poprawki tunelowe do wyników badań modeli profili w tunelach

MODELOWANIE INŻYNIERSKIE 2016 nr 58 ISSN 1896-771X
POPRAWKI TUNELOWE DO WYNIKÓW
BADAŃ MODELI PROFILI W TUNELACH
AERODYNAMICZNYCH
Andrzej Krzysiak
Instytut Lotnictwa
[email protected]
Streszczenie
W niniejszej pracy przedstawiono warunki, jakie powinien spełniać tunel aerodynamiczny, aby po przejściu procesu kalibracyjnego stać się wiarygodnym narzędziem badawczym. Na przykładzie dwuwymiarowych badań profilu szybowcowego omówiono podstawowe zasady prawidłowego modelowania takich badań. Dotyczą one przede
wszystkim zachowania podobieństwa przepływu pomiędzy przepływem rzeczywistym a modelowanym. Zachowanie
podobieństwa przepływów wymusza z kolei odpowiednie zaprojektowanie badanych modeli, właściwe prowadzenie
samych badań, a także obróbkę wyników tych badań uwzględniającą poprawki tunelowe. Badania wykonano w
dwóch różnych tunelach aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa, przy tej samej prędkości przepływu, V∞ = 40
m/s.
Słowa kluczowe: aerodynamika stosowana, wiarygodność wyników, profile aerodynamiczne
RELIABILITY OF THE WIND TUNNEL TESTS RESULTS
OF AIRFOIL MODELS
Summary
In this paper the conditions to be met by a wind tunnel after passing the calibration process to become a credible research tool are presented. Basing on the two-dimensional airfoil studies, the basic principles of proper modeling of such research is discussed. First of all they relates to the flow similarity between the real and wind tunnel
conditions. This similarity enforces a proper design of the tested models, a proper research, as well as processing
of the test results including a wind tunnel corrections. The tests were performed in two different Institute of
Aviation wind tunnels, at the same undisturbed velocity, V∞ = 40 m/s.
Keywords: applied aerodynamics, tests reliability, aerodynamic airfoils
1. WSTĘP
W Polsce w wielu ośrodkach naukowych i naukowodydaktycznych, a także niektórych ośrodkach przemysłowych, użytkowanych jest obecnie kilkadziesiąt
różnych tuneli aerodynamicznych. W przeważającej
większości są to tunele małych prędkości, a więc
operujące w obszarze przepływów nieściśliwych, któ-
warunkami rzeczywistymi. Osiągnięcie tego celu wymaga zarówno odpowiedniego przygotowania urządzenia badawczego, jakim jest tunel aerodynamiczny (tj.
kalibracja tego tunelu), jak i prawidłowego wykonania
samych badań.
Kalibracja tunelu aerodynamicznego polega na zapewnieniu odpowiedniej jakości strumienia powietrza
w przestrzeni pomiarowej, odpowiadającej wymaganiom prezentowanym w literaturze światowej [1÷8].
Zasadniczo wymagania te odnoszą się do trzech para-
rym odpowiadają liczby Macha M < 0.4. Istotnym
problemem do rozwiązania, stojącym przed użytkownikami takich tuneli, jest zapewnienie wiarygodności
uzyskiwanych wyników badań, czyli ich zgodności z
75
POPRAWKI TUNELOWE DO WYNIKÓW BADAŃ MODELI PROFILI W TUNELACH (...)
metrów tego strumienia, a mianowicie odpowiedniej
jednorodności prędkości przepływu niezakłóconego
oraz kąta skosu strumienia powietrza, a także niskiego
poziomu turbulencji tego przepływu.
Opisane w literaturze wymagania, dotyczące jakości strumienia, przedstawiają się następująco:
nieregularność rozkładu prędkości, ∆V ≤
0.2÷0.3% Vśr.
nieregularność kąta skosu strumienia (względem
αśr i βśr), ∆α oraz ∆β ≤ 0.10.
- poziom turbulencji:
1. tunele do badań przejścia laminarnoturbulentnego -
τ≤
mocowania modelu w tunelu aerodynamicznym, dopuszczalne zniekształcenie geometrii modelu w miejscach ich mocowania, dokładność wykonania powierzchni zewnętrznych, wybór miejsca usytuowania
wagi aerodynamicznej w modelu lub wybór położenia
punktów pomiarowych służących do pomiaru rozkładu
ciśnienia, itp.
