Аеродинаміка HALE: Випробування при низьких числах Рейнольдса

Літальний апарат класу HALE може мати розмах крила більший, ніж у Boeing 747, але при цьому літати в аеродинамічному режимі, який ближчий до великої моделі планера, ніж до реактивного лайнера. Причина полягає у висоті, а не в розмірі: щільність повітря на висоті 20 км становить менше десятої частини від щільності на рівні моря, а число Рейнольдса прямо пропорційне щільності. Велике, повільне, тонке крило на межі стратосфери опиняється в тих самих фізичних умовах низьких чисел Рейнольдса, що й мале крило на рівні моря — воно просто прийшло до цього зовсім іншим шляхом.

1. Літальний апарат, який є наочним прикладом

Прототип Helios від NASA, розроблений компанією AeroVironment у рамках програми ERAST, є найяскравішою ілюстрацією цього явища в історії. Його офіційні характеристики: розмах крила 247 футів (75,3 м) , хорда 8 футів (2,4 м) , подовження крила 30,9 до 1 , товщина крила лише 12% від хорди , а максимальне питоме навантаження на крило — всього 0,81 фунта на квадратний фут . Крейсерська швидкість на малій висоті становила від 19 до 27 миль/год — швидкість велосипеда. 13 серпня 2001 року він досяг висоти 96 863 фути , що стало світовим рекордом для тривалого горизонтального польоту крилатого літального апарата, при цьому проєктна мета передбачала експлуатацію на висоті до 100 000 футів.

Кожен із цих показників — величезне подовження, тонке як папір крило, майже нульове навантаження на крило, крейсерська швидкість велосипеда — є прямим наслідком проєктування для екстремальної висоти, а не для екстремальної швидкості. Навіть пропелери Helios були створені спеціально для цього: дволопатеві, з широкою хордою, діаметром 79 дюймів, з ламінарним профілем, розробленим спеціально для забезпечення ефективності на великій висоті .

2. Що насправді відбувається з аеродинамічним профілем при низьких числах Рейнольдса

При числах Рейнольдса, типових для пропелерів та перерізів крила апаратів HALE — зазвичай у діапазоні від 10⁴ до 10⁶ — прикордонний шар поводиться принципово інакше, ніж у потоках з високими числами Re, на яких базується більшість інтуїтивних уявлень про аеродинамічні профілі. Задокументовані випробування в аеродинамічній трубі при низьких числах Рейнольдса чітко демонструють цей механізм: ламінарний потік відривається від поверхні під дією несприятливого градієнта тиску ще до того, як він встигає перейти в турбулентний. Відірваний зсувний шар потім здійснює перехід у повітрі, і якщо він знову приєднується нижче за течією, утворюється ламінарний відривний міхур (LSB) — область рециркуляційного, переважно застійного потоку, обмежена лініями відриву та приєднання, які можна безпосередньо побачити під час візуалізації потоку за допомогою масляної плівки на поверхні.

Наслідки цього досить відчутні: опір тиску, що виникає над відривним міхуром, є головною причиною погіршення аеродинамічної якості при низьких числах Рейнольдса, і він може з'являтися або різко посилюватися зі зниженням числа Рейнольдса — саме в тому напрямку, куди висота штовхає конструкцію HALE.

3. Чому для цього потрібна особлива аеродинамічна труба

Оскільки поведінка аеродинамічного профілю при низьких числах Рейнольдса визначається ламінарним прикордонним шаром, інтенсивність турбулентності у випробувальній секції має бути достатньо низькою, щоб вона сама не спровокувала ранній перехід — інакше в аеродинамічній трубі випробовуватиметься інший, штучно «збуджений» прикордонний шар, а не той, з яким літальний апарат зіткнеться в реальності. Задокументована практика на установках, спеціально побудованих для цього режиму, досягає інтенсивності турбулентності нижче 0,1%, що підтверджується термоанемометрією, разом із рівномірністю кута потоку в межах приблизно ±0,1° та рівномірністю динамічного тиску в межах ±0,5% по всьому робочому перерізу.

Практичний наслідок для програми HALE: розмір моделі та швидкість потоку в аеродинамічній трубі мають бути підібрані так, щоб відтворити польотне число Рейнольдса , а не швидкість польоту. Модель, яку випробовують «занадто швидко» для її розміру, перебуває при вищому числі Рейнольдса, ніж реальний літальний апарат коли-небудь зустріне на висоті, і відривний міхур — саме та особливість, для дослідження якої проводиться тест, — зміщується або зникає.

