В предыдущей части этой серии (ссылку см. в разделе Ресурсы ниже) были рассмотрены книги Мартина Саймонса, связанные с моделированием самолетов и, в частности, с тем, как в них рассматривается вопрос о центре тяжести. В этом месяце мы обратимся к обсуждению Саймонсом еще одной темы, представляющей интерес для сообщества парящих RC: турбулизаторов. Мы начинаем с комментариев куратора Питера Скотта, а затем следуют тексту и изображениям из книг Мартина, если не указано иное. — Ред.

Это снова материал из прекрасных книг Мартина Саймонса, на этот раз посвященный турбулизаторам. Число Рейнольдса играет центральную роль в потоке жидкости и всегда было для меня загадкой. Конструкторы самолетов используют масштабные модели в своих экспериментах в аэродинамической трубе, поэтому их опыт важен для нас. В следующей статье будет больше о числе Рейнольдса, но поскольку Мартин упоминает его, я процитировал краткий отчет из BYJU (см. Ресурсы ниже):

«Число Рейнольдса — это безразмерная величина, которая используется для определения типа течения, ламинарного или турбулентного, при протекании по трубе. Число Рейнольдса определяется отношением сил инерции к силам вязкости.

«Если рассчитанное число Рейнольдса велико (больше 2000), то говорят, что поток в трубе турбулентный. Если число Рейнольдса низкое (менее 2000), то течение называют ламинарным.

«Число Рейнольдса названо в честь британского физика Осборна Рейнольдса. Он обнаружил это, наблюдая за различными характеристиками потока жидкости, такими как поток жидкости через трубу. Он также заметил, что тип течения может внезапно перейти от ламинарного к турбулентному».

Отсюда и далее весь текст и изображения из книг Мартина, в данном случае только две.

Модель полета

3.18 Ламинарный и турбулентный поток

В поисках более низкого сопротивления в последнее время большое внимание уделялось потоку воздуха внутри пограничного слоя, слоя воздуха, который увлекается за счет трения с обшивкой крыла, а не просто обтекает его. Пограничный слой часто играет решающую роль в принятии решения о том, когда крыло сваливается, так как разделение начинается первым в этом слое. В пограничном слое возникают два совершенно разных типа течения: ламинарное и турбулентное (рис. 3.23).

Ламинарный пограничный слой — это слой, в котором поток вблизи обшивки крыла организован в виде очень тонких пластин или пластин, которые плавно скользят друг по другу с очень небольшим сопротивлением трению . Ламинарный пограничный слой создает небольшое поверхностное сопротивление. Турбулентный пограничный слой сильно возмущен, частицы быстро движутся вверх, вниз и в стороны. Это создает большее сопротивление трения на поверхности крыла. Турбулентный пограничный слой также толще ламинарного, поэтому общий обтекаемый поток вне пограничного слоя должен проходить над тем, что фактически имеет более толстую форму, чем если бы пограничный слой был полностью ламинарным. Это увеличивает сопротивление формы.

На полноразмерных самолетах пограничный слой над крылом обычно начинается ламинарным, но после очень короткого расстояния плавное скользящее течение нарушается и пограничный слой становится турбулентным (рис. 3.24).

Примерное визуальное представление о том, что происходит, можно получить, наблюдая за тем, как вода растекается по гладкой поверхности, например по дну ванны или раковины, при открытом кране. Течение вначале ламинарное, но на некотором удалении от места удара струи жидкости происходит поверхностный переход и преобладает турбулентное течение с увеличением глубины. Пограничный слой над крылом, хотя и невидимый, очень похож на него. Как только переход происходит, процесс нельзя обратить вспять, поэтому высокое поверхностное сопротивление сохраняется на крыле позади перехода, вплоть до задней кромки. (Были проведены эксперименты с всасыванием через небольшие отверстия в крыле, чтобы удалить турбулентный пограничный слой после его образования. Это может восстановить ламинарный поток, но вскоре он снова меняется на турбулентный. Всасывание должно продолжаться до задней кромки.)

