Експериментална аеродинамика

Модел Новог авиона у аеротунелу
трисоник Т-38 („трансоничнa коморa“),
у Ваздухопловнотехничком институту.
Експериментална аеродинамика се бави експерименталним истраживањем, развојем и мерењем аеродинамичких параметара летелице, у аеротунелима и у лету, у функцији оптимизације пројекта. Експериментална аеродинамика, како у лабораторијама на земљи, тако и у лету користи интердисциплинарне технологије.

Међусобним поређењем добијених резултата, у земаљским лабораторијама и у лету, усавршавају се методе, лабораторије и мерна опрема за истраживања и мерења, а уједно се повећава поузданост усвојених карактеристика у пројекту. Коначно, ти усвојени подаци су основа за развој и корекцију аналитичких метода, које се користе у аеродинамичком сегменту пројекта летелица.

Експериментална аеродинамика (посебно у лету) постиже два главна задатка: 1) проналажење и уклањање било каквих проблема пројекта у тој области и 2) проверу и документовање могућности издавање сертификације за летелицу од стране владе или прихватање исте од купца.

Експериментална аеродинамика у аеротунелима

Експериментална аеродинамика бави се углавном истраживањем, имплементацијом развијених метода и верификационим мерењем у свим нивоима пројекта.

Силе и моменти у аеродинамичком
координатном систему авиона.
Користи од аеротунела за испитивање модела предложеног авиона су незамењиве. У аеротунелу, инжењер може да пажљиво контролише услове токова који утичу на силе које делују на авион. Пажљиво мерећи сила на моделу, инжењер може да предвиди силе на авиону пуне размере. И помоћу специјалних дијагностичких техника, инжењер може боље разумети и побољшати перформансе авиона. Управо је мерење најједноставнији начин одређивања аеродинамичких сила и момената, који делују на неко тело при његовом кретању кроз ваздух. За потребе мерења се поставља дотично тело, или његов модел (конкретно модел авиона), у ваздушну струју у аеротунелу. Модел се поставља у радни део аеротунела, у коме је струјање ваздуха устаљено и униформно. Посредно се модел поставља преко мерних уређаја, који се називају аероваге. На аероваге се преноси оптерећење од аеродинамичких сила и момената на различитим нападним и угловима клизања модела при успостављеној брзини струјања ваздуха у радном делу аеротунела. Преко мерних делова ароваге, се региструју оптерећења од аеродинамичких сила и момената. Истовремено се мери брзина, притисак и температура ваздуха, у радном делу аеротунела. С познатом геометријом модела, на основу измерених величина аеродинамичких сила и момената, једноставно се аналитички одређују њихови коефицијенти за одговарајући Рејнолдсов и Махов број струјања ваздуха. Идеално би било када би било могуће у тунелу успоставити идентичне услове као у лету.

У аналитичкој и експерименталној аеродинамици је увек основни задатак одредити три силе и три момента, сагласно аеродинамичком координатном систему. У аеротунелима се осе аеродинамичког координатног система поклапају с осама радног дела. Силе и моменти се могу измерити директно, а могу и преко мерења расподеле притиска на моделу. Расподела притиска може бити од интереса за детаљнију анализу локалних оптерећења, а укупно се добија интеграцијом површинске расподеле.

Мерење расподеле притиска

Шематски принцип манометра
са стакленом U цеви.
Мерењем локалног статичког притиска, у довољно густо распоређеним тачкама на површини аеродинамичког тела, добија се слика расподеле притиска. Проучавањем и интеграцијом тако добијене расподеле притиска, решавају се важна питања при пројектовању авиона, као што су:
  • одређивање силе отпора,
  • одређивање центра потиска,
  • одређивање расподеле дуж тетиве и размаха крила,
  • одређивање највеће локалне брзине, по месту и интезитету,
  • одређивање критичног Маховог броја,
  • одређивање расподеле оптерећења, коју преноси кора крила,
  • одређивање типа и карактера граничног слоја.