W trakcie wykonywania badań eksperymentalnych
na ich jakość ma wpływ przede wszystkim stabilność i
precyzja utrzymania zaplanowanych parametrów
przepływu w tunelu, dokładność pomiaru mierzonych
wielkości (tj. ciśnień, sił, momentów, itd.), a także
prawidłowe określenie położenia badanego obiektu
względem przepływu (tj. wartości jego kąta natarcia,
kąta ślizgu, oraz kąta przechylenia).
W fazie przetwarzania uzyskanych wyników pomiarów istotną rzeczą, z punktu widzenia jakości
badań, jest poprawność przyjętych algorytmów programów przetwarzających te wyniki oraz poprawność
wzorów użytych do obliczania poprawek aerodynamicznych.
Rozpatrywanie osobno wpływu każdego z wymienionych powyżej elementów procesu badawczego na
dokładność mierzonych charakterystyk aerodynamicznych byłoby niezwykle pracochłonne i skomplikowane.
Z tych też powodów w praktyce tunelowej dla oceny
poprawności uzyskiwanych wyników badań wykonuje
się pomiary charakterystyk aerodynamicznych modeli
wzorcowych. Modele wzorcowe charakteryzują się
ściśle określoną znaną geometrią, a wyniki badań tych
modeli są dostępne w literaturze fachowej. Na podstawie charakterystyk aerodynamicznych modeli wzorcowych uzyskanych w kilkudziesięciu tunelach na świecie
określono
charakterystyki wzorcowe tych modeli.
Zgodność charakterystyk aerodynamicznych, uzyskanych z badań modelu wzorcowego w danym tunelu z
charakterystykami wzorcowymi jest sprawdzianem
poprawności stosowanej techniki badawczej.
Badania modeli wzorcowych w tunelach aerodynamicznych powinny być przeprowadzane okresowo, a w
szczególności przed każdym dłuższym cyklem badawczym, jak również każdorazowo po wprowadzeniu
istotniejszych zmian w tunelu lub w jego systemie
pomiarowo-rejestracyjnym, np. zastosowanie nowych
programów przetwarzających wyniki badań. Wykonanie tych badań pozwala na wykrycie i wyeliminowanie
ewentualnych błędów systematycznych. W badaniach
dwuwymiarowych, do których zaliczane są badania
modeli profili, modelem uznawanym powszechnie za
model wzorcowy jest model profilu NACA 0012.
W niniejszej pracy dokonano analizy wpływu poprawek tunelowych na wyniki badań modelu profilu
szybowcowego. W tym celu, przebadano ten sam
model profilu w dwóch różnych tunelach aerodyna-
0.05%.
2.tunele do badań statków powietrznych
0.5%.
τ≤
3. tunele do badań obiektów naziemnych
τ
≤ 1.0%.
Prawidłowe wykonanie badań w tunelu aerodynamicznym polega przede wszystkim na prawidłowym
modelowaniu zjawisk aerodynamicznych, czyli zachowaniu podobieństwa przepływów pomiędzy warunkami
rzeczywistymi a tunelowymi. W tunelowych badaniach, w których mamy do czynienia ze zjawiskami o
charakterze quasi-stacjonarnym, najistotniejszą kwestią jest zachowanie podobieństwa przepływów z
uwzględnieniem lepkości i ściśliwości, a więc i podobieństwa geometrycznego opływanych ciał. Podobieństwo to jest zachowane przy utrzymaniu w przepływie
rzeczywistym (R) i modelowanym (T) tych samych
wartości, liczb Reynoldsa oraz liczb Macha, czyli:
1° liczba Reynoldsa (Re);
 l ⋅V∞

 γ

 l ⋅V 
 =  ∞ 
 R  γ T
(1)
2° liczby Macha (M);
 V∞

 a∞
V 

 =  ∞ 
 R  a∞ T
(2)
Wiarygodność charakterystyk aerodynamicznych
badanych obiektów lub ich modeli, czyli ich zgodność z
rzeczywistością, jest podstawowym wyznacznikiem
jakości prowadzonych badań. W przypadku tunelowych badań aerodynamicznych o zgodności uzyskanych wyników badań z rzeczywistością decyduje
poprawność całego szeregu działań, począwszy od fazy
przygotowań do badań, poprzez same badania, jak i w
fazie obróbki wyników.