Совсем небольшие дефекты, такие как головки заклепок и едва заметные ямочки на обшивке крыла, летучие пятнышки и сколы краски, могут испортить даже имеющееся незначительное ламинарное течение. Следовательно, полноразмерные самолеты часто летают с полностью турбулентными пограничными слоями.

3.19 Масштабные эффекты

В нескольких сантиметрах за передней кромкой большого самолета пограничный слой обычно становится турбулентным. Хотя поверхностное сопротивление высокое, по крайней мере, основной воздушный поток не отталкивается от поверхности. Модельные крылья в этом отношении ведут себя иначе, чем полноразмерные. На модельном крыле несколько сантиметров ламинарного потока могут простираться от передней кромки до некоторой точки достаточно далеко позади крыла, насколько далеко это зависит от хорды крыла в каждой точке и скорости полета. Сначала это звучит так, как будто у модели должно быть преимущество с точки зрения сопротивления профиля.

К сожалению, это не случай. Ламинарный пограничный слой на модельном крыле только потому, что он создает меньше поверхностного сопротивления и имеет меньшую передачу энергии потока крылу, стремится полностью отделиться от поверхности, как только будет пройдена точка минимального давления (максимальной скорости потока). . В худшем случае это разделение является полным. Крыло глохнет очень рано. Медленные модели свободного полета с толстыми крыльями и малыми хордами страдают от такого преждевременного сваливания и плохо летают. В радиоуправляемых моделях, если крыло не слишком толстое, обычно происходит образование разделительных пузырей (рис. 3.25).

Когда ламинарный пограничный слой покидает обшивку крыла, он после небольшой задержки обычно распадается на более толстый турбулентный слой. Это увеличение толщины позволяет снова прикрепить его к крылу. Под отделившейся областью находится «пузырь» застойного воздуха, который не движется вниз по течению вместе с потоком, а остается на крыле с собственной циркуляцией. Разделительный пузырек может иметь длину в несколько сантиметров в направлении по хорде и на небольшой модели может покрывать большую часть верхней поверхности крыла. Обычно также бывает нижний поверхностный пузырь.

Чем больше крыло и чем быстрее оно летит, тем менее важными становятся эти разделительные пузыри. Они возникают на полноразмерных планерах, но на большом крыле при высокой скорости полета небольшой разделительный пузырь не оказывает большого влияния. На модельном крыле, летящем медленно с малой хордой, такой пузырь может привести к очень серьезному ухудшению характеристик. Это создает эффективное нарушение основного воздушного потока и создает дополнительное сопротивление формы. Эффект разделительного пузыря можно сравнить с открытием небольшого воздушного тормоза высотой в несколько миллиметров на всем пути от кончика крыла до кончика крыла на модели. Таким образом, модельные крылья никогда не бывают такими эффективными, как полноразмерные.

3.20 Турбулизаторы

Иногда это улучшает характеристики модели медленного полета с малой хордой, если образование отрывного пузыря можно предотвратить, вызывая переход пограничного слоя до того, как на крыле будет достигнута точка минимального давления. Иногда это можно сделать с помощью турбулизаторов (рис. 3.26).

Это очень тонкие полоски узкой ленты, наклеенные на крыло по размаху на небольшом расстоянии от точки, где ожидается образование отрывного пузыря. Турбулятор не должен быть слишком толстым, так как в этом случае он может иметь худшее влияние на производительность, чем сам разделительный пузырек. Есть некоторые свидетельства того, что укладка ленты в виде пилообразной или зигзагообразной формы дает больший эффект. Некоторые пилоты моделей также считают, что использование слегка грубого материала покрытия крыла, такого как ткань с легким легированием, вместо очень глянцевой пленки или лакокрасочного покрытия помогает добиться перехода пограничного слоя. Здесь имеется очень мало определенной информации в качестве ориентира, но стоит попробовать турбулизаторы, если есть какие-либо сомнения в производительности конкретной модели.

