CC BY
70
УДК 629.7
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Н.П. Савищенко, И.В. Апевалов, И. А. Дёма, А.С. Попов
Представлены результаты экспериментальных исследований ВКА имени А.Ф. Можайского в сотрудничестве с ВУНЦ ВВС ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина аэродинамических характеристик модели беспилотного летательного аппарата малой дальности на дозвуковой аэродинамической трубе Т-2. На основе анализа данных эксперимента определены энергетически эффективные режимы полета и приведены рекомендации по улучшению аэродинамических характеристик беспилотного летательного аппарата.
Ключевые слова: беспилотный летательный аппарат, аэродинамические характеристики, аэродинамическая труба, экспериментальные исследования.
В современных вооруженных конфликтах существенно возрастет роль комплексов с беспилотными летательными аппаратами (БПЛА), среди которых одно из главных мест занимают летательные аппараты малой дальности. Они находят применение в качестве средств тактической разведки, целеуказания и корректировки огня, оценки результатов огневого воздействия по противнику, для ретрансляции сигналов боевого управления, радиоэлектронного противодействия и др.[1].
В условиях сложившегося на рынке многообразия предлагаемых типов и аэродинамических схем БПЛА правильный подбор соответствующего требованиям заказчика аппарата можно сделать только при наличии достоверной информации о его технических характеристиках. Среди технических параметров БПЛА одними из наиболее важных являются аэродинамические характеристики (АХ) планера, определяющие подбор движителя, дальность, высоту и продолжительность полета. В настоящее время при проектировании БПЛА широко используются системы автоматизированного проектирования, в том числе расчеты АХ с использованием математических моделей и современных программных продуктов. Анализ адекватности математических моделей и верификация результатов численных расчетов возможны только при наличии данных об АХ летательных аппаратов, которые получаются при проведении экспериментальных исследований в аэродинамических трубах. Проведение таких исследований при использовании современных методик и 3ё-печати модели не требует больших финансовых и временных затрат, но позволяет в короткие сроки разрабатывать высокоэффективные аэродинамические компоновки летательного аппарата.
В работе представлены результаты экспериментальных исследований модели БПЛА малой дальности, выполненных на дозвуковой аэродинамической трубе Т-2 (аттестат № 3/17 от 17 января 2014 г.) аэродинами-
143
ческой лаборатории ВКА имени А.Ф. Можайского в сотрудничестве со специалистами ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е.Жуковского и Ю.А.Гагарина».
Аэродинамическая труба Т-2 является установкой непрерывного действия замкнутого типа с открытой рабочей частью диаметром 1 м и предназначена для исследования АХ моделей летательных аппаратов и их деталей в диапазоне скоростей до 60 м/с и углах атаки от -35 до +35 градусов. Для измерения аэродинамических сил и моментов в рабочей части установлены шестикомпонентные аэродинамические весы 6КВТ-2 с ниточной подвеской модели. При проведении экспериментов применялись механические рычажные весы. Общий вид экспериментальной установки представлен на рис.1.
Рис. 1. Общий вид дозвуковой аэродинамической трубы Т-2
Для проведения экспериментальных исследований использовалась масштабная модель БПЛА, представляющая собой одномоторный двухба-лочный самолет с толкающим винтом и П-образным хвостовым оперением. Геометрические размеры модели БПЛА и ее фотография в рабочей части аэродинамической трубы представлены на рис. 2 и 3.
В соответствии с методикой проведения исследований модель подвешена в рабочей части в перевернутом положении.
В экспериментах использовалась модель без винта с убранными
шасси.
Методика проведения экспериментальных исследований на аэродинамических весах в соответствии с рекомендациями [2] включает:
- подготовку и размещение модели в рабочей части на поддерживающем устройстве;
- определение показаний весовых элементов без потока для всех углов атаки, предусмотренных программой эксперимента;
144
- определение показании весовых элементов при наличии потока заданной скорости в рабочей части трубы;
- определение поправок на деформацию конфигурации и сопротивление нитей подвески;
- занесение результатов замеров в соответствующие протоколы и их обработка с использованием ПЭВМ.