4. Що має фіксувати кампанія випробувань, релевантна для HALE

Візуалізація потоку на поверхні , а не лише дані про сили. Візуалізація за допомогою масляної плівки або її аналогів безпосередньо показує лінії ламінарного відриву, переходу та приєднання, які визначають міхур — дані, які самі по собі аеродинамічні ваги надати не можуть.
Справжнє сканування при низьких числах Рейнольдса , проведене при фактичному числі Рейнольдса, еквівалентному висоті для профілю місії, а не екстрапольоване з даних для вищих значень Re.
Вимірювання опору шляхом дослідження аеродинамічного сліду, а не лише за допомогою ваг , оскільки профільний опір при таких числах Рейнольдса є невеликим порівняно з підйомною силою і краще визначається за допомогою методів дефіциту імпульсу в аеродинамічному сліді.
Особлива увага до поведінки закрилків та поверхонь керування саме при низьких Re — відхилені поверхні керування демонструють різке збільшення опору та зниження ефективності при низьких числах Рейнольдса порівняно з тією ж геометрією при вищих Re, і цей результат неможливо точно екстраполювати з випробувань на вищих швидкостях.

5. П'ять помилок, які ми спостерігаємо

Вибір розміру моделі з міркувань зручності, а не за цільовим числом Рейнольдса. Модель, побудована в «зручному» масштабі, може опинитися в абсолютно неправильному діапазоні Re, випробовуючи інший режим потоку, ніж той, що має значення.
Запуск аеродинамічної труби на швидкості, яка підходить для ваг, а не при числі Рейнольдса, необхідному для місії. При низьких Re саме фізика, а не комфорт роботи вимірювальних приладів, має визначати точку випробування.
Ставлення до інтенсивності турбулентності в аеродинамічній трубі як до похибки округлення. У цьому режимі Рейнольдса турбулентність, що перевищує необхідну лише на частку відсотка, може передчасно збудити прикордонний шар і знищити відривний міхур, який мав бути досліджений під час тесту.
Відмова від візуалізації потоку через те, що дані про сили «виглядають чистими». Поляра, що виглядає чистою, все одно може приховувати відривний міхур у неправильному місці; візуалізація — це спосіб дізнатися про це.
Екстраполяція даних поверхонь керування з випробувань при вищих числах Рейнольдса. Ефективність закрилків та керма висоти при низьких Re не масштабується так само, як при числах Рейнольдса для звичайних літаків.

6. Що це означає для вашої програми

Повідомте нам вашу цільову висоту та профіль місії , і ми підберемо розмір моделі та встановимо випробувальне число Рейнольдса, яке відтворить фактичний режим потоку, в якому літатиме ваш апарат, а не той, що просто підходить для зручної швидкості в аеродинамічній трубі. Пов'язані матеріали: наша оглядова стаття про

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

, а також

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

для того ж класу літальних апаратів.

Джерела та примітки

Характеристики прототипу Helios (розмах крила 247 футів, хорда 8 футів, подовження крила 30,9:1, товщина крила 12% від хорди, максимальне питоме навантаження на крило 0,81 фунта/кв. фут, крейсерська швидкість 19–27 миль/год, рекорд висоти 96 863 фути 13 серпня 2001 року, проєктна мета 100 000 футів, конструкція пропелера з ламінарним профілем для ефективності на великій висоті): NASA Dryden Flight Research Center, "Helios Prototype: The forerunner of 21st century solar-powered 'atmospheric satellites'," FS-2002-08-068 DFRC.
Механізм ламінарного відривного міхура (ламінарний відрив до переходу, перехід у вільному зсувному шарі, турбулентне приєднання, опір тиску як головна причина погіршення аеродинамічної якості при низьких числах Рейнольдса), методологія візуалізації потоку на поверхні за допомогою масляної плівки та стандарти якості потоку у випробувальній секції при низьких числах Рейнольдса (інтенсивність турбулентності нижче 0,1%, кут потоку в межах ±0,1°, рівномірність динамічного тиску в межах ±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, випробувано в низькотурбулентній дозвуковій аеродинамічній трубі Іллінойського університету в Урбана-Шампейн у діапазоні чисел Рейнольдса від 40 000 до 500 000 та перевірено за даними низькотурбулентної аеродинамічної труби під тиском NASA Langley.
Зниження ефективності закрилків та поверхонь керування з різким збільшенням опору при великих відхиленнях при низьких числах Рейнольдса: те саме джерело, результати для аеродинамічного профілю AG455ct із закрилком 30% хорди.
Перерізи пропелерів та крил HALE, що працюють у діапазоні чисел Рейнольдса 10⁴–10⁶, а також висотні літальні апарати та пропелери як сфера застосування аеродинаміки низьких чисел Рейнольдса, загалом узгоджуються з літературою з аеродинаміки низьких чисел Рейнольдса, на яку посилаються Селіг, Детерс та Вільямсон вище.
Рекомендації щодо вибору розміру моделі та умов випробувань (відповідність польотному числу Рейнольдса, а не швидкості польоту) є інженерною практикою TunnelTech, що узгоджується з нашою опублікованою статтею про вибір розміру аеродинамічної труби для випробувань БПЛА.

Аеродинаміка висотних апаратів HALE: низькі числа Рейнольдса та розріджене повітря