modelowanie zrzutu podwieszeń w tunelowych badaniach

MODELOWANIE INŻYNIERSKIE
40, s. 133-146, Gliwice 2010
ISSN 1896-771X
MODELOWANIE ZRZUTU PODWIESZEŃ
W TUNELOWYCH BADANIACH AERODYNAMICZNYCH
ANDRZEJ KRZYSIAK
Instytut Lotnictwa
e-mail: [email protected]
W celu zapewnienia bezpieczeństwa zrzutu podwieszeń z samolotów, zanim
zostaną one wykonane w warunkach rzeczywistych, dokonuje się symulacji
numerycznej i eksperymentalnej trajektorii lotu takiego podwieszenia po jego
odejściu od nosiciela. Podstawowym zagadnieniem, jakie musi być zrealizowane
przy modelowaniu zrzutu podwieszeń w eksperymentalnych badaniach
aerodynamicznych, jest zapewnienie takich warunków zrzutu podwieszenia
w tunelu aerodynamicznym, aby trajektoria lotu zrzucanego modelu podwieszenia
była w możliwie jak największym stopniu zbliżona do rzeczywistości.
W referacie przedstawiono podstawowe warunki podobieństwa, jakie muszą być
zachowane, pomiędzy zrzutem rzeczywistym a modelowanym w zakresie
wielkości i kierunku działania sił i momentów aerodynamicznych oraz sił
masowych działających na podwieszenie. Ponadto zaprezentowano przykładowe
wyniki badań zrzutu podwieszeń wykonane w tunelu aerodynamicznym dużych
prędkości Instytutu Lotnictwa
1. WSTĘP
Samoloty oraz śmigłowce używane do akcji bojowych lub patrolowych wyposażone są
często w różnego rodzaju podwieszenia (zasobniki, bomby, rakiety, zbiorniki, itp.)
umieszczone na belkach pod skrzydłem lub też pod kadłubem (rys. 1).
Rys. 1. Samolot F-4 Phantom II z podwieszeniami
134
A. KRZYSIAK
W trakcie realizacji zadań bojowych lub w sytuacjach awaryjnych zachodzi konieczność
zrzutu tych podwieszeń. Zrzut takiego podwieszenia nie może zagrażać bezpieczeństwu
nosiciela, tzn. zrzucany obiekt musi w każdej fazie swojego lotu być dostatecznie daleko od
nosiciela, aby nie występowało zagrożenie kolizją. Historia lotnictwa zna szereg przypadków,
w których zrzucane podwieszenie, uderzając po zrzucie w nosiciela lub inny samolot
znajdujący się w pobliżu nosiciela, powodowało jego uszkodzenie lub nawet katastrofę.
Z tych też powodów przed wykonaniem zrzutu podwieszeń z rzeczywistego obiektu dokonuje
się numerycznych i eksperymentalnych badań
trajektorii lotu takiego podwieszenia
w szczególności w bezpośrednim sąsiedztwie nosiciela. W przypadku stwierdzenia
prawdopodobieństwa wystąpienia kolizji, na belce utrzymującej podwieszenie montuje się
urządzenie
wymuszające
szybsze
odejście
podwieszenia
od
belki
(np. „piro-popychacz”).
2. ZASADY MODELOWANIA ZRZUTÓW W TUNELACH AERODYNAMICZNYCH
Wszystkie rodzaje tunelowych badań zjawisk niestacjonarnych, w tym zwłaszcza
modelowanie zrzutu podwieszeń, nastręczają znacznie więcej trudności (i to zarówno
technicznych jak i merytorycznych) niż pomiary wykonane w warunkach stacjonarnych. I tak,
w modelowych badaniach zrzutu podwieszeń już sama konstrukcja tunelu aerodynamicznego
wprowadza istotne ograniczenia co do możliwości odwzorowania warunków rzeczywistych.