Полоски липкой ленты могут быть достаточно легко размещены и удалены, при этом наблюдается изменение поведения модели. Идея использования нескольких турбулизаторов или активаторов пограничного слоя один за другим также заслуживает изучения. Намерение состоит не в том, чтобы способствовать турбулентному потоку по всему крылу, а в том, чтобы сохранить ламинарный пограничный слой над передней частью обшивки, насколько это безопасно, а затем вызвать переход непосредственно перед точкой ламинарного отрыва. Турбулизаторы могут оказаться полезными как на верхней, так и на нижней поверхностях крыла, и эксперимент в настоящее время является лучшим способом выяснить, где их следует разместить.

Проблема разделительного пузыря — это только один из аспектов эффекта масштаба. Другая проблема связана с присущей воздуху вязкостью. Движение в вязких жидкостях, таких как патока, гораздо труднее, чем в менее вязких веществах, таких как вода или воздух. Хотя воздух и не очень вязкий, тем не менее он обладает определенной липкостью. Для очень большого самолета это относительно неважно, но для мелких существ, таких как комары и мошки, полет чрезвычайно затруднен. Для таких маленьких крылышек воздух кажется почти патокой. Чтобы компенсировать это, маленькие насекомые бьют крыльями с чрезвычайно высокой скоростью, поэтому скорость воздушного потока над их поверхностью довольно высока. Между этими крайностями находятся модели самолетов, не такие маленькие, как насекомые, но и не такие быстрые, как полноразмерные самолеты. По отношению к размеру крыла и скорости, относительная вязкость воздуха постоянно увеличивает сопротивление. По этой причине быстро летающая модель с большой хордой крыла всегда имеет преимущество перед маленькой, медленной моделью с узкой хордой, совершенно независимо от упомянутых выше эффектов отрывного пузыря. Эффекты вязкости сильнее ощущаются на толстых крыльях, что является еще одной причиной использования тонких аэродинамических поверхностей на моделях, когда требуется минимальное сопротивление.

Масштабный эффект часто выражается числом Рейнольдса или Re . Полноразмерные легкие самолеты с двигателями летают при числах Re больше 1 000 000, планеры и сверхлегкие самолеты - несколько меньше на их более низких скоростях. Гоночные модели Pylon и многоцелевые планеры достигают Re около 500 000 при максимальной скорости и самых широких хордах крыла. Большинство спортивных моделей летают на Re от 100 000 до 300 000. Комары и другие мелкие насекомые находятся в диапазоне от 5 до 10 000 Re.

Аэродинамика модели самолета

8.4 Радиус передней кромки

Шмитц утверждал, что причиной низкого критического Re этих профилей была их комбинация очень малого радиуса носа или передней кромки и относительно небольшой кривизны верхней поверхности. Точка торможения воздушного потока у передней кромки крыла при положительном угле атаки всегда находится немного ниже геометрической передней кромки. Пограничный слой начинает свое путешествие по верхней поверхности, обтекая саму переднюю кромку. При больших углах атаки течение в этой окрестности даже несколько выше по течению (рис. 8.7).

Из близкого застоя пограничный слой движется к области низкого давления на верхней поверхности и ускоряется. Если профиль имеет плавно закругленную переднюю кромку большого радиуса, как это обычно бывает у толстых профилей, пограничный слой легко повторяет эту кривую и остается ламинарным. Если радиус передней кромки мал, пограничный слой вынужден обтекать очень острую кривую или даже ножеобразную кромку, очень резко меняя направление и быстро ускоряясь к точке низкого давления, которая на профилях такого раннего типа лежит только на небольшом расстоянии от передней кромки. Можно ожидать, что инерция пограничного слоя преодолеет силы вязкости при таком резком изменении направления и отделится от поверхности крыла. Он снова прикрепляется сразу же, когда угол пройден, но очень маленький пузырь разделения, то, что Шмитц назвал «перевернутым вихрем», формируется в пограничном слое. Таким образом, малый радиус передней кромки вносит некоторую искусственную турбулентность в воздушный поток, способствуя раннему переходу. Повторное присоединение происходит не мгновенно. Образуется разделительный пузырь, и пограничный слой снова прикрепляется на некотором расстоянии позади передней кромки.

