Вертолет к 90 фото: Ка-90 реактивный вертолет способный развивать скорость от 700 до 800 км/час

«Мы были сосредоточены на самолетах с неподвижным крылом для многих из предшествующих концепций, а затем в какой-то момент кто-то сказал:« Почему бы нам не попробовать и вертолет? »- сказал Лавери. . «Сначала было много головокружений по поводу, может ли это действительно сработать в атмосфере Марса и достаточно ли плотности атмосферы, чтобы мы действительно могли получить достаточную подъемную силу для полета [вертолета]? И мы сделали пару быстрых вычислений и сказали: «Да, вряд ли, это сработает.’”

По мере того, как команда исследовала концепцию более глубоко, они обнаружили, что на самом деле это очень реальная идея. Они рассматривали различные конструкции, включая квадрокоптер, мультикоптер и более традиционный вертолет с одним несущим винтом и рулевым винтом.
Тем не менее, в окончательной версии самолет (известный как Ingenuity ) использует вращающиеся в противоположных направлениях лопасти несущего винта на одном валу; один двухлопастный ротор поверх другого двухлопастного ротора; один вращается по часовой стрелке, другой вращается против часовой стрелки.

При высоте 19 дюймов (49 сантиметров) Ingenuity весит менее четырех фунтов (1,8 килограмма), но при этом достаточно силен, чтобы летать в атмосфере и выдерживать суровые марсианские условия.

«Самые большие форсирующие функции, которые привели нас к конструкции, которую мы имели, были комбинацией того, что было самым маленьким и, следовательно, самым легким, как мы думали, мы могли бы получить корпус вертолета», — сказал Лавери. Это затем диктовало размер необходимого подъемного диска (около четырех футов или 1.2 метра).

Команда также должна была подумать о том, как он будет прикреплен к Perseverance , марсоходу размером с автомобиль, который выполняет основную работу миссии 2020 года — поиск признаков древней жизни на Марсе и сбор образцов горных пород и почвы. для возможного возвращения на Землю более поздней миссией.

Легкая и мощная конструкция

Чтобы сделать Ingenuity как можно более легким, инженеры НАСА использовали композитные материалы, где это было возможно, сконструировали лопасти с сердцевиной из пенопласта из углеродного волокна и нестандартно подошли к выбору передовых компонентов вычислительной техники и авионики.

«Мы использовали множество очень компактных и легких электронных компонентов — компонентов, которые обычно не видны на космических кораблях, но в этом конкретном приложении у нас действительно нет выбора из-за ограничений по массе», — сказал инженер Mars Helicopter Якко Каррас. Вертикальный .

Легкий самолет облегчает отрыв от земли, но как создать подъемную силу, необходимую для этого, когда атмосферы так мало? Ключевым моментом для Ingenuity является скорость вращения лопастей ротора и их уникальная форма.
В то время как лопасти несущего винта вертолетов на Земле обычно вращаются со скоростью от 400 до 500 оборотов в минуту (об / мин), лопасти Ingenuity будут вращаться со скоростью от 2800 до 3000 об / мин, что ближе к скорости лопастей рулевого винта наземного вертолета. .За счет более быстрого вращения лезвия Ingenuity могут создавать большую подъемную силу.

Лопасти марсианского вертолета также сильно отличаются от лопастей несущего винта, которые вы обычно видите на вертолетах, с толстой конической формой лопастей. По сути, хорда лопастей Ingenuity (расстояние от их передней кромки до задней кромки) относительно их длины примерно в четыре раза больше, чем у лопастей наземного вертолета.Таким образом, они кажутся намного толще, чем лопасти вертолета на Земле.

По словам Карраса, еще одним важным элементом конструкции лопастей является их жесткость. «Одна из проблем, с которыми вы сталкиваетесь в тонкой марсианской атмосфере, заключается в том, что если лопасти не жесткие, они фактически начинают хлопать, так как атмосферное демпфирование не так много — и это приводит к проблемам со стабильностью».

Ingenuity питается от литий-ионных батарей, которые будут заряжаться от солнечной панели, установленной над лопастями несущего винта, когда вертолет отдыхает между полетами.