Większość bowiem tuneli aerodynamicznych użytkowanych obecnie na świecie (w tym
wszystkie istniejące w Instytucie Lotnictwa) wyposażone są w komory lub przestrzenie
pomiarowe, w których przepływ powietrza odbywa się w kierunku poziomym, a więc
prostopadle do kierunku działania sił grawitacyjnych. Taka konstrukcja tuneli ogranicza
możliwości odwzorowania w warunkach tunelowych rzeczywistego zrzutu podwieszeń tylko
do przypadku, gdy taki zrzut odbywa się w trakcie ustalonego lotu poziomego nosiciela.
Istnieją oczywiście tunele aerodynamiczne, w których można zmieniać położenie komory
pomiarowej względem Ziemi (np. tunele do badań korkociągowych), lecz autorowi nie są
znane przypadki wykorzystania tego typu obiektów do badań zrzutu podwieszeń.
Z przedstawionych powyżej powodów modelowanie zrzutu podwieszenia z samolotu
znajdującego się w warunkach, których nie można modelować w tunelu aerodynamicznym
np. w locie nurkowym lub też w trakcie wykonywania określonych manewrów, przeprowadza
się metodą symulacji numerycznej. W modelowaniu numerycznym wykorzystuje się
oczywiście wyniki modelowych badań zrzutu podwieszeń przeprowadzonych w tunelach
aerodynamicznych dla warunków lotu ustalonego.
Podstawowe zadanie, jakie ma być zrealizowane w tunelowych badaniach zrzutu
podwieszeń, polega na zapewnieniu takich warunków modelowania, aby trajektoria lotu
zrzucanego modelu podwieszenia (a więc jego kolejne położenia po odejściu od nosiciela)
była w możliwie jak największym stopniu zbliżona do rzeczywistości. Wymaga to
zachowania w każdej fazie zrzutu warunków podobieństwa (pomiędzy warunkami
rzeczywistymi i tunelowymi) w zakresie wielkości i kierunku działania na podwieszenie sił
i momentów aerodynamicznych oraz podobieństwa w zakresie mas i momentów
bezwładności tych podwieszeń, a także odpowiednich relacji pomiędzy siłami
aerodynamicznymi a siłami masowymi.
Warunkiem zachowania podobieństwa pomiędzy warunkami rzeczywistymi i tunelowymi
w zakresie działania sił i momentów aerodynamicznych jest zachowanie podobieństwa
przepływów (z uwzględnieniem lepkości, ściśliwości i sił grawitacyjnych), a więc
i podobieństwa geometrycznego opływanych ciał (zarówno samolotu jak i podwieszenia).
MODELOWANIE ZRZUTU PODWIESZEŃ W TUNELOWYCH…
135
Dynamiczne podobieństwo przepływów (z punktu widzenia modelowania zrzutu
podwieszeń) jest zachowane, gdy przedstawione poniżej liczby podobieństwa są identyczne
w przepływie rzeczywistym i modelowanym.
1° liczby Reynoldsa (Re):
æ l × V¥
çç
è g
ö
æ l × V¥
÷÷ = çç
øR è g
ö
÷÷ ,
øT
(1)
2° liczby Macha (M):
ö
æV ö
÷÷ = çç ¥ ÷÷ ,
ø R è a¥ øT
(2)
æ V¥2 ö
æ V¥2 ö
çç
÷÷ = ç
÷÷ ,
ç
è l × g ø R è l × g øT
(3)
æ V¥ × t ö
æV ×t ö
ç
÷ =ç ¥ ÷ ,
è l ø R è l øT
(4)
æ V¥
çç
è a¥
3° liczby Froude`a (Fr):
4° liczby Strouhala (Str):
gdzie:
a¥ [m/s]
g [m/s2]
l [m]
t [s]
V ¥ [m/s]
n [m2/s]
( )R
( )T
- prędkość dźwięku w przepływie niezakłóconym,
- przyspieszenie ziemskie,
- długość charakterystyczna,
- okres drgań,
- prędkość przepływu niezakłóconego,
- lepkość kinematyczna,
- wielkości odniesione do warunków rzeczywistych,
- wielkości odniesione do warunków tunelowych.