8.5 Турбулизаторы

Эффект острой передней кромки очень похож на действие проволоки турбулизатора в основном потоке перед передней кромкой. Аналогичный эффект достигается путем установки на передней кромке или сразу за ней приподнятой «откидной планки» или турбулизатора передней кромки, которые могут быть различных форм и размеров. В каждом случае требуется кратковременный пузырь отрыва, за которым следует турбулентное повторное присоединение вниз по течению. Слишком маленький турбулизатор не обеспечит раннего перехода, а слишком большой может сам вызвать отрыв потока.

После того, как пограничный слой подвергся турбулентности, важно, чтобы он не отделялся от верхней поверхности. Профиль с турбулизатором или острой передней кромкой по-прежнему требует, чтобы воздух текал против неблагоприятного градиента давления после того, как он прошел точку минимального давления. Тонкий профиль представляет собой менее сложную задачу для пограничного слоя, поэтому можно избежать разделения на верхней поверхности. С нижней стороны при больших углах атаки отрыв потока маловероятен, так как после прохождения критической точки поток стремится вплотную следовать за поверхностью тонкого профиля. На малых углах атаки очень вероятно отделение днища за передней кромкой, но возможно повторное присоединение перед задней кромкой.

8.6 Разделительные пузырьки

Шмитц не исследовал в деталях размер разделительных пузырей над своими аэродинамическими профилями, и, как показано на рис. 8.3, они могут быть очень большими. Профиль Go 801, протестированный Kraemer, имеет меньшую толщину, чем N60 (10% против 12,6%). У него немного меньший радиус носа, но больший развал (7% при 35% по сравнению с 4% при 40%). Таким образом, он несколько приближается к профилю тонкой изогнутой пластины, а его критическое Re несколько ниже, чем у N60. Некоторые детальные измерения, проведенные Чарватом из Калифорнийского университета в 1956–1957 годах, показали, что профиль формы, показанной на рис. 8.8, с малым радиусом вершины 0,7%, также имеет отрывные пузырьки, очень похожие на пузырьки на профиле 801. Профиль в данном случае, спроектированный Серединским по одному из предложений Шмитца, основывался на профиле ортодоксального типа, но нижняя сторона передней кромки была срезана, чтобы получился профиль с местом для лонжеронов крыла, но с преимуществами небольшого радиуса передней кромки. В этих испытаниях разделительный пузырек образовывался примерно на 35-40% хорды. Выше угла атаки 7° пузырек двигался вперед. Перед сваливанием произошел отрыв турбулентного потока над задней частью, но профиль работал хорошо.

Большое значение имеет эффект образования и движения отрывных пузырей. Пузырь достаточно велик, чтобы отклонить основной воздушный поток над верхней поверхностью по более длинному пути, как если бы профиль был более выпуклым. Было установлено, что профиль с максимальным развалом далеко вперед развивает высокий максимальный коэффициент подъемной силы. Результат этого эффективного увеличения развала вместе с движением пузыря вперед.на больших углах атаки, заключается в увеличении наклона кривой подъемной силы выше того, который предсказывает теория. Такие данные, полученные при работе с моделями, как правило, подтверждают, что некоторые аэродинамические поверхности на небольших моделях свободного полета ведут себя хаотично. Это может быть связано со смещением разделительного пузыря и его сглаживающим эффектом на хордовую кривую давления из стороны в сторону на крыле при незначительном изменении угла атаки. Колеблющиеся давления по профилю вызывают резкие изменения момента тангажа, который и без того велик из-за большого развала таких крыльев. Петля гистерезиса вызвана разрывом и повторным образованием разделительного пузыря. Модель в этой критической области Re, способная к устойчивому полету в спокойном воздухе, может стать неуправляемой в суровых условиях. Эти факторы в сочетании с присущими крылу с большим удлинением свойствами, присущими чувствительности к тангажу, делают трудности для операторов модели планера более серьезными. При условии, что эти проблемы могут быть преодолены, нет никаких сомнений в том, что для высоких характеристик крыла с очень низким Re отлично подходят тонкие профили с малым радиусом передней кромки и соответствующим изгибом.