Опрема и методологија мерења, до недавно су били класичног типа, засновани на манометрима са стакленим  U цевима, с воденим или живиним стубом, као на слици. У воденокавитационом тунелу су увек са живиним стубом. У ери дигиталне технологије, електронике и аутоматике, опрема поставе мерења, је далеко више софистицирана, али је мање очигледности за објашљавање принципа мерења.

Један крак U цеви је спојен с местом у радном делу, одакле се преноси референтни статички притисак pr, а други с отвором на моделу, одакле се узима локални статички притисак pi. Интегрисањем већек броја  U цеви се добија манометар. Њихов један крај се спаја заједно са референтним извором притиска а други са локалним отворима на моделу. Већи број отвора даје већу тачност расподеле притиска. Модели за испитивање расподеле притиска су доста сложени. Цевчице се морају утапатиу контуру модела, тако да додирују површину, али не мењају њену контуру. Отвори, за узимање статичког притиска, буше се у линијама по изабраним пресецима модела и у правцу струјања ваздуха. Сви отвори, на свима пресецима се затварају танком лепљивом фолијом. Пресек на коме се тренутно мери статички притисак, ослобађа се од лепљиве фолије. Алтернативно, до сваког мерног отвора се води посебна цевчица, што је могуће применити када је у питању мањи број мерних места.

Илустрација мерене расподеле 
притиска око аропрофила крила

Мерења локалног статичког притиска заснива се на очитавању разлике воденог, односно живиног стуба  U цеви манометра Δh, при успостављеном стационарном опструјавању модела.

 – специфична тежина воде или живе

Интеграцијом разлике расподеле притиска, на горњаци и доњаци крила, добија се нормална сила на тетивну раван, где је li локална тетива, a b размах крила. Расподела дуж тетиве крила, по јединици размаха је:

 

Где је:

 

– разлика притиска на горњаци и доњаци

Расподела по целој површини крила, бездимензионо изражено је:

 

 

 

 

Где је:  – нападни угао;  – средња аеродинамичка тетива

Електронско-рачунарска опрема, с увођењем аутоматике, поједностављује и далеко убрзава поступак мерења расподеле притиска на моделу у аеротунелу. У тачке мерења локалног притиска на моделу се уграђују минијатурни прецизни давачи (сензори) притиска. Они су сви електрично повезани с брзим скупљачем података, а овај са рачунаром. Скупљач података брзо покупи све сигнале о стању притиска, на свима давачима, и све спроведе до рачунара. Са овом опремом се сними расподела притиска за неколико минута, што је раније трајало данима уз дуготрајан рад аеротунела. Рачунар приказује резултате према урађеном програму, по жељи, табеларно и графички.

Спољна, шестокомпонентна
аеровага с платформом.

Директно мерење аеродинамичких сила и момената

Од многобројних могућности и реалних потреба испитивања у аеротунелима, најчешће и најважније је мерење аеродинамичких сила и момената са аеровагама. Три силе се мере у међусобно управна три правца аеродинамичког координатног система, а моменти око њих, без међусобног утицаја и мешања.

Аеровага се проверава баждарењем. При томе се одређују односи заданих величина сила и момената и добијених показивања, у целом распону мерења, без рада аеротунела.

Ти односи, добијени баждарењем, су: 

Када су ове величине непроменљиве, у целом распону мерења, тада је уређај квалитетан. Ако није онда се врши корекција резултата, према добијеном дијаграму баждарења. При овоме је чест проблем, феномен хистерезиса.

Аероваге могу бити међусобно врло различите, по принципу мерења, конструкцији, могућности, броју и интезитету мерних величина итд. Без обзира што су сложене, с аеровагама, које мере свих шест компонената су редовно опремљени сви квалитетнији аеротунели, за цео распон употребљивих брзина. Једноставније аероваге су трокомпонентне. Њихово коришћење се заснива на одвојеном посматрању уздужног од попречносмерног кретања авиона у аеродинамици.

Конзола с мерним тракама, повезаним у
Витстонов мост.
 