Warunek podobieństwa geometrycznego opływanych ciał w warunkach rzeczywistych
i tunelowych można wyrazić następującą zależnością:
gdzie: l - skala modelu.
lR
=l,
lT
(5)
Warunkiem zachowania podobieństwa w zakresie sił masowych działających na
podwieszenie jest dobór odpowiedniej masy modelu oraz rozkładu mas w tym modelu
(momentów bezwładności). Rozpatrując to zagadnienie, należy zauważyć, że w tunelach
aerodynamicznych nie ma możliwości wpływu na efekt działania pola grawitacyjnego,
a przyspieszenie grawitacyjne ma taką samą wartość zarówno w warunkach tunelowych jak
i rzeczywistych. Tak więc, aby zachować podobieństwo pomiędzy trajektoriami lotu
zrzucanego podwieszenia w warunkach tunelowych oraz rzeczywistych, musi być spełniony
136
A. KRZYSIAK
warunek, że składowa przyspieszenia działającego na podwieszenie, a pochodząca od sił
aerodynamicznych, ma taką samą wartość, kierunek i punkt przyłożenia w obu tych
przypadkach. Innymi słowy, stosunek sił aerodynamicznych do sił ciężkości musi być
jednakowy w warunkach rzeczywistych i tunelowych, jak również jednakowy musi być
kierunek działania sił aerodynamicznych w obu przypadkach oraz punkt ich przyłożenia. Tak
jak wspomniano wcześniej, warunek, aby kierunek działania sił grawitacyjnych w tunelu
i w rzeczywistości był jednakowy, jest spełniony niejako automatycznie. Tak więc można
zapisać, że:
æ F ö
æ Fa ö
÷÷ = çç a ÷÷ ,
çç
è m × g ø R è m × g øT
(6)
gdzie:
Fa [N] - siła aerodynamiczna działająca na podwieszenie,
m [kg] - masa podwieszenia.
Jak można zauważyć, spełnienie równocześnie wszystkich przedstawionych powyżej
warunków niezbędnych do prawidłowego modelowania zrzutu podwieszeń jest w warunkach
tunelowych praktycznie niemożliwe. Dotyczy to zachowania równocześnie wszystkich liczb
podobieństwa. Wprawdzie teoretycznie można rozważać równoczesne zachowanie
w warunkach tunelowych liczby Macha oraz liczby Froude`a, bądź to poprzez skalowanie
prędkości dźwięku w tunelu aerodynamicznym (wtedy a¥T = a¥R l - co można uzyskać
poprzez obniżenie temperatury spiętrzenia), bądź też poprzez sztuczne zwiększenie wartości
przyspieszenia grawitacyjnego (przez wytworzenie odpowiedniego pola magnetycznego).
Jednak w warunkach tunelowych metody te są trudne do realizacji ze względów
technicznych.
Dodatkowym istotnym ograniczeniem możliwości modelowania zrzutu podwieszeń
w tunelach aerodynamicznych są trudności techniczne związane z wykonawstwem modeli do
tych badań. Badane modele podwieszeń muszą bowiem spełniać zarówno przedstawione
powyżej wymagania w zakresie ciężaru, momentu bezwładności i położenia środka ciężkości
jak i wymagania w zakresie trwałości w czasie badań eksperymentalnych.
Ponieważ, tak jak to już wspomniano wcześniej, równoczesne spełnienie wszystkich
warunków niezbędnych do prawidłowego modelowania zrzutu podwieszeń jest praktycznie
niemożliwe, dlatego w praktyce tunelowej stosuje się uproszczone zasady modelowania.
Uproszczenia te polegają na tym, że nie zachowuje się tych warunków podobieństwa, których
niedotrzymanie nie wpływa znacząco na wyniki badań.
Na podstawie literatury [7, 13, 16] można stwierdzić, że w tunelach aerodynamicznych na
świecie stosuje się najczęściej tylko dwie metody modelowania zrzutu podwieszeń,
tj. modelowanie "lekkie" (zwane także modelowaniem z zachowaniem liczby Froude`a) oraz
modelowanie "ciężkie" (z zachowaniem liczby Macha). Nazwy tych metod modelowania
związane są z wielkością masy badanych modeli wykonanych według przedstawionych
poniżej zasad modelowania.