Рис. 2. Основные геометрические размеры модели БПЛА
Рис. 3. Размещение модели БПЛА в рабочей части аэродинамической
трубы Т-2
Учитывая симметрию модели относительно вертикальной плоскости, проходящей через строительную ось, программа экспериментов включала измерение силы лобового сопротивления Ха, а также двух составляющих подъемной силы У1 и У2 (соответственно узлам крепления подвески) в диапазоне углов атаки -12°<а<+32° при нулевых углах крена и скольжения. По результатам экспериментов рассчитывались подъемная сила Уа и момент тангажа М2 относительно носка модели, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты, и определялись АХ моделей ЛА в скоростной и связанной системах координат.
Обработка результатов экспериментов производились в табличном и графическом виде на ПЭВМ. Относительная погрешность определения аэродинамических коэффициентов на аэродинамических весах «6КВТ2» составила 3,6 %.
Поскольку экспериментальные исследования производились с использованием уменьшенной модели БПЛА, потребовалось подтверждение подобия исследуемых процессов обтекания модели натурному объекту. Для этого были выполнены продувки модели в аэродинамической трубе с различными скоростями потока и построена зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Рейнольдса Сха=/(Яв). Зависимость Сха=№в) показывает, что при числах Re>1r2•106 коэффициент лобового сопротивления модели практически не зависит от числа Re, что означает достижение автомодельности обтекания при скоростях потока V>20 м/с. На этом основании с некоторым запасом была определена скорость потока при проведении экспериментов Vэксп=30 м/с. Число Рейнольдса, рассчитанное по размаху крыла модели, при выбранной скорости потока составило Reэксп=1,8• 106 (рис. 4).
Т Сха \
/ Зона автомодельное та
/ /
/ / Яе
С 54т» 1000000 1500000 2000000 2500000
Рис. 4. График зависимости коэффициента лобового сопротивления
от числа Рейнольдса
Полученные в ходе экспериментальных исследований АХ модели БПЛА в аэродинамической трубе представлены на рис. 5 - 9. График Сха(а) имеет форму параболы (рис. 5).
Минимальный коэффициент силы лобового сопротивления Сха тт~0,04 при угле атаки а ~ -3о. Рост лобового сопротивления при увеличении угла атаки связан с отрывом потока от верхней поверхности крыла, что ведет к перераспределению сил давления на крыле и росту вихревой составляющей лобового сопротивления. При увеличении угла атаки горизонтальное хвостовое оперение попадает в вихревой след за фюзеляжем, что ведет к преждевременному отрыву потока на его верхней поверхности и, как следствие, также к росту лобового сопротивления. Наличие струи от винта на натурном летательном аппарате позволит избежать указанного явления. График Суа(а) при углах атаки -8о < а <+10о имеет линейный характер. При увеличении угла атаки а >+10о наблюдается снижение роста Суа, а при угле атаки а =+16о (критический угол атаки) коэффициент
подъемной силы достигает максимального значения Суа тах ~ 2,2. При дальнейшем росте угла атаки за счет увеличения зоны отрыва потока на верхней поверхности крыла падает разность давления между нижней и верхней поверхностью, и подъемная сила начинает снижаться.
—1- Сха.Суа 1 .Суа
1 ц
1 -о
0,5 а Ц/С -[ а я - ---
в _ - в _ , 3. - -В- „ -В- - .а--' ^■Сха
г 0 3 -0,5 -1 ; ю 15 го г5 зо 35
а
-1.5
Рис. 5. График зависимости коэффициентов лобового сопротивления
и подъемной силы от угла атаки
Поляра самолета показывает, что наивыгоднейший угол атаки составляет а =+4о (рис. 6).
___ Т
/ 8 12 16 20 74 __—* 2Е --• л
/4 ¿Т 32
/0 [ 4 -4 ; с,
.4 0, ,6 0. ,8 1 1. Сха
-—, -12
Рис. 6. Поляра модели БПЛА
При этом же угле атаки реализуется и максимальное аэродинамическое качество модели К тах =13,6 (рис. 7).
