор экспериментальных данных осуществляют с частотой опроса не менее 1000 Гц, фильтрование экспериментальных данных осуществляют с частотой среза 2-5 Гц, а также дополнительно на основании собранных экспериментальных данных определяют положение скачкообразных переходов в аэродинамических характеристиках, начало и развитие аэродинамической тряски по углам атаки и скольжения.
y
y
z
z
На фиг. 1 показаны статические аэродинамические характеристики c=c(α), m=m(α) треугольного крыла.
y
z
На фиг. 2 приведены квазистатические зависимости аэродинамических коэффициентов c, m треугольного крыла от угла атаки.
z
z
На фиг. 3 проиллюстрировано сравнение результатов квазистатических m=m(α) и динамических испытаний , полученных для треугольного крыла.
z
z
На фиг. 4 показано сравнение зависимостей , полученных в летных испытаниях магистрального самолета с результатами трубных квазистатических испытаний его модели m=m(α).
z
z
На фиг. 5 приведено сравнение квазистатической зависимости коэффициента момента тангажа m=m(α) с полетной характеристикой  при больших забросах на углы атаки в режиме «дача» рулей.
z
z
На фиг. 6 приведены квазистатическая m=m(α) и нестационарная  характеристики коэффициента момента, полученные при трубных испытаниях модели магистрального самолета.
Mz
На фиг. 7 показано сравнение среднеквадратических отклонений коэффициента момента тангажа σ по результатам испытаний модели в аэродинамической трубе (АДТ) и самолета в летных испытаниях (ЛИ).
Способ осуществляют следующим образом. Исследуемую модель устанавливают в рабочей части аэродинамической трубы на поддерживающем устройстве. Проводят измерения без потока. После выхода трубы на рабочий режим (устанавливают заданную скорость потока), с помощью привода осуществляют перемещение модели в потоке рабочей части аэродинамической трубы по углу атаки (скольжения) с постоянной угловой скоростью 0.5 град/с с начального угла до конечного и обратно. При этом одновременно с началом движения модели и до его окончания производят измерение мгновенных аэродинамических нагрузок, сбор экспериментальных данных с частотой опроса не менее 1000 Гц с показаний аэродинамических весов, датчика угла атаки (скольжения) и датчика давления. Далее собранные данные обрабатывают. Обработка включает получение из «сырых» данных размерных, аэродинамические нагрузки обезразмеривают, а затем фильтруют фильтром нижних частот Баттерворта 4-го порядка с частотой среза 2-5 Гц. Дополнительно на основании собранных экспериментальных данных определяют положение скачкообразных переходов в аэродинамических характеристиках, начало и развитие аэродинамической тряски.
Нижнюю границу частоты опроса (1000 Гц) выбирают, исходя из длительности скачкообразного перехода (ΔT≤0.1 сек). При длительности скачка ΔT=0.1 сек и частоте опроса 1000 Гц на пороговую нелинейность приходится 100 точек, что достаточно для корректного определения «катастрофы» в аэродинамических характеристиках. При меньших значениях частоты опроса, например, при 100 Гц (как указано в прототипе) количество точек, приходящихся на скачок, уменьшается до 10, что явно недостаточно для построения перехода в аэродинамических характеристиках. При скачкообразных переходах, возникающих в более быстрой временной шкале (за более короткий промежуток времени, чем 0.1 сек), частота опроса должна быть более высокой (≥1000 Гц).