2.1 Modelowanie "lekkie"
Metoda modelowania "lekkiego" stosowana jest w tych przypadkach, gdy modelowany
jest zrzut podwieszenia odbywający się w warunkach odpowiadających niższym, tj.
podkrytycznym liczbom Macha.
MODELOWANIE ZRZUTU PODWIESZEŃ W TUNELOWYCH…
137
W metodzie modelowania "lekkiego" spośród wymienionych wcześniej zasad
modelowania uwzględniane są następujące warunki podobieństwa pomiędzy warunkami
modelowanymi a rzeczywistymi:
· podobieństwo geometryczne,
· podobieństwo przepływów w zakresie:
- zachowania liczby Froude`a (3),
stąd:
V ¥T =
V ¥R
,
l
(7)
co oznacza, że prędkość przepłwu w tunelu jest mniejsza niż
w rzeczywistości.
- oraz liczby Strouhala (4),
stąd:
tT =
tR
,
l
gdyż, przyspieszenia zarówno
i rzeczywistych są jednakowe
(8)
w
warunkach
modelowych
jak
· zachowany jest też warunek, że stosunek sił aerodynamicznych do sił ciężkości jest
jednakowy w warunkach rzeczywistych i tunelowych, jak również jednakowy jest
kierunek działania sił aerodynamicznych w obu przypadkach oraz punkt ich
przyłożenia
W metodzie modelowania "lekkiego" nie są zachowane dwie liczby podobieństwa
przepływów, tj. liczba Macha oraz liczba Reynoldsa. Wynika stąd wniosek, że metoda ta
może być stosowana tylko w takim zakresie prędkości (przy czym odnosi się to zarówno do
prędkości rzeczywistej V ¥R jak i modelowanej V ¥T ), w którym wpływ liczby Reynoldsa oraz
liczby Macha na opływ badanych obiektów jest nieduży. Tak więc przed przystąpieniem do
modelowych badań zrzutu podwieszeń należy określić zakres prędkości, w którym te badania
mogą być przeprowadzone.
Z powyższego wniosku wynikają nie tylko ograniczenia co do prędkości, w którym
możliwe jest modelowanie zrzutu podwieszeń, lecz również ograniczenia co do zakresu
kątów natarcia, w którym mogą być przeprowadzone te badania. Z warunku zachowania
liczby podobieństwa Froude`a oraz zachowania jednakowego stosunku sił aerodynamicznych
do sił ciężkości, w warunkach tunelowych i rzeczywistych, wynikają określone zależności
masowe, jakie muszą spełniać modele podwieszeń.
I tak, z (6) wynika, że:
æ Fa ö
æF ö
ç ÷ =ç a ÷ ,
è m ø R è m øT
(9)
czyli:
2
æ 1 × r × V¥2 × c F × S ö
æ1
ö
ç 2
÷ = ç 2 × r × V¥ × c F × S ÷ ,
ç
÷
ç
÷
m
m
è
øR è
øT
gdzie:
cF
S [m2]
- współczynnik siły aerodynamicznej,
- powierzchnia odniesienia,
r [kg/m3] - gęstość powietrza.
(10)
138
A. KRZYSIAK
z zależności (5):
a z zależności (7):
S R = l2 × ST ,
(11)
V ¥2R = l ×V¥2T .
(12)
Zakładając podobieństwo przepływu rzeczywistego i modelowanego i biorąc pod uwagę
ograniczenia, jakie zostały narzucone przy modelowaniu „lekkim” (warunki eksperymentu
dobrane muszą być w taki sposób, aby badania odbywały się poza obszarem wpływu liczby
Reynoldsa i liczby Macha) można przyjąć, że:
(c F )R @ (c F )T .
(13)
Z równania stanu gazu doskonałego wynika, że:
r=
p
,
R ×T
(14)
gdzie:
p [kg/m2] - ciśnienie statyczne,
æ m2 ö
Rçç 2 0 ÷÷ - stała gazowa,
ès * Kø
T [° K ]
- temperatura bezwzględna w przepływie,
r [kg/m3] - gęstość powietrza.
Następnie, zakładając, że TR* @ TT* , oraz podstawiając zależności (11÷14) do równania
(10), otrzymuje się:
æmö
æmö
çç ÷÷ = l3 × çç ÷÷ .