Лавери сказал, что Ingenuity «очень похоже на наземный вертолет» с точки зрения его общей конструкции, с наклонной шайбой, одним приводным валом, вокруг которого вращаются лопасти, и возможностями управления, управляемыми тем, что, по сути, является коллективным и циклическим. входы.

«Итак, когда вы думаете обо всем, что вы делаете для управления вертолетом здесь, на Земле, это те же проблемы, те же проблемы, которые мы собираемся иметь с этим вертолетом на Марсе», — сказал Лавери.

Те же проблемы, но в гораздо меньшем диапазоне полета. «Если вы попытаетесь летать с помощью джойстика в реальном времени [ Ingenuity ], летать на нем будет почти невозможно — не совсем — но очень, очень сложно летать, просто чтобы поддерживать стабильность», — сказал Лавери.

Именно здесь проявляются передовые вычислительные мощности самолета с его искусственным интеллектом и возможностями автономии, которые позволяют ему летать гораздо легче, чем это мог бы сделать человек.Оказавшись на Марсе, вертолет будет просто летать по заранее запрограммированным маршрутам, получив команды с Земли, переданные через марсоход.

Но хотя Ingenuity во многом похож на вертолет, он также является независимым космическим кораблем, и поэтому он должен решать уникальные проблемы с тепловым и энергетическим потенциалом. Чтобы выжить в холодную марсианскую ночь, в нем есть обогреватели, которые согревают его электронику и другие важные компоненты. Теплоизоляция, обеспечиваемая тонкими слоями пленки (в результате чего корпус самолета выглядит как куб из фольги), излучает тепло обратно внутрь электроники.

Подтверждение концепции

Одна из проблем при разработке чего-то, что может летать на Марсе, заключается в том, чтобы найти способ воспроизвести марсианские условия во время испытаний. В Лаборатории реактивного движения в Пасадене, Калифорния, у НАСА есть только такое устройство, получившее название «25-пятифутовый космический симулятор». Сейчас приближается к своему 60-летию (и он был назван Национальным историческим памятником), симулятор представляет собой цилиндрическую камеру, в которой инженеры могут испытать некоторые из экстремальных условий космоса или, в данном случае, Марса.

Воздух можно откачивать, газы можно закачивать, температуру можно регулировать от -195 C (-320 F) до 93 C (200 F), и интенсивный свет освещает все, что проходит испытания, чтобы воспроизвести солнечное излучение за пределами защитное одеяло атмосферы Земли. За прошедшие годы различные космические корабли и вездеходы врезались в камеру, в том числе Voyager , Curiosity и Perseverance .

Камера имеет диаметр чуть более 25 футов и высоту около 85 футов, что делает ее хорошо подходящей для летных испытаний небольшого вертолета.

Для испытаний Ingenuity из камеры был взят воздух, чтобы он соответствовал плотности атмосферы Марса, и смесь газов была скорректирована соответствующим образом (воздух на Марсе в основном состоит из углекислого газа).

Огромные колебания марсианской температуры — от 60 до 70 F (от 15 до 21 C) в полдень в разгар лета на экваторе до -160 F (-107 C) посреди ночи зимой — также были смоделированный; в то время как стена крошечных вентиляторов воспроизводила потенциальный боковой ветер со скоростью до 10 миль в час.

Однако камера не может изменить гравитацию. Итак, чтобы компенсировать притяжение Земли (гравитация на Марсе составляет всего одну треть от земной), команда прикрепила трос к вершине вертолета, который свисал с потолка, с противовесом на другом конце.

Первый прототип Ingenuity был испытан в 2014 году. Он был меньше нынешнего автомобиля и не имел бортового управления; вместо этого он был запущен человеком-оператором за пределами камеры.

«Ключевой вывод из этого эксперимента 2014 года заключался в том, что да, мы можем произвести необходимую подъемную силу для взлета, но управлять им довольно сложно — по крайней мере, для человека-диспетчера, чтобы поддерживать стабильное парение в этом атмосфера, — сказал Каррас.
Более развитый прототип, управляемый компьютером, взлетел в 2016 году и смог выдержать управляемое висение.

Два года спустя на третьем прототипе самолета впервые были установлены вычислительные мощности и мощность.

«Это достижение действительно продемонстрировало жизнеспособность этого на Марсе, потому что теперь у нас есть, по сути, автономный жизнеспособный прототип марсианского вертолета», — сказал Каррас.