W fazie przygotowań do badań najważniejszą
sprawą, z punktu widzenia jakości tych badań, jest
przyjęcie założeń co do sposobu modelowania badanego obiektu, takich jak przyjęta skala modelu, sposób
76
ANDRZEJ KRZYSIAK
micznych małych prędkości znajdujących się Instytucie
Lotnictwa, tj. w tunelu T-3 oraz w tunelu T-1. Badania wykonano przy tej samej prędkości przepływu
niezakłóconego, V∞ = 40 m/s. Uzyskane wyniki badań
pozwoliły na sformułowanie wniosków dotyczących
oceny prawidłowości prowadzonych eksperymentalnych badań profili.
strzeni pomiarowej (średnica 1.5 m). Maksymalna
prędkość powietrza w tunelu wynosi 40 m/s, a minimalna 15 m/s. Podstawowe dane techniczne tego
tunelu przedstawiono poniżej.
•
Przestrzeń pomiarowa:
Średnica……………….………1.50 m
Długość………………………..2.01 m
•
Maksymalna prędkość......40 m/s
•
Minimalna prędkość………..15 m/s
•
Intensywność turbulencji… 0.5%
Schemat tunelu aerodynamicznego T-1 pokazano
na rys. 2.
2. TECHNIKA BADAŃ
2.1 TUNEL MAŁYCH PRĘDKOŚCI
T-3
Tunel aerodynamiczny T-3 jest tunelem atmosferycznym o obiegu zamkniętym z otwartą przestrzenią
pomiarową. Wymiary przestrzeni pomiarowej wynoszą:
średnica 5 m, długość 6.5 m. W czasie wykonywanych
badań modelu profilu, w przestrzeni pomiarowej tunelu
można było osiągnąć maksymalną prędkość 50 m/s, co
pozwalało na uzyskiwanie liczb Reynoldsa do 3.3 x 106.
Regulacja prędkości odbywała się w sposób ciągły w
zakresie od ok. 1 m/s do 50 m/s. W roku 2014 układ
napędowy tunelu aerodynamicznego T-3 został zmodernizowany, co pozwala obecnie na osiągnięcie maksymalnej prędkości przepływu około 90 m/s. Intensywność turbulencji strumienia powietrza w przestrzeni pomiarowej wynosiła τ = 0.5%.
Schemat tunelu aerodynamicznego T-3 i jego
podstawowe wymiary pokazano na rys. 1.
Rys. 2. Schemat tunelu aerodynamicznego T-1
2.3 BADANY MODEL
Badany w tunelach małych prędkości T-3 i T-1
model segmentu profilu szybowcowego był modelem
laminatowym, jednodźwigarowym. Cięciwa modelu
wynosiła c = 0.5 m, a rozpiętość d = 1 m. Geometria
zewnętrzna profilu zachowana została z dokładnością
±0.05 mm.
Na górnej i dolnej powierzchni badanego modelu
wzdłuż cięciwy profilu (w połowie rozpiętości),
wykonano 50 otworków pomiarowych służących do
pomiaru rozkładu ciśnienia na powierzchni tego
modelu. Ciśnienia mierzone były przez zestaw dwóch
elektronicznych skanerów ciśnienia ESP-32HD (jeden o
zakresie pomiarowym 1PSI, a drugi 10 cali H2O).
Skanery ciśnienia umieszczone były wewnątrz modelu.
W tunelu T-3 badany model profilu zamocowany
był w przestrzeni pomiarowej w pozycji poziomej (rys.
3) pomiędzy dwoma płytami brzegowymi (płyty w
kształcie okręgów o średnicy D = 940 mm).
Rys. 1. Schemat tunelu aerodynamicznego T-3
2.2 TUNEL MAŁYCH PRĘDKOŚCI
T-1
Tunel aerodynamiczny T-1, w którym prowadzone były badania profilu szybowcowych, jest tunelem
małych prędkości ciągłego działania o otwartej prze-
77
POPRAWKI TUNELOWE DO WYNIKÓW BADAŃ MODELI PROFILI W TUNELACH (...)