è p øR
è p øT
(15)
Dla badań eksperymentalnych prowadzonych w otwartej przestrzeni pomiarowej oraz
zrzutów podwieszeń odbywających się na niezbyt dużej wysokości można przyjąć, że pR @
pT. Stąd wynika wniosek, że w modelowaniu „lekkim” masa modelu podwieszenia jest λ3
mniejsza niż obiektu rzeczywistego, czyli:
1
mT @ 3 m R .
(16)
l
Postać równania (15) jest przydatna przy konstruowaniu modelu zrzucanego podwieszenia,
jednak lepszą interpretację fizyczną powyższego wzoru można uzyskać, podstawiając do
niego zależności (17÷19):
gdzie:
p = r × R ×T ,
(17)
m = rp × J ,
(18)
MODELOWANIE ZRZUTU PODWIESZEŃ W TUNELOWYCH…
J [m3]
139
- objętość podwieszenia,
a:
rP [kg/m3] – średnia gęstość podwieszenia,
Ze skali modelu i równania (5) wynika, że:
J R = l3 × JT ,
stąd:
æ rp
çç
è r
ö
ær ö
÷÷ = ç p ÷ .
ç
÷
ø R è r øT
(19)
(20)
Zależność (20) oznacza, że jeden z warunków prawidłowego modelowania zrzutu
podwieszeń w tunelu aerodynamicznym (przy zastosowaniu modelowania "lekkiego")
narzuca wymaganie, aby stosunek gęstości zrzucanego ciała do gęstości powietrza był
jednakowy dla warunków tunelowych i rzeczywistych.
Z przedstawionych powyżej rozważań wynika również warunek, jakiemu odpowiadać musi
rozkład mas (czyli momenty bezwładności) w zrzucanym podwieszeniu, aby modelowanie
zrzutu było prawidłowe.
Moment bezwładności (I) zrzucanego podwieszenia względem dowolnej osi wyraża się
następującym wzorem:
gdzie:
I = ò r 2 × dm ,
(21)
r jest odległością elementu masowego od osi obrotu
Podstawiając do tego równania zależność (15) oraz wiedząc, że:
rR = l × rT ,
(22)
otrzymamy:
I R = ò rR2 × dm R = l5 ×
pR
p
× ò rT2 × dmT = l5 × R × I T ,
pT
pT
(23)
stąd:
æIö
æIö
çç ÷÷ = l5 × çç ÷÷ .
è p øR
è p øT
(24)
Ponadto, aby modelowanie było prawidłowe musi być spełniony warunek, aby zarówno
środki mas modelu podwieszenia jak i obiektu rzeczywistego znajdowały się w tym samym
punkcie względem swoich obrysów.
140
A. KRZYSIAK
2.2 Modelowanie "ciężkie"
Metoda modelowania "ciężkiego" stosowana jest w przypadkach, gdy chcemy symulować
w tunelu aerodynamicznym zrzut podwieszeń mający miejsce przy dużych prędkościach lotu
samolotu, tj. dla M ³ M KR . W takich przypadkach, ze względu na występowanie zjawisk
falowych, zaniedbanie warunku zachowania w tunelu liczby Macha mogłoby w istotny
sposób zmienić trajektorię lotu zrzucanego modelu podwieszenia.
Metoda modelowania "ciężkiego" polega więc na uwzględnieniu następujących
warunków modelowania:
· zachowanie podobieństwa geometrycznego,
· zachowanie podobieństwa przepływów co do liczby Macha (3),
stąd:
V¥R » V¥T (zakładając, że a¥R » a¥T )
(25)
· zachowanie warunku, że stosunek sił aerodynamicznych do sił ciężkości jest
jednakowy w warunkach rzeczywistych i tunelowych, jak również jednakowy jest
kierunek działania sił aerodynamicznych w obu przypadkach oraz punkt ich
przyłożenia.