Посадка на Красную планету

Марсоход Perseverance должен приземлиться на марсианский кратер Jezero 18 февраля 2021 года. Ingenuity , который путешествовал в космосе, надежно прикрепленный к брюху марсохода, будет защищен во время спуска и посадки специальным щит от мусора.

Когда марсоход окажется на поверхности, его команда будет работать вместе с командой Ingenuity , чтобы исследовать окружающую местность и определить подходящий аэродром — процесс, который займет от 60 до 90 дней. Команды будут искать относительно ровную площадку, свободную от камней и опасностей.

Когда они найдут нужное место, Perseverance сбросит щит от мусора, а Ingenuity развернется и развернется. Марсоход проедет примерно 100 метров — это безопасное расстояние, на котором можно будет общаться и видеть вертолет.Это положит начало 30-солому (марсианский день, который примерно на 40 минут длиннее земного дня) летного эксперимента.

Всего самолет должен совершить пять полетов на Марс, которые, как и программа летных испытаний здесь, на Земле, позволят самолету выполнять все более сложные маневры.

Первый полет будет прямой демонстрацией взлета, устойчивого зависания в течение 20–30 секунд и приземления. Во втором полете Ingenuity взлетит, зависнет, отлетит в сторону на несколько метров, отлетит назад и приземлится в том же месте. Третий полет унесет Ingenuity немного дальше, делая снимки, когда он движется по траектории полета, прежде чем приземлиться обратно в том же положении.

По словам Карраса, четвертый и пятый полеты еще не полностью спланированы.Они могут служить в качестве запасных полетов для первых трех, но также могут использоваться для перевозки Ingenuity на большую высоту, быстрее, дальше или при сильном ветре.

В конечном итоге, Ingenuity сможет летать до 90 секунд за раз на расстояние почти 980 футов (300 метров) на высоте от 10 до 15 футов (от трех до 4,5 метров).

В то время как марсоход сможет обеспечить обзор прогресса Ingenuity с расстояния 100 футов, самолет также будет делать свои собственные снимки с помощью цветной камеры с высоким разрешением (у него есть еще одна камера, которую он использует для навигации), и эти изображения предоставят тем, кто находится на Земле, совершенно новый взгляд на Марс.

Ingenuity — это, прежде всего, демонстрация технологий. «Его цель — показать, что мы действительно можем выполнять устойчивый управляемый полет с помощью аэродинамического аппарата в другом мире», — сказал Лавери. «Если мы добьемся того, чтобы этот первый полет был успешным, и мы показали, что действительно можем это сделать, это то, что нам нужно для этого.”

Конечно, это первая в своем роде попытка, но есть множество неизвестных элементов, которые могут повлиять на успех миссии. Изобретательность когда-либо летала только в камере, имитирующей Марс; сама планета будет неконтролируемой средой. Возможно, модель марсианской атмосферы не совсем верна, или теория управления, лежащая в основе коллектива на вертолете, была неправильной, или пыль, поднятая Ingenuity , вызывает более серьезные проблемы, чем предполагалось.

«Большая часть этого состоит в том, чтобы доказать, что модель, которую мы построили на основе того, что мы знаем о Марсе, является полной и правильной», — сказал Лавери. «Если есть что-то, что мы просто не включили в модель, на которой мы основали летные характеристики, то нам придется вернуться назад, извлечь уроки из этого и пересмотреть их для будущих возможностей».

Оставив наследство

Если Ingenuity докажет, что управляемый полет на Марсе возможен, это может открыть дверь в новую эру исследований, по словам Джима Ватзина, директора программы NASA по исследованию Марса.

В ближайшей перспективе большая часть марсианской местности, представляющая интерес для НАСА — крутые скалы, пещеры, провалы воронок — будет недоступна для колесных вездеходов. Возможность исследовать эти районы с вертолета может дать важные ответы на вопросы об истории планеты.

«Но если вы посмотрите еще дальше, то не только на исследовательские работы, которые мы делаем, и вы Перенесемся в тот момент времени, когда у нас будут исследования людей, способность к разведке станет очень и очень ценной », — сказал Ватзин Vertical .«Фактически, если бы у нас было это с некоторыми из наших вездеходов, где мы могли бы разведку впереди, мы бы выбрали другие маршруты для роуминга. И поэтому ценность этого чрезвычайно возрастает, когда вы пытаетесь планировать, контролировать и управлять работой экипажа на поверхности ».