W obu tunelach za modelem w odległości około
0.5m
umieszczono
wzdłużną
sondę
umożliwiającą
pomiary rozkładu ciśnienia spiętrzenia oraz ciśnienia
statycznego w śladzie za modelem. Uzyskane rozkłady
ciśnienia na profilu oraz w jego śladzie pozwoliły na
określenie podstawowych charakterystyk aerodynamicznych profilu, tj. współczynników siły nośnej, siły
oporu oraz momentu pochylającego. W niniejszej pracy
omówiono jedynie wpływ poprawek tunelowych na
współczynnik siły nośnej.
3. WYNIKI BADAŃ
Badania charakterystyk aerodynamicznych modelu
profilu szybowcowego w tunelach T-3 i T-1 przeprowadzono dla tej samej prędkości przepływu niezakłóconego V∞ = 40 m/s, co odpowiadało liczbie Macha M
= 0,12, oraz liczbie Reynoldsa Re = 1.38*106. Zrealizowany program badań obejmował następujące kąty
natarcia modelu profilu:
•
badane w tunelu T-3:
α = -40, -20, -10, 00, 10, 20, 40, 60, 80, 100, 120, 130,
140, 150, 160, 170, 180, 190, 200, 210.
•
badane w tunelu T-1:
α = -50, -30, -20, -10, 00, 10, 30, 50, 70, 90, 110, 120,
130, 140, 150, 160, 170, 180, 190, 200, 210.
Rys. 3. Model profilu w tunelu aerodynamicznym małych
prędkości T-3
W tunelu T-1 badany model profilu mocowany był
w przestrzeni pomiarowej tunelu w pozycji pionowej
(rys. 4) pomiędzy dwoma płytami brzegowymi o
wymiarach 1495 x 1495 mm. W każdej z płyt umieszczone były łożyska kulkowe, dające możliwość zmiany
kąta natarcia modelu profilu względem pionowej osi
tunelu w zakresie α = ±450.
Na rys. 5 przedstawiono zależności współczynnika
siły nośnej Cz w funkcji kąta natarcia α, uzyskane dla
badanego modelu profilu szybowcowego w tunelach
małych prędkości T-3 i T-1 bez poprawek tunelowych.
1.4
Cz
1.2
1
0.8
0.6
0.4
0.2
0
Bez poprawek tunelowych
Tunel T-1 (fi = 1.5m)
Tunel T-3 (fi = 5m)
-0.2
-0.4
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
22
Alfa
Rys. 5. Porównanie zależności współczynnika siły nośnej w
funkcji kąta natarcia, uzyskane z badań modelu profilu w tunelach aerodynamicznych T-3 i T-1 bez poprawek tunelowych
Rys. 4. Model profilu w tunelu aerodynamicznym małych
prędkości T-1
78
ANDRZEJ KRZYSIAK
Z analizy powyższej zależności wynika, że pomimo
spełnienia wymagań dotyczących odpowiedniej jakości
strumieni powietrza w przestrzeniach pomiarowych
tuneli T-3 i T-1 (rozdz. 1), a także prawidłowego
wykonania badań w tych tunelach aerodynamicznych
(czyli przy zachowaniu identycznej liczby Reynoldsa
oraz liczby Macha), wyniki badań tego samego modelu
różnią się znacząco od siebie. Przyczyną tego faktu jest
niezastosowanie poprawek tunelowych. Poprawki
tunelowe odgrywają bowiem bardzo istotną rolę w
dochodzeniu do prawidłowych wyników badań. Różnice w uzyskanych wynikach badań tego samego modelu
w różnych tunelach aerodynamicznych spowodowane
są między innymi tym, że tunele aerodynamiczne
różnią się między sobą parametrami geometrycznymi,
takimi jak ich kształt czy wymiary przestrzeni pomiarowej. Z tego powodu każdy z badanych modeli w
odmienny sposób podlega oddziaływaniu strumienia
powietrza przepływającego przez przestrzeń pomiarową. Podsumowując, można stwierdzić, że, aby uzyskać
wiarygodne wyniki z badań tunelowych, należy zastosować odpowiednie poprawki tunelowe [9, 10]. Wieloletnie doświadczenia nabyte w Zakładzie Aerodynamiki Instytutu Lotnictwa w obszarze badań eksperymentalnych pozwoliły na wybór algorytmów poprawkowych opisanych w pracy [10], jako najbardziej wiarygodnych.