Добавляя турбулизаторы к более толстым профилям, можно улучшить низкоскоростные характеристики. Турбулизаторы, используемые Шмитцем и другими, обычно представляли собой тросы, установленные перед передней кромкой на легких выносных опорах. В практичных моделях провода можно заменить тонкими эластичными или пластиковыми нитями. Однако они доставляют неудобства в работе, а «полосой отключения» передней кромки легче управлять. Преимущество таких полосок заключается в том, что их можно слегка прикрепить булавками или «приклеить гвоздями» в различных положениях для пробы, а также перемещать или изменять размер для достижения наилучших результатов. Если критическое значение Re выбранного профиля уже низкое, турбулизаторы не могут оказать большого влияния на характеристики неподвижного воздуха. Однако, инициируя отрыв в фиксированной точке на крыле, они, вероятно, стабилизируют положение отрывного пузырька, уменьшая колебания моментного коэффициента.

8.7 Влияние структуры и поверхности

Модели, построенные по традиционным линиям, могут фактически иметь встроенные турбулизаторы. Провисание ткани или другого тонкого покрытия за лонжероном передней кромки между нервюрами создает выпуклость в профиле. Это может благотворно сказаться на переходе, и только так можно объяснить хорошую работу некоторых небольших, легких моделей. Среди его испытаний Go 801 Kraemer включал испытания модели с бумажным покрытием, которые показали, что докритический поток преобладает до Re 42 000, что сравнимо с тем же аэродинамическим профилем с проволокой турбулизатора. Результаты в аэродинамической трубе для нескольких крыльев, покрытых пробковым деревом и тканью, проведенные в Штутгартском университете и опубликованные доктором Д. Альтхаусом (Profilpolaren fur den Modelflug, Vol.2) показали тот же эффект при размерах и скоростях крыла модели свободного полета. Это говорит о том, что попытки моделистов сохранить очень точные профили передней части низких малых крыльев моделей иногда ошибочны. Простая передняя кромка, покрытая тканью или пленкой, может оказаться более эффективной, чем передняя кромка с идеальной поверхностью, особенно если используемый профиль крыла имеет толстую сторону с большим радиусом передней кромки. Тем не менее, следует подчеркнуть, что когда модель достаточно велика или достаточно быстра, чтобы избежать проблем с докритическим Re, турбулизаторы и неровности поверхности на передней кромке вызывают увеличение сопротивления и падение cl max [коэффициент подъемной силы ] . Это может быть подтверждено изучением многих других результатов испытаний в аэродинамической трубе, доступных в настоящее время.

Серединский тип крыла (рис. 8.8) напоминает профиль крыла некоторых более крупных парящих птиц. Хотя его сложно построить, он может оказаться эффективным на моделях меньшего размера или моделях с очень высоким соотношением сторон и небольшими хордами. Передняя кромка похожа на кромку простой изогнутой пластины, но утолщение профиля на нижней стороне обеспечивает место для прочного основного лонжерона без особого влияния на поток на верхней поверхности.

8.8 Активаторы пограничного слоя

Исследование, проведенное Мартином Преснеллом в аэродинамической трубе в Хатфилде, показало, что улучшения характеристик планеров для свободного полета и самолетов с резиновым приводом можно добиться за счет использования нескольких «трип-полос» или, по терминологии Преснелла, «активаторов».

