Aerodynamika HALE: Testy przy niskich liczbach Reynoldsa

Statek powietrzny klasy HALE może mieć rozpiętość skrzydeł większą niż Boeing 747, a mimo to latać w reżimie aerodynamicznym zbliżonym bardziej do dużego modelu szybowca niż do samolotu pasażerskiego. Powodem jest wysokość, a nie rozmiar: gęstość powietrza na wysokości 20 km wynosi znacznie poniżej jednej dziesiątej wartości na poziomie morza, a liczba Reynoldsa skaluje się wprost proporcjonalnie do gęstości. Duże, wolne, cienkie skrzydło na skraju stratosfery podlega tym samym prawom fizyki dla niskich liczb Reynoldsa, co małe skrzydło na poziomie morza — po prostu dotarło tam zupełnie inną drogą.

1. Statek powietrzny, który stanowi konkretny przykład

Prototyp Helios agencji NASA, opracowany przez AeroVironment w ramach programu ERAST, jest tego najwyraźniejszym udokumentowanym przykładem. Jego oficjalne parametry techniczne to: rozpiętość skrzydeł 247 stóp (75,3 m) , cięciwa 8 stóp , wydłużenie płata 30,9 do 1 , grubość skrzydła wynosząca zaledwie 12% długości cięciwy oraz maksymalne obciążenie powierzchni nośnej wynoszące zaledwie 0,81 funta na stopę kwadratową . Prędkość przelotowa na małej wysokości wynosiła od 19 do 27 mph — czyli tyle, co prędkość roweru. 13 sierpnia 2001 roku osiągnął on wysokość 96 863 stóp , ustanawiając rekord świata w długotrwałym locie poziomym dla statków powietrznych ze stałym płatem, przy założeniu projektowym operowania na wysokości do 100 000 stóp.

Każda z tych wartości — ogromne wydłużenie płata, cienkie jak papier skrzydło, niemal zerowe obciążenie powierzchni nośnej, prędkość przelotowa roweru — jest bezpośrednią konsekwencją projektowania z myślą o ekstremalnych wysokościach, a nie ekstremalnych prędkościach. Nawet śmigła Heliosa zostały zbudowane specjalnie w tym celu: dwułopatowe jednostki o szerokiej cięciwie i średnicy 79 cali o konstrukcji zapewniającej przepływ laminarny, zaprojektowane specjalnie pod kątem wydajności na dużych wysokościach .

2. Co tak naprawdę dzieje się z profilem aerodynamicznym przy niskiej liczbie Reynoldsa

Przy liczbach Reynoldsa typowych dla przekrojów śmigieł i skrzydeł statków powietrznych HALE — powszechnie podawanych w przedziale od 10⁴ do 10⁶ — warstwa przyścienna zachowuje się fundamentalnie inaczej niż w przypadku przepływu o wysokiej liczbie Re, na którym opiera się większość intuicyjnych założeń dotyczących profili aerodynamicznych. Udokumentowane badania w tunelu aerodynamicznym przy niskich liczbach Reynoldsa wyraźnie ukazują ten mechanizm: przepływ laminarny odrywa się od powierzchni pod wpływem niekorzystnego gradientu ciśnienia, zanim zdąży przejść w przepływ turbulentny. Oderwana warstwa ścinania przechodzi następnie w stan turbulentny w powietrzu, a jeśli ponownie przylgnie w dalszej części, tworzy pęcherzyk oderwania laminarnego (LSB) — obszar recyrkulującego, w dużej mierze stojącego przepływu, ograniczony liniami oderwania i ponownego przylgnięcia, które są bezpośrednio widoczne w wizualizacji przepływu oleju na powierzchni.

Konsekwencje tego zjawiska są bardzo wyraźne: opór ciśnieniowy generowany nad pęcherzykiem oderwania jest główną przyczyną pogorszenia doskonałości aerodynamicznej przy niskich liczbach Reynoldsa i może pojawić się lub gwałtownie nasilić wraz ze spadkiem liczby Reynoldsa — dokładnie w tym kierunku, w którym wysokość popycha konstrukcje HALE.