W przypadku modeli dwuwymiarowych i przepływów nieściśliwych poprawki te odnoszą się zasadniczo
jedynie do kąta natarcia i w przypadku tuneli T-3 i T1 przedstawiają się następująco:
1.4
Cz
1.2
1
0.8
0.6
0.4
0.2
0
-0.4
-4
0
2
4
6
∗ 57.3 ∗
= −1.51 ∗
+
10
12
14
16
18
20
1.2
Cz
1
0.8
0.6
0.4
0.2
0
Wpływ poprawek wg. Pope tunel T-1
bez poprawek
z poprawkami wg. Pope
-0.2
+
8
Rys. 6. Wpływ poprawek tunelowych na zależność współczynnika siły nośnej w funkcji kąta natarcia dla tunelu T-3
(3)
-0.4
gdzie:
C = 0.5 m
D=5m
Tunel T-1
Δ =−
-2
Alfa
Tunel T-3
Δ =−
Wpływ poprawek wg. Pope tunel T-3
bez poprawek
z poprawkami wg. Pope
-0.2
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
22
Alfa
Rys. 7. Wpływ poprawek tunelowych na zależność współczynnika siły nośnej w funkcji kąta natarcia dla tunelu T-1
∗ 57.3 ∗
= −5.61 ∗
(4)
Na rys. 8 porównano zależności współczynnika siły
nośnej w funkcji kąta natarcia, uzyskane dla badanego
modelu profilu szybowcowego w tunelach małych
prędkości T-3 i T-1 z uwzględnieniem przedstawionych
powyżej poprawek tunelowych.
gdzie:
C = 0.5 m
D = 1.5 m
Poprawki te mają zastosowanie do zakresu kątów
natarcia, w których nie występuje oderwanie przepływu na powierzchni modelu profilu.
Na rys. 6 i 7 przedstawiono wpływ poprawek tunelowych na zależności współczynnika siły nośnej w
funkcji kąta natarcia dla tuneli T-3 i T-1.
79
22
POPRAWKI TUNELOWE DO WYNIKÓW BADAŃ MODELI PROFILI W TUNELACH (...)
1.4
można wnioskować, że wyniki badań uzyskane w
tunelu o większej przestrzeni pomiarowej będą bardziej
wiarygodne, czyli bliższe rzeczywistości, niż w tunelu o
mniejszych wymiarach przestrzeni pomiarowej. Na
podstawie tego doświadczenia autor niniejszego artykułu, dla potrzeb prezentowanego projektu badawczego, zaproponował zastosowanie poniższych poprawek
tunelowych do wyników badań uzyskanych w tunelu
T-1, dla zakresu około-krytycznych kątów natarcia. W
niniejszym artykule prezentowane są jedynie poprawki
odnoszące się do zależności współczynnika siły nośnej
w funkcji kąta natarcia
Cz
1.2
1
0.8
0.6
0.4
0.2
0
Z poprawkami wg. Pope
Tunel T-1 (fi = 1.5m)
Tunel T-3 (fi = 5m)
-0.2
=
gdzie:
-0.4
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
+ Δ
(5)
∆α = 1.50 dla V∞ = 40 m/s
20
Alfa
∆α = 1.60 dla V∞ = 37 m/s
Rys. 8. Porównanie zależności współczynnika siły nośnej w
funkcji kąta natarcia, uzyskane z badań modelu profilu w
tunelach aerodynamicznych T-3 i T-1 z uwzględnieniem
poprawek tunelowych
∆α = 2.20 dla V∞ = 25 m/s
=
+ ΔCz
(6)
gdzie:
Z przedstawionego powyżej porównania zależności
współczynnika siły nośnej w funkcji kąta natarcia, dla
badanego w tunelach małych prędkości T-3 i T-1
modelu profilu szybowcowego, wynika, że przy
uwzględnieniu wspomnianych wcześniej poprawek
tunelowych uzyskano zgodność tych zależności w
zakresie podkrytycznych kątów natarcia, dla których
przepływ jest „przyklejony” do górnej powierzchni
modelu profilu. Z prezentowanych na rys. 8 zależności
wynika również, że w tunelu o mniejszej średnicy
przestrzeni pomiarowej, tj. w tunelu T-1, początek
oderwania przepływu na górnej powierzchni profilu ma
miejsce przy niższych kątach natarcia (α ≈ 70), niż w
przypadku badań tego samego modelu w tunelu o
większej średnicy przestrzeni pomiarowej (α ≈ 8.20), tj.
