Михайлов Юрий Степанович - кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ.
Жуковский
Yuriy S. Mikhailov - Candidate of Technical Sciences, Leading Research Fellow.
Степанов Юрий Георгиевич - кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ.
Yuriy G. Stepanov - Candidate of Technical Sciences, Leading Research Fellow.
В настоящее время существует большой интерес к разработке новых профилей для ветротурбин и высоконесущих крыльев беспилотных летательных аппаратов. Требования к этим профилям отличаются от требований к классическим авиационным профилям из-за конструктивных причин и экстремальных условий работы. Разработка современных профилей выполняется с использованием численных методов, однако сложные условия обтекания, такие как отрыв потока на больших углах атаки, ламинарные «баблы» (пузыри) и переход ламинарного течения в турбулентное, не поддаются точному предсказанию. Поэтому испытания профилей в аэродинамических трубах (АДТ) в условиях плоского течения являются важным этапом их проектирования. В настоящей работе рассмотрена задача разработки и аттестации испытательного стенда для исследования одно- и многоэлементных профилей в аэродинамической трубе T-102 в условиях двумерного течения. Т-102 - труба непрерывного действия, замкнутого типа с открытой рабочей частью и двумя обратными каналами. Рабочая часть с эллиптическим поперечным сечением 4 х 2,33 м имеет длину 4 м. Для моделирования двумерного течения в рабочей части изготовлены две большие плоские панели размера L х H = 3 х 3,9 м, установленные вертикально на раме весов параллельно набегающему потоку. Аэродинамические силы и момент тангажа, действующие на модель, измеряются штатными весами АДТ. Для учета ограниченности размеров струи в новой рабочей части трубы определены поправки на влияние границ потока. Значения поправок к углам атаки и сопротивлению установлены из испытаний трех геометрически подобных моделей, проведенных при одинаковых числах Рейнольдса. Введение поправок к результатам испытаний профиля NACA 6712 в компоновке крыла с удлинением 3,2 обеспечило хорошее согласование с данными профиля, полученными в АДТ, за исключением значений коэффициентов подъемной силы и сопротивления при больших углах атаки.
At present, there is a great interest in the development of new airfoils for wind turbines and high-lift wings of unmanned aerial vehicles (UAV). The requirements for such airfoils differ from conventional aircraft airfoils, because of structural reasons and extreme operating conditions. So, wind turbine airfoils operate frequently under fully separated flow when stall is used for power regulation at high wind speeds. At the same time design of airfoils for wings UAV poses the problem of availability of high-lift at low Reynolds number. Modern airfoils are to a large extent developed from numerical methods. However, the complex flow conditions such as separation at high angles of attack, laminar separation bubbles and the transition from laminar to turbulent flow are difficult to predict accurately. Hence, testing of airfoils at a two-dimensional condition is an important phase in airfoil design. The development and validation of a 2D testing facility for investigation of single and multi-element airfoils in the wind tunnel Т-102 with open test section are considered in this article. T-102 is a continuous-operation, closed-layout wind tunnel with two reverse channels. The test section has an elliptical cross-section of 4 ×2,33 m and a length of 4 m. Two big flat panels of the L × H=3 ×3,9 m size installed upright on balance frame aligned with the free stream are used for simulating two-dimensional flow in the tunnel test section. The airfoil section in the layout of a rectangular wing is mounted horizontally between flat panels with minimum gaps to ensure 2D flow conditions. The aerodynamic forces and pitch moment acting on the model were measured by wind tunnel balance. To determine boundary corrections for a new test section of wind tunnel, the experimental investigation of three geometrically similar models has been executed. The use of boundary corrections has provided good correlation of the test data of airfoil NACA 6712 with the results obtained from the wind tunnel except for lift and drag coefficient values at high angles of attack.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.