147
15 К
15
/ л 5
15 -1 0 5 / 0 .с; 10 15 20 25 3
■10
Рис. 7. Зависимость аэродинамического качества от угла атаки
График зависимости коэффициента момента тангажа относительно носка ЛА от угла атаки тг(а) при -8° < а <+10° имеет линейный характер и в целом свидетельствует об аэродинамической устойчивости планера (рис.8).
0,6 0,4 0,1 \ : \ 43,4 43,6 -9тВ- ГШ
а 5
15 -1 0 10 15 го 25 30 3
-1,2
Рис. 8. Зависимость коэффициента момента тангажа от угла атаки
Зависимость коэффициента центра давления от угла атаки ^д(ос) (рис.8) показывает, что он изменяется незначительно и в среднем составляет около ХА ~ 0,47. При угле атаки около а ~-3°, когда коэффициент нормальной силы Су =0, кривая имеет разрыв, так как исчезающе малая сила для получения конечного момента должна иметь неограниченно возрастающее плечо (рис. 9).
-£- 0 3 0,6 У X]
" о — >1 у А 1 0,2 0,1 л -У
-15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 30 ^ 35
Рис. 9. Зависимость коэффициента центра давления
от угла атаки
Заключение
Анализ полученных по данным экспериментов АХ модели БПЛА показывает, что в целом их вид соответствует стандартным АХ летательных аппаратов соответствующей компоновки.
В качестве предложения для ослабления поперечных перетеканий на крыле и снижения вихревого сопротивления предлагается установить на верхней поверхности крыла вертикальные законцовки в соответствии с рекомендациями [3].
Полученные результаты экспериментальных исследований рекомендуется использовать в качестве базы данных АХ при проектировании БПЛА для предварительной оценки достижения заданных летно-технических характеристик, а также для верификации численных исследований, выполняемых на ЭВМ.
Список литературы
1. Беспилотная авиация: терминология, классификация, современное состояние / под ред. В.С. Фетисова. Уфа: ФОТОН, 2014. 217 с.
2. Харитонов А.М. Техника и методы аэрофизического эксперимента. Методы и средства аэрофизических измерений. Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2007. Ч.2. 456 с.
3. Колесников Г.А., Марков В.К., Михайлюк А.А. и др. Аэродинамика летательных аппаратов: учебник для вузов по специальности «Самолетостроение». М.: Машиностроение, 1993. С. 200-202.
Савищенко Николай Петрович, канд. техн. наук, старший научный сотрудник, n_savishenko@mail. ги, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Апевалов Игорь Владимирович, научный сотрудник, on_ge_goga@mail. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Дёма Игорь Анатольевич, научный сотрудник, demaoa@yandex.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Попов Александр Сергеевич, адъюнкт, saga30@yandex. ru, Россия, Воронеж, ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина»» Воронеж, Россия
EXPERIMENTAL STUDIES OF THE AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF AN UNMANNED AERIAL VEHICLE
N.P. Savishchenko, I.V. Apevalov, I.A. Dema, A.S. Popov
The results of experimental studies of aerodynamic characteristics of models of a short-range unmanned aerial vehicle on a subsonic wind tunnel T-2 Mozhaysky Military Space Academy.in collaboration with the Air Force Academy named after professor N.E. Zhukovskogo and Y.A. Gagarin are presented. Based on the analysis of experimental data, energy-efficient flight regimes were determined and recommendations were given for improving the aerodynamic characteristics of the aircraft.
Key words: unmanned aerial vehicle, aerodynamic characteristics, wind tunnel, experimental studies
Savishchenko Nikolay Petrovich, candidate of technical sciences, senior researcher, n savishenkoamail.ru, Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Apevalov Igor Vladimirovich, researcher, on ge gogaamail. ru, Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Dema Igor Anatolievich, researcher, demaoaayandex. ru, Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Popov Aleksandr Sergeevich, adjunct, saga3Oayandex.ru, Russia, Voronezh, Air Force Academy named after professor N.E. Zhukovskogo and Y.A. Gagarin