Выбор указанного в способе диапазона частоты среза фильтра нижних частот (2-5 Гц) определяется из условий:
1. нижний предел диапазона частоты среза должен быть таким, чтобы не «вырезать» скачкообразный переход в аэродинамических характеристиках объекта, в прототипе (фиг. 3 Приложения) выбранная частота среза 0.5 Гц привела к сглаживанию участка в аэродинамических характеристиках, где наблюдается целый ряд «катастрофических» переходов;
2. верхний предел диапазона частоты среза выбирают таким образом, чтобы оставить в спектральном составе аэроупругие частоты в квазистатических аэродинамических зависимостях для оценки начала и развития аэродинамической тряски.
y
y
z
z
y
y
z
z
В качестве примера, на фиг. 1 и 2 представлены, соответственно, продольные статические и квазистатические аэродинамические зависимости от угла атаки, полученные для того же треугольного крыла, что и в прототипе. Конечный шаг изменения угла атаки не дает возможности полного представления о поведении статических зависимостей c=c(α), m=m(α) (фиг. 1), тогда как в квазистатических зависимостях c=c(α), m=m(α) (фиг. 2) виден целый ряд «катастрофических» переходов (один скачок в окрестности α=47 град, два скачкообразных перехода в окрестности α=48 град, далее при α=50 и 51 град). Присутствие «катастроф» хорошо видно и в динамических зависимостях, полученных при гармонических колебаниях треугольного крыла в окрестности «катастрофических» углов атаки (фиг. 3). Видно, что на этих углах атаки динамические петли имеют практически вертикальные боковые границы. На фиг. 3 показаны три петли, две из которых вынесены вправо от «квазистатики», чтобы не загромождать график. Также из графиков на фиг. 3 хорошо видно, что на угле атаки α=38 град появляется «допороговая» аэродинамическая тряска, амплитуда которой увеличивается с увеличением углов атаки.
z
z
z
z
Технический результат подтверждается тем, что пороговые нелинейности, обнаруженные в аэродинамических характеристиках при трубных испытаниях модели, также были обнаружены и в аэродинамических характеристиках реальных самолетов при проведении летных испытаний (В.Г. Марков, С.В. Свергун, Т.И. Трифонова, Ю.Ф. Шелюхин, Д.В. Шуховцов «Математическое моделирование продольных нестационарных аэродинамических характеристик регионального самолета на больших углах атаки». - Материалы XXVI Научно-Технической Конференции по Аэродинамике 26-27 февраля 2015 г. в п. Володарского, С. 162-163). На фиг. 4 показаны графики зависимости коэффициента момента тангажа от угла атаки, полученные в летных испытаниях магистрального самолета при реализации режима «дача» и квазистатическая зависимость коэффициента момента тангажа от угла атаки, полученная в трубных испытаниях его модели. Видно, что на угле атаки α=13 град в обеих зависимостях имеет место «катастрофический» переход из одного стационарного состояния в другое. На фиг. 5 в режиме «дача» осуществлен «заброс» на больший угол атаки 14.5 град. Видно, что при прямом ходе изменения угла атаки реализуется скачкообразный переход на нижнюю ветвь зависимости m=m(α), при обратном ходе реализуются два «катастрофических» перехода. На фиг. 6 показаны квазистатическая и динамическая зависимости m=m(α), полученные в аэродинамической трубе. Видно, что динамические петли, полученные в трубных испытаниях, повторяют динамические петли, полученные в летных испытаниях.
Технический результат также подтверждается тем, что начало и развитие аэродинамической тряски по углам атаки, полученной в трубных испытаниях модели, согласуются с данными, полученными в полете реального самолета.
z
Mz
На фиг. 7 приведено сравнение результатов исследований аэродинамической тряски модели в аэродинамической трубе, проведенных по оценке интенсивности колебаний коэффициента аэродинамического момента тангажа m относительно среднего значения (среднеквадратического отклонения σ), с результатами испытаний самолета в полете, полученных на основании обработки результатов летных записей (А.З. Тарасов, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов «Исследование временных зависимостей аэродинамических сил и моментов на больших углах атаки». - Журнал «Техника Воздушного Флота». Москва, 2000 г., том LXXIV, №1-2, С. 64-65). Из фиг. 7 видно, что имеет место совпадение по углу атаки начала и развития аэродинамической тряски до угла атаки α=15 град.
Способ экспериментального определения аэродинамических характеристик при проведении квазистатических испытаний будет широко применяться в аэродинамических трубах для экспериментального исследования нелинейной аэродинамики объектов.