Електронске унутрашње аероваге
 
Унутрашња аеровага за мерење
шест компоненти.

Трокомпонентна аеровага за мерење аеродинамичких величина уздужног кретања мери: узгон, отпор и момент пропињања, што је сасвим довољно за прорачун перформанси и уздужне статичке стабилности авиона.

Аероваге могу бити спољне и унутрашње. Спољне су смештене изван контуре модела. Аеродинамичко оптерећење с модела се преноси на делове ароваге преко профилисаних носача (ногу). На датој слици је шематски приказана спољна аеродинамичка вага с платформом, с које се издвајају свих шест компонената аеродинамичких сила и момената. Раније је интезитет тих компонената мерен механичким средствима (динамометрима), а сада се то реализује с електронским мерним елементима, с мерним тракама. Електронске унутрашње аероваге. Основни кинематички пројекат аероваге је остао исти, само су извршни мерни елементи различити. Унутрашње аероваге се уграђују у трупни део модела. Њихова конструкција је од мерних елемената (с мерним електронским тракама) повезаних, преко посредника, за тело модела. Мерни елементи већих димензија нису применљиви за унутрашње ваге, због ограничених запреминских услова уградње. Унутрашње аероваге се обично праве са шест мерних компоненти.

За спољну аеровагу с платформом, шематски приказаном на слици, се одређују компоненте аеродинамичких сила и момената помоћу једначина:

Једновремено, с мерењем аеродинамичких сила и момената, мере се и параметри струјања ваздуха: брзина v, температура t и притисак p. На основу измерених величина свих релевантних параметара и познате геометрије модела, аналитички се одређују аеродинамички коефицијенти:

 

 

 

Коефицијенти су:

 

 

Где су:
  •  – референтна површина
  •  – средња аеродинамичка тетива
  •  – размах крила
  • – динамички притисак

Мерење сила и момената, које прихватају и преносе полуге аероваге, с електроником се заснива на принципу измене електричног отпора у мерним тракама, при њиховој еластичној деформацији заједно с елементом на који су налепљене. Микронапон, услед деформација мерног елемента, се добија повезивањем деформисане и референтне мерне траке (или две супротно оптерећене) у Витстонов мост, као што је приказано на горњој, десној слици. Тај електронски сигнал се појачава и региструје у дигиталним јединицама у сразмери с интезитетом оптерећења. Њихов међусобни однос је добијен баждарењем.

Последњих година су присутна интезивна истраживања и развој електро-магнетних аеровага. С овим аеровагама не постоји проблем утицаја

Шематски приказ принципа мерења
с електромагнетном аеровагом
носача модела на његову аеродинамику, односно на резултате мерења. Модел је слободан у радном делу као и авион у лету. Поставља се у радни део аеротунела без носача, у електромагнетно поље, с чијим интезитетом се управља са затвореном петљом аутоматског управљања. За задани нападни угао и угао скретања се одржава равнотежа с електромагнетима и то на основу висине потребног напона струје у калему познато је мерено оптерећење. Сензори су систем са светлосним зрацима и фото ћелијама и с њима се региструје одступање (грешка) позиције модела од задатог.

На основу измерене две вредности силе на познатом растојању, одређена је резултујућа и одговарајући момент.

Генерално, аеродинамички коефицијенти, измерени у аеротунелу, коригују се на услове лета с Рејнолдсовим и Маховим бројем и користе се у аеродинамичким прорачунима летелице.

Мерење дериватива стабилности

Изводи аеродинамичких сила и момената по променљивим се називају деривативи стабилности. Аеродинамичке каракеристике стабилности летелица се аналитички одређују с непоузданим и веома сложеним поступцима. Развој и потврда, тих аналитичких метода, би били незамисливи без допуна и потврде експеримената, у лету и у аеротунелима. У лету је тешко и ризично варирати могућа решења, ради одређивања законитости, потребних за аналитичку дефиницију. Зато су незаобилазне експерименталне методе у аеротунелима на моделима. Те методе су релативно новијег датума, наметнуте су наглим развојем летелица и усложљавањем њихових проблема са стабилношћу и управљивошћу.