w tunelu T-3. Podsumowując, stwierdzono, że istotną
rolę w przebiegu zjawisk aerodynamicznych zachodzących na powierzchniach modeli badanych w tunelach
aerodynamicznych (przy zachowaniu tych samych
liczb podobieństwa, tj. liczby Macha oraz liczby Reynolds), odgrywa wzajemna relacja pomiędzy wielkością
modelu a wielkością przestrzeni pomiarowej tunelu
aerodynamicznego.
Jak wspomniano wcześniej, przedstawione powyżej
poprawki tunelowe mają zastosowanie jedynie do
zakresu kątów natarcia, w których nie występuje
oderwanie przepływu na powierzchni modelu profilu.
Wskutek w zakresie wyższych kątów natarcia wyniki
badań tego samego modelu profilu, uzyskane w dwóch
różnych tunelach aerodynamicznych, różnią się między
sobą. Na podstawie doświadczenia nabytego w zakresie
tunelowych badań aerodynamicznych, a także porównania wyników badań tunelowych z badaniami w locie,
!
ΔCz =
"
∗ Δ
(7)
Wykorzystując przedstawione powyżej poprawki
tunelowe (równania 5÷7), na rys. 9 porównano zależności współczynnika siły nośnej w funkcji kąta natarcia, uzyskane z badań modelu profilu w tunelach
aerodynamicznych T-3 i T-1 z uwzględnieniem poprawek tunelowych. Poprawki te odnosiły się zarówno do
zakresu katów podkrytycznych (tj. wg Pope), jak i
zaproponowanych poprawek odnoszących się do zakresu kątów okołokrytycznych.
1.4
Cz
1.2
1
0.8
0.6
0.4
0.2
0
Z poprawkami wg. Pope
Tunel T-1 (fi = 1.5m)
Tunel T-3 (fi = 5m)
-0.2
-0.4
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
Alfa
Rys. 9. Porównanie zależności współczynnika siły nośnej w
funkcji kąta natarcia, uzyskane z badań modelu profilu w
tunelach aerodynamicznych T-3 i T-1, z uwzględnieniem
poprawek tunelowych dla całego badanego zakresu kątów
natarcia
80
ANDRZEJ KRZYSIAK
Z przedstawionego porównania wynika, że po zastosowaniu poprawek, odnoszących się do całego
badanego zakres kątów natarcia, otrzymano dobrą
zgodność zależności Cz = f(α), uzyskanych z badań
tego samego modelu profilu w tunelach T-3 i T-1.
Zakres stosowalności tych poprawek wymaga dalszych
badań.
Badania wielokrotne (15-krotne) charakterystyk
aerodynamicznych modelu profilu szybowcowego w
tunelach T-3 i T-1, a także badania wielokrotne innych
modeli profili, w tym badania dwuwymiarowego
modelu wzorcowego (model profilu NACA 0012),
wykazały „rozrzut” wyznaczanego współczynnika siły
nośnej ∆Cz = ±0.01. Dokładność pomiaru kąta natarcia modelu wynosiła ±0.10.
•
4. WNIOSKI
•
W niniejszej pracy omówiono warunki, jakie powinien spełniać tunel aerodynamiczny, aby stać się
wiarygodnym narzędziem badawczym. Na przykładzie
dwuwymiarowych badań eksperymentalnych profilu
szybowcowego omówiono podstawowe zasady prawidłowego modelowania takich badań, a także wskazano
na konieczność zastosowania odpowiednich poprawek
tunelowych.
W celu oceny konieczności zastosowania odpowiednich poprawek tunelowych ten sam model profilu
przebadany został w dwóch różnych tunelach aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa, tj. w tunelach małych prędkości T-3 oraz T-1, przy tej samej prędkości
przepływu niezakłóconego, V∞ = 40 m/s, a więc przy
tej samej liczbie Macha oraz liczbie Reynoldsa. Uzyskane wyniki badań pozwoliły na sformułowanie
następujących wniosków dotyczących prawidłowości
prowadzonych eksperymentalnych badań profili.
