MODELOWANIE ZRZUTU PODWIESZEŃ
W TUNELOWYCH BADANIACH AERODYNAMICZNYCH
ANDRZEJ KRZYSIAK Instytut Lotnictwa
e-mail: andkrzys@ilot.edu.pl
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
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).
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):
T R
V l V
l ÷÷
ø çç ö è
=æ ×
÷÷ø çç ö è
æ × ¥ ¥
g
g , (1)
2° liczby Macha (M):
T
R a
V a
V ÷÷ø
çç ö è
=æ
÷÷ø çç ö è æ
¥
¥
¥
¥ , (2)
3° liczby Froude`a (Fr):
T
R l g
V g
l
V ÷÷ø
çç ö è æ
= ×
÷÷ø çç ö è æ
×
¥
¥2 2
, (3)
4° liczby Strouhala (Str):
T
R l
t V l
t
V ÷
ø ç ö è
æ ×
÷ = ø ç ö è
æ ¥ × ¥
, (4)
gdzie:
a¥ [m/s] - prędkość dźwięku w przepływie niezakłóconym, g [m/s2] - przyspieszenie ziemskie,
l [m] - długość charakterystyczna, t [s] - okres drgań,
V¥ [m/s] - prędkość przepływu niezakłóconego, n [m2/s] - lepkość kinematyczna,
( )R - wielkości odniesione do warunków rzeczywistych, ( )T - wielkości odniesione do warunków tunelowych.
Warunek podobieństwa geometrycznego opływanych ciał w warunkach rzeczywistych i tunelowych można wyrazić następującą zależnością:
=l
T R
l
l , (5) gdzie: l - skala modelu.
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
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:
T a R
a
g m
F g
m
F ÷÷ø
çç ö è æ
= ×
÷÷ø çç ö è æ
× , (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.
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 V
T R
¥ = ¥
l , (7)
co oznacza, że prędkość przepłwu w tunelu jest mniejsza niż
w rzeczywistości.
- oraz liczby Strouhala (4), stąd: t t
T = R
l, (8)
gdyż, przyspieszenia zarówno w warunkach modelowych jak i rzeczywistych są jednakowe
· 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:
T a R a
m F m
F ÷
ø ç ö è
=æ
÷ø ç ö è
æ , (9)
czyli:
T F R
F
m
S c V m
S c V
÷÷ ø ö çç
è
æ × × × ×
÷ =
÷ ø ö çç
è
æ × × ¥2× × 12 ¥2
12 r r
, (10)
gdzie:
cF - współczynnik siły aerodynamicznej, S [m2] - powierzchnia odniesienia,
r [kg/m3] - gęstość powietrza.
z zależności (5):
SR =l2×ST, (11)
a z zależności (7):
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:
( ) ( )
cF R @ cF T. (13) Z równania stanu gazu doskonałego wynika, że:R T
p
= ×
r , (14)
gdzie:
p [kg/m2] - ciśnienie statyczne,
÷÷ø çç ö
è æ
* K s R 2m0
2
- stała gazowa,
[ ]
KT ° - temperatura bezwzględna w przepływie, r [kg/m3] - gęstość powietrza.
Następnie, zakładając, że TR*@TT*, oraz podstawiając zależności (11÷14) do równania (10), otrzymuje się:
T
R p
m p
m ÷÷
ø çç ö è
×æ
÷÷ = ø çç ö è
æ l3 . (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:
mT 13 mR
@ l . (16)
Postać równania (15) jest przydatna przy konstruowaniu modelu zrzucanego podwieszenia, jednak lepszą interpretację fizyczną powyższego wzoru można uzyskać, podstawiając do niego zależności (17÷19):
T R
p=r× × , (17)
m=r J , p× (18)
gdzie:
J [m3] - objętość podwieszenia, a:
rP [kg/m3] – średnia gęstość podwieszenia, Ze skali modelu i równania (5) wynika, że:
JR =l J3× T, (19)
stąd:
T p R
p ÷÷
ø çç ö è
=æ
÷÷ø çç ö è æ
r r r
r . (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:
ò
×= r dm
I 2 , (21)
gdzie:
r jest odległością elementu masowego od osi obrotu Podstawiając do tego równania zależność (15) oraz wiedząc, że:
rR = ×l rT, (22)
otrzymamy:
T T R T
T T R R
R
R I
p dm p
p r dm p
r
I =
ò
2× =l5 × ×ò
2× =l5 × × , (23)stąd:
T
R p
I p
I ÷÷ø
çç ö è
×æ
÷÷ = ø çç ö è
æ 5
l . (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.
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 ³MKR . 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
(
ReKR)
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:
T F R
F
m
S c V m
S c V
÷÷ ø ö çç
è
æ × × × ×
÷ =
÷ ø ö çç
è
æ × × ¥2× × 12 ¥2
12 r r
. (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:
T
R p
m p
m ÷÷
ø çç ö è
×æ
÷÷ = ø çç ö è
æ l2 . (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".
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 p
p dm
R R
T
=l2× × T, (28)
a rR = ×l rT,
otrzymamy:
T T R T
T T R R
R
R I
p dm p
p r dm p
r
I =
ò
2 × =l4 × ×ò
2 × =l4× × , (29)stąd:
T
R p
I p
I ÷÷
ø çç ö è
×æ
÷÷ = ø çç ö è
æ 4
l . (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 podwieszeń przeprowadzone zostały w tunelu dużych prędkości N-3 Instytutu Lotnictwa.
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.
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.
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.
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.
· 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 tunnel- flight 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.
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.