W metodzie modelowania "ciężkiego" nie są zachowane trzy liczby podobieństwa:
Reynoldsa, Froude`a i Strouhala. Ze względu jednak na to, że przy spełnieniu warunku
V ¥R = V ¥T , liczba Reynoldsa uzyskiwana w badaniach tunelowych jest na ogół znacznie
wyższa od wartości krytycznej (Re KR )T , można wnioskować, że niezachowanie w badaniach
modelowych liczby Reynolds`a będzie miało niewielki wpływ na wyniki badań. Można
natomiast przypuszczać, że znacznie istotniejszy wpływ na trajektorię lotu zrzucanego
podwieszenia mają liczby Froude`a i Strouhala (szczególnie w przypadku zrzutu lekkich
podwieszeń). Autorowi nie są jednak znane żadne opracowania dotyczące zagadnienia
wpływu tych liczb podobieństwa na modelowanie zrzutu podwieszeń.
Z warunku zachowania liczby Macha oraz jednakowego stosunku sił aerodynamicznych
do sił ciężkości w warunkach tunelowych i rzeczywistych wynikają określone wymagania
dotyczące masy całkowitej modelu podwieszenia oraz rozkładu tej masy na modelu.
I tak, jak już wcześnie wspomniano, z (6) wynika, że:
2
æ 1 × r × V¥2 × c F × S ö
æ1
ö
ç 2
÷ = ç 2 × r × V¥ × c F × S ÷ .
ç
÷
ç
÷
m
m
è
øR è
øT
(26)
Następnie, podstawiając do powyższego równania (26) następujące zależności wynikające
z warunków (5), (13), (14) oraz (25), przy podobnym, jak w przypadku modelowania
„lekkiego” założeniu, że TR @ TT otrzymamy ostatecznie, że:
æmö
æmö
çç ÷÷ = l2 × çç ÷÷ .
è p øR
è p øT
(27)
Na podstawie równania (27) można łatwo odgadnąć, dlaczego ten typ modelowania nosi
nazwę "ciężkiego". Otóż w tym przypadku ciężar zrzucanych modeli podwieszeń, przy
zachowaniu tej samej skali modelowania, jest l -razy większy niż w przypadku modelowania
"lekkiego".
MODELOWANIE ZRZUTU PODWIESZEŃ W TUNELOWYCH…
141
Na podstawie równania (27) można też określić, jaką zależność przy zastosowaniu
modelowania "ciężkiego" musi spełniać moment bezwładności zrzucanych modeli
podwieszeń, aby modelowanie było prawidłowe:
Z (27) wynika, że:
dm R = l2 ×
pR
× dmT ,
pT
(28)
rR = l × rT ,
a
otrzymamy:
I R = ò rR2 × dm R = l4 ×
pR
p
× ò rT2 × dmT = l4 × R × I T ,
pT
pT
(29)
stąd:
æIö
çç ÷÷ = l4
è p øR
æIö
× çç ÷÷ .
è p øT
(30)
Ponadto, podobnie jak to było w przypadku modelowania "lekkiego", musi być spełniony
warunek, aby zarówno środek ciężkości modelu podwieszenia jak i obiektu rzeczywistego
znajdowały się w tym samym punkcie w odniesieniu do swoich obrysów.
3. BADANIA EKSPERYMENTALNE
Prezentowane w niniejszym artykule modelowe badania zrzutu
przeprowadzone zostały w tunelu dużych prędkości N-3 Instytutu Lotnictwa.
podwieszeń
Tunel N-3 jest tunelem trisonicznym typu wydmuchowego z częściową recyrkulacją
przepływu
operującym w zakresie poddźwiękowych, okołodźwiękowych jak
i naddźwiękowych prędkości. Zakres badanych prędkości odpowiada następującym liczbom
Macha M = 0.2÷1.2, 1.5 oraz 2.3. Zamknięta komora pomiarowa, o wymiarach 0.6x0.6 m2,
w zakresie poddźwiękowych i okołodźwiękowych prędkości, wyposażana jest w perforowaną
górną i dolną ścianę tunelu, natomiast w zakresie prędkości naddźwiękowych stosuje się
ściany nieperforowane. Ściany boczne tunelu posiadają dwa podwójne okna, które mogą
służyć do obserwacji badań oraz mocowania modeli.