Пораст брзина и носивости променљивог терета летелица је праћен проблемима стабилности и управљивости. Ти проблеми су постали посебно приоритетни почетком Другог светског рата, када су борбени авиони имали убрзан развој и када су непознати феномени претицали одговоре стручњака на њихово решавање. стручњака на њихово решавање.

 Шематски приказ уређаја (ветренице),
за мерење дериватива стабилности
по правцу, за мерење дериватива
стабилности по правцу, Користи се
динамички координатни систем.

Деривативи стабилности у аеродинамици с већим приоритетом мерења су:

  • у уздужном кретању
  • у бочном кретању
  • купловани (унакрсни , у бочном кретању)

Технологија мерења дериватива стабилности је сложена и интердисциплинарна. Поред познавања аеродинамике аеротунела, потребна су висока знања из математичког моделирање, теорије осцилација и примене електронике у мерењу.

Све методе се заснивају на успостављању осцилаторног кретања модела, око задате његове осе, у аеротунелу. Осцилације могу бити слободне и принудне, с малим поремећајима у линеарном домену. Уређаји за мерење методом слободних осцилација су једноставни. Математичко моделирање тога процеса је једноставније, у односу на друге методе. Та метода је мање тачности, због непостојања могућности контроле времена трајања процеса, због брзог смирења модела после поремећаја. То неповољно утиче на тачност мерења и регистровање података. Један од најједноставнијих примера је мерење пригушног дериватива стабилности по правцу, услед угаоне брзине око z осе модела , помоћу вертикалне ветренице, методом слободних осцилација (слика десно). Принцип мерења је релативно једноставан. У радном делу аеротунела се успостави стационарно струјање и вратило ветренице се заједно с моделом изведе из равнотежног положаја за угао 10°, због захтева за испуњење услова линеарности.

После стабилизације ваздушне струје око модела, ветреница с моделом се пусти да слободно осцилује. Дијаграм осциловања се сними и његов изглед је као што је приказано на слици. Синтезом и анализом снимљеног кретања и његовог математичког модела одређује се обртни дериватив пригушења око z осе модела, односно авиона. Математички модел равнотеже система ветреница-модел око z осе је:

 

 

 

Систем једначина:

 

 

 

Где су:
  •  – момент услед инерције система
  •  – аеродинамички моменти модела
  •  – момент услед механичког трења у лежајевима и крутости опруга ветренице

 

 

 

Изводи момената по променљивима су константе.

 

 

 

Једначина осцилаторног кретања:

 

 

 

Где су:
  • - фактор пригушења
  • - сопствена учестаност
  •  - кочећи момент трења у лежајевима ветренице

 

Решење једначине осцилаторног кретања:

Слободне осцилације ветренице с моделом у аеротунелу и помоћни дијаграм

Из снимљеног дијаграма осцилаторног кретања се може одредити фактор пригушења  и период осциловања .

 

 

Из односа амплитуда је:

 

\bigg|


  Где је:
Принципијелна могућа шема уређаја
за мерење дериватива стабилности,
методом принудних осцилација.
Угао нагиба праве линије, приказане на слици, је Ω. Ta зависност је добијена с подацима из дијаграма осцилација. На овај начин се из снимљене криве осцилација, при раду аеротунела одреди укупни фактор пригушења и период осциловања, у коме је и утицај аеродинамике модела и механике ветренице. Са неколико поновљених експеримената се одреди статистичка средина резултата.

По истом принципу се изврши експеримент с ветреницом без рада аеротунела, у циљу мерења, односно елиминисања вредности момент инерције система из једначине за одређивање дериватива и фактор пригушења без утицаја аеродинамике.