3. Dlaczego wymaga to specyficznego rodzaju tunelu aerodynamicznego

Ponieważ zachowanie profilu aerodynamicznego przy niskiej liczbie Reynoldsa jest zdeterminowane przez laminarną warstwę przyścienną, intensywność turbulencji w sekcji testowej musi być na tyle niska, aby sama nie wywołała wczesnego przejścia — w przeciwnym razie tunel aerodynamiczny bada inną, sztucznie „zaburzoną” warstwę przyścienną niż ta, z którą statek powietrzny faktycznie się spotka. Udokumentowana praktyka w obiektach zbudowanych specjalnie do tego reżimu osiąga intensywność turbulencji poniżej 0,1%, co jest weryfikowane za pomocą termoanemometrii, wraz z jednorodnością kąta przepływu w granicach około ±0,1° oraz jednorodnością ciśnienia dynamicznego w granicach ±0,5% w całym przekroju roboczym.

Praktyczne implikacje dla programu HALE: model musi być zwymiarowany, a tunel uruchomiony z prędkością, która odtwarza liczbę Reynoldsa w locie , a nie prędkość lotu. Model badany „zbyt szybko” w stosunku do swoich rozmiarów znajduje się w warunkach wyższej liczby Reynoldsa niż ta, z którą rzeczywisty statek powietrzny kiedykolwiek spotka się na dużej wysokości, a pęcherzyk oderwania — czyli dokładnie to zjawisko, które test ma scharakteryzować — przemieszcza się lub znika.

4. Co musi uwzględniać kampania testowa odpowiednia dla statków HALE

Wizualizacja przepływu na powierzchni , a nie tylko dane o siłach. Wizualizacja olejowa lub jej odpowiednik bezpośrednio ukazuje linie oderwania laminarnego, przejścia i ponownego przylgnięcia, które definiują pęcherzyk — są to dane, których sama waga aerodynamiczna nie jest w stanie dostarczyć.
Rzeczywiste pomiary w pełnym zakresie niskich liczb Reynoldsa , przeprowadzane przy rzeczywistej liczbie Reynoldsa odpowiadającej wysokości dla danego profilu misji, a nie ekstrapolowane z danych dla wyższych wartości Re.
Opór mierzony poprzez badanie śladu aerodynamicznego, a nie tylko za pomocą wagi , ponieważ opór profilowy przy tych liczbach Reynoldsa jest niewielki w stosunku do siły nośnej i lepiej określa się go za pomocą metod deficytu pędu w śladzie aerodynamicznym.
Zwrócenie szczególnej uwagi na zachowanie klap i powierzchni sterowych przy niskim Re — wychylone powierzchnie sterowe wykazują drastyczny wzrost oporu i spadek skuteczności przy niskich liczbach Reynoldsa w porównaniu z tą samą geometrią przy wyższym Re, co jest wynikiem, którego nie da się łatwo ekstrapolować z testów przy wyższych prędkościach.

5. Pięć błędów, które obserwujemy

Wymiarowanie modelu dla wygody, a nie pod kątem docelowej liczby Reynoldsa. Model zbudowany w „ładnej” skali może całkowicie rozminąć się z odpowiednim Re, testując inny reżim przepływu niż ten, który ma znaczenie.
Uruchamianie tunelu z prędkością optymalną dla wagi aerodynamicznej, a nie dla liczby Reynoldsa wymaganej przez misję. Przy niskim Re to fizyka — a nie wygoda oprzyrządowania — musi wyznaczać punkt testowy.
Traktowanie intensywności turbulencji w tunelu jako błędu zaokrąglenia. W tym reżimie Reynoldsa turbulencja o ułamek procenta wyższa niż wymagana może przedwcześnie zaburzyć warstwę przyścienną i zlikwidować pęcherzyk oderwania, który test miał scharakteryzować.
Pomijanie wizualizacji przepływu, ponieważ dane o siłach „wyglądają czysto”. Dobrze wyglądająca biegunowa aerodynamiczna wciąż może ukrywać pęcherzyk oderwania w niewłaściwym miejscu; to właśnie dzięki wizualizacji można się o tym dowiedzieć.
Ekstrapolacja danych dotyczących powierzchni sterowych z testów przy wyższej liczbie Reynoldsa. Skuteczność klap i steru wysokości przy niskim Re nie skaluje się w taki sam sposób, jak przy liczbach Reynoldsa dla konwencjonalnych statków powietrznych.