Тестовые крылья с использованием Benedek 6356b были изготовлены из материалов, подобных тем, которые используются в типичной модели планера FI A (A2). Использовались нервюры крыла и лонжероны из пробкового дерева, каркас был обтянут папиросной бумагой, легированной. В одном случае передняя треть крыла была обшита тонколистовой бальзой. Не только лифт и

Измерены силы сопротивления, но были проведены некоторые тесты визуализации потока. Они включают покрытие испытательного крыла пигментированным керосином, чтобы выявить природу пограничного слоя. Там, где пограничный слой турбулентный, керосин быстро испаряется, оставляя пленку пигмента. Внутри ламинарного разделительного пузыря испарение происходит менее быстро, поэтому поток воздуха, ближайший к обшивке крыла, можно увидеть, когда жидкость движется вверх по течению {}. В полностью ламинарных областях течения керосин дольше остается жидким и течет в нормальном направлении вниз по потоку. Затем для каждого угла атаки можно обнаружить точку отрыва потока и его присоединение ниже по течению от пузырька. (Моделисты иногда замечали, что при полете ближе к вечеру или ранним вечером, когда выпадает роса, роса, оседающая на крыле перед полетом, все еще иногда будет присутствовать после полета на передней кромке, где поток ламинарный, но испаряется с задней части крыла, где ожидаются турбулентные пограничные слои.) В тестах Преснелла добавление единственного турбулятор на 5% хорды крыла, как и ожидалось, улучшил измеренные показатели подъемной силы и сопротивления при числах Рейнольдса ниже 40 000, хотя разделительный пузырь все еще присутствовал. Турбулятор состоял из тонкой полоски липкой пластиковой ленты толщиной 0,15 мм и шириной 0,75 мм, проходящей поперек. 000, хотя разделительный пузырь все еще присутствовал. Турбулятор состоял из тонкой полоски липкой пластиковой ленты толщиной 0,15 мм и шириной 0,75 мм, проходящей поперек. 000, хотя разделительный пузырь все еще присутствовал. Турбулятор состоял из тонкой полоски липкой пластиковой ленты толщиной 0,15 мм и шириной 0,75 мм, проходящей поперек.

Затем было обнаружено, что добавление дополнительных полос той же тонкой ленты в различных местах на хорде позади турбулизатора привело к дальнейшему улучшению показателей подъемной силы и сопротивления. Наилучшие результаты при Re ниже 70 000 были получены при использовании пяти таких стимуляторов в положениях, показанных на рис. 8.9. Первоначальный 5% турбулизатор остался на месте.

Преснелл отметил, что размещение стимулятора в разделительном пузыре, обнаруженное керосином, не дало заметной разницы. Первый активатор должен быть размещен сразу за точкой присоединения, а остальные - над задней частью крыла в турбулентном пограничном слое. Точный механизм стимуляторов в настоящее время до конца не изучен. Возможно, они помогают уже турбулентному пограничному слою оставаться прикрепленным к крылу после прохождения пузыря. Преснелл отметил, что несколько ведущих участников соревнований успешно использовали стимуляторы.

© 1978, 1988 Мартин Саймонс

Ресурсы

• Desktop Wind Tunnel от Марка Уоллера на YouTube: «Я не знаю, зачем я это сделал. Просто немного повеселиться во время самоизоляции и удовлетворить свое природное любопытство! Это возможность попробовать сфотографировать несколько крутых изображений воздушного потока в разных ситуациях…»
• Что такое число Рейнольдса? от BYJU. — «безразмерная величина, которая используется для определения типа течения как ламинарного или турбулентного при течении в трубе. Число Рейнольдса определяется отношением сил инерции к силам вязкости…»

• Новое открытие Мартина Саймонса: Часть IV - Центр тяжести, как описано в книгах известного автора по моделированию самолетов.

• Планирование с радиоуправлением
• Модель полета
• Аэродинамика модели самолета