Пошто је овај експеримент потребно извести без аеродинамичких утицаја, реализује се без рада аеротунела, а пожељно је да модел буде у барокомори (у условима разређеног ваздуха), уместо у радном делу, тако да нема никаквог аеродинамичког утицаја. При овом мерењу, без рада аеротунела, чланови диференцијалне једначине су:

 

 

Где су:
  •  - фактор пригушења, без утицаја аеродинамике
  •  - сопствена учестаност система, без утицаја аеродинамике
  •  - кочећи момент трења у лежајевима ветренице, без аеродинамичког оптерећења система

Крутост опружног система ветренице  је иста при оба експеримента.

Помоћу добијених вредности  одређују се величине дериватива стабилности:

Из предходног система једначина математичким трансформацијама се добијају решења:

 Трењеи  у лежајевима ветренице, мери се класичном методом, усвојеном у машинству, при симулацији оптерећења за услове рада и мировања аеротунела. Све су величине у једначинама за одређивање извода аеродинамичког момента скретања по ψ и β познате, на основу описаних експерименат, а деривативи се обездимензионишу на описан начин.

Методологија еластичних принудних осцилација је веома погодна с позиције једноставности уређаја и математичког моделерирања процеса. На слици горе десно је приказана шема уређаја с четири степена слободе. Тај принцип се базира на јасној физичкој и математичкој уочљивости и интерпретацији тренутка постизања резонансе.

Технички је практично неизводљив тај експеримент, због немогућности његове контроле. У пракси се тешко процес задржава у домену малих (линеарних) осцилација, у условима резонанце амплитуда неконтролисано расте. Постоји и велики ризик од потпуне деструкције система.

Шематски приказ уређаја за мерење дериватива
стабилности, методом крутих принудних осцилација.

За разлику од еластичних, у широкој су употреби круте принудне осцилације. Оне имају велику предност због могућности управљања процесом у жељеном времену трајања. Француска ОНЕРА је развила уређај за мерење дериватива стабилности с крутим принудним осцилацијама. Његов шематски приказ је дат на слици.

Уређај се састоји из: погона са екцентром, извора синусне струје, давача положаја модела, модела постављеног на носач (копље) с мерним тракама (динамометром) и електронске опреме. Извор синусне струје се састоји из челичне конзоле с мерним тракама. Врх конзоле се оптерећује, на савијање преко екцентра. Заједно с конзолом се оптерећују и мерне траке налепљене на њу. Те мерне траке се напајају струјом константног напона. Сагласно оптерећењу мерних трака у синусном облику и излазни напон струје из њих је синусног облика, без фазног помака у односу на погон побуде. Давач положаја модела је исте конструкције као и извор синусне струје. Разлика је што има два Вистонова моста мерних трака. Један од њих се напаја с трујом константног напона а други са синусном из описаног извора. Излаз, из моста напајаног са синусном струјом, служи за мерење угаоне амплитуде при осциловању модела. Излаз, из моста напајаног непроменљивом струјом, је синусног облика и у фази је с положајем модела. Давач положаја се уграђује, што је могуће ближе моделу, уз сам зид радног делa.

Принципијелна шема поставе мерења с методом
крутих принудних ослилација.
Излазна струја из мерних трака, напајаних са синусном струјом, се уводи на један пол осцилоскопа а на други његов пол се уводи синусна струја из извора синусне струје. Када су ове две струје у фази, Лисажуова слика на осцилоскопу је сегмент праве линије. Ово је случај када је синусна струја у фази с кретањем модела.

Уколико се помоћу дефазатора синусна струја фазно помери за π/2 у односу на осцилације модела, тада је на осцилоскопу Лисажуова слика у облику елипсе. За овај случај се каже да су кретање модела и синусна струја у квадратури.

При осциловању модела, исти је оптерећен с размерно тренутној амплитуди променљиве (нападном углу или углу скретања). Ово оптерећење се преноси на носач модела што изазива промену отпора у мерним тракама налепљеним на њега. Те мерне траке се напајају са синусном струјом исте учестаности као осциловање модела. Региструје се разлика потенцијала у мерној дијагонали Вистоновог моста мерних трака носача (динамометра) и користи се за аналитичку синтезу и анализу математичког модела динамике модела (с аеродинамичким доприносом) и потенцијала струје. Моделирају се две једначине с везом механичких и аеродинамичких величина модела и регистрованих електричних. Једна једначина је за подешеност у фази, а друга за подешеност у квадратури. Мерење се због тога изводи два пута, једном за подешеност система у фази, а други пут у квадратури. Разлика потенцијала у дијагонали мерног моста се може симболично представити као вектор у комплексној равни. Реални део региструје писач при реглажи у фази, а имагинарни при квадратури.