Modelowe badania zrzutów podwieszeń wykonane zostały z belki podskrzydłowej modelu
samolotu I-22 "IRYDA" (skala modelu (1:15). Większość badań przeprowadzono przy
zachowaniu zasad modelowania "lekkiego". Na rys. 2 przedstawiono model półsamolotu
w komorze tunelu N-3 wraz z podwieszeniem umieszczonym na belce podskrzydłowej oraz
siatką do wychwytywania tych podwieszeń.
142
A. KRZYSIAK
Rys. 2. Model pół-samolotu w komorze tunelu N-3
Najtrudniejszym problemem technicznym, jaki musiał być rozwiązany przy
eksperymentalnej symulacji zrzutów, była konstrukcja modeli do tych badań, które powinny
spełniać zarówno przedstawione w poprzednim rozdziale zasady modelowania jak i być
wystarczająco trwałe, aby nie ulegać uszkodzeniom w trakcie badań.
Zrzucane z belek podskrzydłowych modele zbiorników wychwytywane były przez system
siatek zamocowanych do komory pomiarowej (rys.2). W trakcie zrzutów model zbiornika
oświetlany był lampą stroboskopową o odpowiednio ustawionej częstotliwości błysków
i filmowany kamerą video. Przy odtwarzaniu materiału filmowego metodą poklatkową
określano trajektorię lotu zbiornika po zrzucie, a tym samym bezpieczeństwo takiego zrzutu.
W trakcie badań dokonano kilkudziesięciu zrzutów modeli różnych podwieszeń takich jak
bomby, rakiety, zbiorniki paliwa i zasobniki. Przykładowe zdjęcia przedstawiające zrzut
bomby oraz pustego zbiornika paliwa zaprezentowano na rys. 3 i 4.
MODELOWANIE ZRZUTU PODWIESZEŃ W TUNELOWYCH…
143
Rys. 3. Zrzut bomby z belki podskrzydłowej (MR=0.6, a=5°,λ=15)
Jak można zauważyć, na powyższych rysunkach bomba po zrzucie z belki podskrzydłowej
odchodzi bezpiecznie od nosiciela.
144
A. KRZYSIAK
Rys. 4. Zrzut pustego zbiornika paliwa z belki podskrzydłowej (MR=0.4, a=10°,λ=15)
W przypadku tego zrzutu można zauważyć, że zbiornik paliwa po odejściu od belki
podskrzydłowej unosi się ku górze i uderza w krawędź natarcia skrzydła samolotu.
4. PODSUMOWANIE
·
Prawidłowe modelowanie zrzutu podwieszeń w warunkach tunelowych wymaga
spełnienia szeregu warunków dotyczących zarówno zachowania podobieństwa
przepływów (rzeczywistego i modelowanego), jak i odpowiedniego ciężaru modelu
podwieszenia oraz jego momentów bezwładności.
· Ponieważ w warunkach tunelowych nie jest możliwe spełnienie jednocześnie wszystkich
warunków prawidłowego modelowania, w praktyce eksperymentalnej stosuje się dwie
uproszczone metody modelowania, zwane modelowaniem „lekkim” oraz „ciężkim”.
Wspomniane uproszczenia polegają na tym, że nie zachowuje się tych warunków
podobieństwa, których niedotrzymanie nie wpływa znacząco na wyniki badań.
MODELOWANIE ZRZUTU PODWIESZEŃ W TUNELOWYCH…
145
·
Metoda modelowania "lekkiego" stosowana jest w tych przypadkach, gdy modelowany
jest zrzut podwieszenia odbywający się w warunkach odpowiadających niższym, tj.
podkrytycznym liczbom Macha i gdzie nie występują zjawiska falowe.
· Metoda modelowania "ciężkiego" stosowana jest natomiast w przypadkach, gdy
modelujemy zrzut podwieszenia odbywający się w warunkach odpowiadających
okołokrytycznym i nadkrytycznym liczbom Macha.
· Zrzut podwieszeń charakteryzujących się większym ciężarem właściwym takich jak
bomby, rakiety itp. jest bezpieczny dla nosiciela. Natomiast zrzut lekkich podwieszeń,
takich jak puste zbiorniki paliwa lub zasobniki, może w pewnych warunkach zrzutu
stanowić zagrożenie dla samolotu.