6. Co to oznacza dla Twojego programu

Podaj nam docelową wysokość i profil misji , a my zwymiarujemy model i ustalimy testową liczbę Reynoldsa, która odtworzy rzeczywisty reżim przepływu, w jakim będzie latał Twój statek powietrzny — a nie ten, który akurat pasuje do dogodnej prędkości w tunelu. Powiązane lektury: nasz główny artykuł na temat

[Article not found: long-range-fixed-wing-uas-wind-tunnel-testing]

oraz

[Article not found: hale-aeroelasticity-gust-response-wind-tunnel-testing]

dla tej samej klasy statków powietrznych.

Źródła i uwagi

Parametry techniczne prototypu Helios (rozpiętość skrzydeł 247 stóp, cięciwa 8 stóp, wydłużenie płata 30,9:1, grubość skrzydła 12% cięciwy, maksymalne obciążenie powierzchni nośnej 0,81 funta/st. kw., prędkość przelotowa 19–27 mph, rekord wysokości 96 863 stóp z 13 sierpnia 2001 r., cel projektowy 100 000 stóp, konstrukcja śmigła o przepływie laminarnym dla wydajności na dużych wysokościach): NASA Dryden Flight Research Center, "Helios Prototype: The forerunner of 21st century solar-powered 'atmospheric satellites'," FS-2002-08-068 DFRC.
Mechanizm pęcherzyka oderwania laminarnego (oderwanie laminarne przed przejściem, przejście w swobodnej warstwie ścinania, ponowne przylgnięcie turbulentne, opór ciśnieniowy jako główna przyczyna pogorszenia doskonałości aerodynamicznej przy niskich liczbach Reynoldsa), metodologia wizualizacji przepływu oleju na powierzchni oraz standardy jakości przepływu w sekcji testowej przy niskich liczbach Reynoldsa (intensywność turbulencji poniżej 0,1%, kąt przepływu w granicach ±0,1°, jednorodność ciśnienia dynamicznego w granicach ±0,5%): Selig, M.S., Deters, R.W., Williamson, G.A., "Wind Tunnel Testing Airfoils at Low Reynolds Numbers," AIAA 2011-875, 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2011, testowane w poddźwiękowym tunelu aerodynamicznym o niskiej turbulencji na University of Illinois at Urbana-Champaign w zakresie liczb Reynoldsa od 40 000 do 500 000 i zweryfikowane z danymi z tunelu ciśnieniowego o niskiej turbulencji NASA Langley.
Zmniejszona skuteczność klap i powierzchni sterowych przy drastycznie zwiększonym oporze przy dużych wychyleniach przy niskiej liczbie Reynoldsa: to samo źródło, wyniki dla profilu aerodynamicznego AG455ct z klapą o cięciwie 30%.
Przekroje śmigieł i skrzydeł HALE pracujące w zakresie liczb Reynoldsa 10⁴–10⁶ oraz statki powietrzne i śmigła operujące na dużych wysokościach jako obszar zastosowań aerodynamiki niskich liczb Reynoldsa są w dużej mierze zgodne z literaturą dotyczącą aerodynamiki niskich liczb Reynoldsa, na którą powołują się wyżej wymienieni Selig, Deters i Williamson.
Wytyczne dotyczące wymiarowania modelu i warunków testowych (dopasowanie liczby Reynoldsa w locie, a nie prędkości lotu) stanowią praktykę inżynierską firmy TunnelTech, spójną z naszym opublikowanym artykułem na temat wymiarowania tunelu aerodynamicznego do testowania bezzałogowych statków powietrznych (UAV).

Aerodynamika statków powietrznych HALE na dużych wysokościach: niskie liczby Reynoldsa i rzadkie powietrze