Принципијелна шема поставе мерења и подешавања система је дата на слици. Решавањем једначина, с коришћењем измерерних величина, добијају се деривативи стабилности. За поставу мерења у уздужном кретању се одређују. За закренут модел за деведесет

Унутрашња аеровага, с два степена
слободе, за мерење дериватива с
 методом принудних крутих осцилација.
степени око x осе се мере бочни деривативи. Математичко моделирање овог принципа мерења је обимно и компликовано, те као такво није погодно за детаљнији приказ.

Развијени су и унутрашњи уређаји за мерење дериватива с принудним крутим осцилацијама. Побуда се изводи хидропогоном преко минијатурних сервовентила и сервопокретача. Изглед таквог једног уређаја је дат на слици.

Визуелизација струјања

Поред мерења аеродинамичких величина, потребно је и посматрање струјања ваздуха око модела летелице (а и реалне у лету), у функцији изучавања, подешавања истог и оптимизације аеродинамичке конструкције. Непосредно оптичко

Визуелизација опструјавања модела
НА с кончићима, у великом
подзвучном аеротунелу Т-35.
 
Визализација с кавитационим
мехуровима,  у функцији
аеродинамичког обликовања кабине
посматрање и снимање струјања у једнородној (хомогеној) средини није могуће. Морају се користити допунске технике да би се створили услови визуелне уочљивости и могућности снимања. За неке методе се додају допунски индикатори, а за неке методе је довољно користити одговарајућу опрему. Област експерименталне аеродинамике, која се бави овом проблематиком се назива визуелизација струјања ваздуха. Помоћу њених метода, види се опструјавање око модела. Ова технологија квантитативно и квалитативно допуњује и проширује могућности експерименталне аеродинамике.

Развијене су ефикасне методе визуелизације струјања за поглед у физикалност процеса у механици флуида, термодинамици, топлотним машинама, аероинжењерству, медицини и многим другим гранама делатности и науке.

У аеротунелима је помоћу визуелизације могуће посматрати:

  • струјне линије,
  • прелаз ламинарног у турбулентно струјање,
  • генерисање и понирање вртлога,
  • појаву отцепљења ваздушне струје,
  • појаву ударних и експанзионих таласа и
  • других феномена везаних за струјање.

Могуће је непосредно и посредно одређивање брзине струјања и њеног градијента, густине, притиска, температуре и вискозности флуида, као и одређивање Маховог броја.

Поједине методе визуелизације се примењују само у специјализованим једнонаменским а неке у вишенаменским аеротунелима. Визуелизација с димом се остварује само у димном аеротунелу а са гасним и кавитационим мехуром само у воденокавитационом тунелу. Од свих приказаних, једино су оптичке бесконтактне методе и оне не уносе никакав утицај у струјно поље. Поред тога су, оне веома ефикасне и прецизне. Недостатак им је скупа софистицирана опрема и неопходан високо квалификован кадар за руковање с њом. Ове методе се заснивају на појавама: преламања, интеференције, дифракције, рефлексије, расејавања и апсорпције светлости при проласку кроз дисконтиналну средину.