•
•
•
•
Zgodnie z wymaganiami zawartymi w literaturze podstawowym warunkiem niezbędnym do
uzyskania wiarygodnych wyników badań tunelowych jest kalibracja tego tunelu.
Następnym warunkiem decydującym o poprawności uzyskiwanych wyników badań jest prawi-
dłowe modelowanie zjawisk aerodynamicznych,
czyli zachowanie podobieństwa przepływów
pomiędzy warunkami rzeczywistymi a tunelowymi. W tunelowych badaniach quasistacjonarnych najistotniejszą kwestią jest zachowanie podobieństwa przepływów z uwzględnieniem lepkości i ściśliwości. Wymaga to
utrzymania w przepływie rzeczywistym i modelowanym tych samych lub zbliżonych wartości
liczby Reynoldsa oraz liczby Macha.
Jak pokazały prezentowane w niniejszym artykule wyniki badań, kalibracja tunelu aerodynamicznego oraz prawidłowe modelowanie badań nie są warunkami wystarczającymi do uzyskania wiarygodnych wyników. Do tego celu
niezbędne jest również zastosowanie odpowiednich poprawek tunelowych.
W pracy zaproponowano równoczesne zastosowanie dwóch rodzajów poprawek. Jeden z nich,
zaczerpnięty z literatury, odnosił się do zakresu
podkrytycznych kątów natarcia, dla których nie
występuje oderwanie przepływu na powierzchni
modelu profilu. Drugi zaś, zaproponowany
przez autora niniejszej pracy, odnosił się do zakresu okołokrytycznych kątów natarcia.
Na podstawie uzyskanych wyników badań
można stwierdzić, że po zastosowaniu obydwu
rodzajów poprawek tunelowych uzyskano dobrą
zgodność zależności Cz = f(α), uzyskanych z
badań tego samego modelu profilu w tunelach
T-3 i T-1.
Badania wielokrotne dwuwymiarowego modelu
wzorcowego w tunelach T-3 i T-1 i porównanie
jego charakterystyk aerodynamicznych (współczynników siły nośnej, siły oporu oraz momentu pochylającego) z wynikami badań w innych
tunelach na świecie potwierdziły prawidłowość
stosowanej techniki badawczej w badaniach
modeli profili, w tym zastosowanych poprawek
tunelowych.
Literatura
1.
2.
3.
4.
5.
6.
Pope A., Rae W.: Low-speed wind tunnel testing. Wiley-Interscience Publication, 1984.
Mair W., Gamble H.: The effect of model size on measurements in the R.A.E. high speed tunnel. Drag of
two-dimensional symmetrical aerofoils at zero incidence. 1944, A.R.C.R. & M. No. 2527.
Tropea C., Yarin A., Foss J.: Handbook of experimental fluid mechanics. Springer, 2007.
Szlezinger S. M., Gorlin, I.: Aeromiekhaniczeskije izmierijenija. Moskwa: Nauka, 1964.
Bradshaw P., Pankhurst R.: The design of low speed wind tunnels. “Progress in Aeronautical Sciences” 1964,
Vol. 5, p. 1-69.
Craig D.: Calibration of the reference velocity in the test section of the low speed. Wind Tunnel at the Aeronautical and. Maritime Research Laboratory” 2000, DSTO-TN-0248.
81
POPRAWKI TUNELOWE DO WYNIKÓW BADAŃ MODELI PROFILI W TUNELACH (...)
7.
Steinle F., Stanewsky E.: Wind tunnel flow quality and data accuracy requirements. 1982, AGARD Advisory
Report No. 184.
8. Reed T. D., Pope T. C., Cooksey
Cookse J. M.: Calibration of transonic and supersonic wind
ind tunnel. 1977, NASA
Contractor Report No. 2920.
Profile Munchen: R. Oldendurg, 1958.
9. Riegels F.W.: Aerodynamishe Profile.
10. Pope A., Harper I.: Low-speed wind
w
tunnel testing. Wiley, 1966
Ten artykuł dostępny jest na licencji Creative Commons Uznanie autorstwa 3.0 Polska.
Pewne prawa zastrzeżone na rzecz autorów.
Treść licencji jest dostępna na stronie http://creativecommons.org/licenses/by/3.0/pl/
82