LITERATURA
1. M. J. Bamber :Two methods of obtaining aircraft store trajectories from wind-tunnel
investigation. “Aero Rept.” 970 (AD 233198), David Taylor Model Basin, Washington
DC, January 1960.
2. L. J. Beecham, W. L. Walters, D. W. Partridge : Proposals for an integrated wind tunnelflight dynamics simulator system. “Aeronautical Research Council Current Paper” - C. P.
1962, No. 789.
3. L. J. Beecham : A technique for the wind tunnel simulation of store release at high speeds.
“Aeronautical Research Council Current Paper” 1966, C. P. No. 856, 1966.
4. R.L. Black : High-speed store separation - correlation between wind-tnnel and flight-test
data. “AIAA Paper” 1968, 68-361.
5. J. Bukowski : Mechanika płynów. Warszawa : PWN, 1975.
6. A. Cenko, E.N. Tinoco, R.D. Dyer, J. DeJongh : PAN AIR applications to weapons
carriage and separation. “J. Aircraft” 1981, Vol. 18, No. 2, p. 128-134.
7. J. Coste, J. Leynaert : Wind tunnel studies of store separation with load factor. Freedrops
and Captive Trajectories. “Rech. Aerosp” 1982, January-February, p. 1-9.
8. E. E. Covert : Conditions for safe separation of external stores. “Journal Aircraft” 1981,
Vol. 18, No. 8, p.624-630.
9. M. A. Faget, H. W. Carlson : Experimental techniques for predicting store motions during
release on ejection. NACA RM L55123b, February 1956.
10. A. Krzysiak : Wizualizacyjne badania modelowe zrzutu podwieszeń. Sprawozdanie wew.
Inst. Lot. nr 145/BA/87/A.
11. A. Krzysiak : Modelowe badania zrzutu zbiornika L z symulacją wymuszonego odejścia
oraz podwieszeń D1, C1, H, I w tunelu N-3 i o 5m. Sprawozdanie wew. Inst. Lot. nr
160/BA/89/A.
12. A. R. Maddox : Store separation trajectory analysis. “Journal of Aircraft” 1980, Vol. 17,
No. 11, p. 769-773.
13. S. B. Moore : Wind-tunnel system and techniques for aircraft/store compatibility studies.
“Journal of Aircraft” 1971, Vol. 8, No 12, p. 1000-1007.
14. A. I. Neihouse, P. W. Pepoon : Dynamic similitude between a model and a full-scale body
for model investigation at full-scale Mach number. NACA TN 2062, March 1950.
15. R. W. Rainey : A wind-tunnel ivestigation of bomb release at Mach number of 1.62.
NACA RM L53L29, March 1954.
16. J.F. Reed, W. H. Curry : A comparison between transonic wind-tunnel and full-scale store
separation characteristics. “Journal of Aircraft” 1969, Vol. 6, No. 3, p 281-283.
17. C. A. Sandhal, M. A. Faget : Similitude relations for free-model wind-tunnel studies of
store-dropping problems. NACA TN 3907, Jan. 1957.
146
A. KRZYSIAK
18. M. Scherberg, R. V. Rhode : Mass distribution and performance of free flight models.
NACA TN No. 268, Washington, 1927
19. L. H. Schindel : Store separation. AGARDograph No. 202, Advisory Group for
Aerospace Research and Development, Neuilly-Sur-Seine, France, June 1979.
SIMULATION OF STORE SEPARATION IN WIND TUNNEL
AERODYNAMIC TESTS
To ensure the safety of store separation from aircraft the numerical and
experimental investigation of store trajectory after its release from aircraft are
performed. The main problem which should be realized in simulation of store
separation consist in ensuring such conditions of store separation that its flight
trajectory would be similar to reality. In this paper, the basic similarity conditions
which should be ensured between the model tests and reality, in the range of
values and direction of the aerodynamic forces and moments as well as gravity
forces acting on stores, are presented. Furthermore, some examples of the
experimental model tests carried out in IoA High Speed Wind Tunnel are shown.