Методе визуелизације струјања ваздуха у аеротунелима
групе методе области брзина намена илустрација
подзвучне надзвучне
маркери

 

дим

кончићи

емулзије

боје

 

v=20 m/s>

< 50 m/s

да

да

 

не

не

да

не

 

Л

Л

Л

Л


Визуелизација струјања ваздуха, с кончићима, око модела авиона Ласта.
премази

 

уљни

сублимациони

флуоросцентни

термосензитивне боје

течни кристали

 

да

да

да

не

да

 

да

да

да

да

не

 

Л

Л

Л

Л

Л


Визуелизација опструјавања крила модела авиона Г-4 супер галеба с уљним емулзијама, у Ваздухопловнотехничком институту.
маркери и

електро

хемијске

методе

 

 

електронско гравирање

убацивање маркера

изазваног маркера

инфроцрвена термометрија

 

 

да

да

да

не

 

 

да

не

не

да

 

 

Л

К

К

Л + К


Визализација с убацивањем гасних мехурића у воду која струји у воденокавитационом тунелу, у Ваздухопловнотехничком институту.
оптичке

методе

 

 

сенка

шлирен

класична интерферометрија

холографска интерферометрија

моире

ласер доплер анемометрија

 

 

да, за М < 0,5

да, за М < 0,5

да, за М < 0,5

да, за М < 0,5

да

да

 

 

да

да

да

да

да

да

 

 

Л + К

Л + К

Л + К

Л + К

Л + К

Л + К


Визуелизација ударних таласа при надзвучном струјању око шиљка.

 

Легенда:

  •  - је брзина струјања флуида
  • М - Махов број
  • Л - локална визуелизација струјања флуида, на површини модела
  • К - визуелизација комплетног струјног поља флуида

Компилација слика снимљених током промене нападног угла, у распону од 0° до 26°. Слика је снимљена у аеротунелу, користећи флуоресцентних мини-кончића. Обратите пажњу како одвајање почиње на спољашњем делу крила и напредује ка унутрашњем. Такође како је одложено одвајање услед усмеравања струје од моторске гондоле.

Експериментална аеродинамика у лету


 

Испитивање аеродинамике летелица у лету је област ваздухопловног инжењерства која развија и окупља аеродинамичке податке током лета ваздухоплова, или глобално свих врста летелица, а затим их анализира за процену укупне успешности пројекта, како би се исти оправдао, или евентуално побољшао укључујући и аспекте безбедности лета и укупне оперативне употребе.

Фаза испитивања аеродинамике у лету постиже два главна задатка: 1) проналажење и уклањање било каквих проблема пројекта у тој области и потом 2) проверу и документовање могућности летелице за сертификацију владе или прихватање купца (верификациона испитивања). Фазе аеродинамичких испитивања у лету могу да варирају од испитивања јединственог новог делимичног решења на ваздухоплову до потпуног развоја и сертификације сасвим нове летелице. Дакле, трајање програма испитивања у лету може да варира од неколико недеља до више година.

Аеродинамичка испитивања у лету могу бити веома различита, у оквиру читаве лепезе по начину, обиму и софистицираности. Од субјективне процене једног пилота, статистичких процена, па све до веома прецизних мерења, помоћу уграђених система уређаја у летелицу и коришћених оптоелектронских земаљских система. Циљ је измерити све перформансе у свима фазама и режимима лета, карактеристике управљања и стабилности летелице. За потребе аеродинамичких испитивања у лету мере се:

Упоредни „одзиви“ стварног авиона у лету и
симулационог „модела“ на развојном симулатору.
  • статички и динамички притисак ваздуха у окружењу летелице,
  • температура,
  • перформансе лета,
  • све компоненте вектора стања лета,
  • растојања карактеристичних тачака на путањи лета,
  • деривативи стабилности, „одговори“ на карактеристичне „улазе“ за поремећај равнотежног стања итд.

У процесу идентификације и анализе користи се развојни симулатор, на коме се симулирају „скинути“ резултати и подешавају док се не поклопи добијени одговор летелице на симулатору и реални (види илустрацију, као пример).

Добијени резултати се обрађују развијеним софтверима на рачунару, анализирају се и користе у одређивању аеродинамичких карактеристика.

 Блок шема коришћеног система за идентификацију аеродинамичких карактеристика 

 Види још

  • Ваздухопловнотехнички институт (1946. – 1992.)
  • Аеротунел
  • Аеродинамика
  • Махов број
  • Рејнолдсов број
  • Фрудов број

 Извори