Волнение по поводу проекта как среди сотрудников НАСА, так и среди широкой публики ощутимо. «Это невероятный проект», — сказал Каррас. «Мы говорим, что это будет момент братьев Райт на другой планете, так что это будет захватывающий момент, когда он удастся.”

5 июля 1997 года Sojourner стал первым марсоходом, который исследовал другую планету, когда он выехал на марсианскую местность в рамках миссии Mars Pathfinder. Лавери также работал над этой программой и провел множество сравнений с Ingenuity и его надеждами на его наследие.

«[Sojourner] был очень маленьким дополнением к демонстрации технологий к более крупной научной миссии, и это было сделано очень небольшой, очень сфокусированной группой людей, которые на самом деле просто пытались доказать, что конкретная технология может работать», — сказал он. .«Когда мы показали, что управляемая наземная мобильность не только возможна, но и является чем-то, что мы действительно хорошо понимаем и можем делать на постоянной основе, это открыло двери для каждого марсохода с тех пор. . . . Может быть, точно так же, как каждая миссия, следующая за Mars Pathfinder, выполняла марсоход, после этой, если она будет успешной, каждая будущая миссия также будет нести на борту вертолет ».

Примечание редактора: изображения, сделанные Ingenuity, будут доступны общественности на веб-сайте НАСА, как только они станут доступны во время миссии.Вы можете просмотреть их на mars.nasa.gov/mars2020.

UH-1 Huey Helicopter общественной группы

Bell (модель 205) UH-1D (1963) имел более длинный фюзеляж, чем предыдущие модели, увеличенный диаметр ротора, увеличенный диапазон и более мощный двигатель Lycoming T53-L-11 мощностью 1100 л.с., с потенциалом роста до Lycoming T53-L. -13 двигатель 1400 л.с.Отличительной особенностью являются большие грузовые двери с двойными окнами кабины с каждой стороны. UH-1D, модернизированный для перевозки до 12 военнослужащих с экипажем из двух человек, прибыл во Вьетнам в 1963 году. UH-1D имеет дальность полета 293 мили (467 км) и скорость 127 миль в час (110 узлов). UH-1D строились по лицензии в Германии. UH-1D «Hueys» мог быть вооружен дверными пушками M60D, четырьмя M60C на подсистеме вооружения самолета M6, 20-мм пушкой, 2,75-дюймовыми гранатометами, 40-мм гранатометом в башне вертолета M5 и до шести AGM-22B стандарта НАТО. (ранее SS-11B) управляемые противотанковые ракеты на пусковой установке управляемых ракет M11 или M22.UH-1D также мог быть вооружен 7,62-мм M60D или M213 .50 Cal. цокольные дверные орудия на подсистеме вооружения M59.

Версия MedEvac UH-1V могла нести шесть носилок и одного фельдшера.

Bell (модель 205A-1) UH-1H (1967-1986) был идентичен UH-1D, но был оснащен модернизированным двигателем, который позволял перевозить до 13 военнослужащих. UH-1H имеет двухлопастные полужесткие качели, соединенные цельнометаллическим несущим винтом, и двухлопастный жесткий треугольный шарнир, соединенный цельнометаллическим хвостовым винтом.UH-1H приводится в движение одним турбовальным двигателем Lycoming T53-L-13B мощностью 1400 л.с. Было построено больше UH-1H «Hueys», чем любой другой модели. UH-1H был лицензирован для совместного производства в Китайской Республике (Тайвань) и в Турции. UH-1H «Nighthawk» был оборудован посадочным фонарем и 7,62-мм «миниганом» M134, установленным на шкворне, для использования в ночных миссиях по перехвату. AH-1G Cobra часто использовался для ночных миссий «Светлячок» с использованием UH-1H «Nighthawk» для обнаружения и освещения целей.

19 удивительных советов по аэрофотосъемке

ПРИМЕЧАНИЕ. Просматривая эти советы по аэрофотосъемке, вы увидите, что я потратил на это ТОННУ времени для вас, ребята.Чтобы выразить вашу признательность, мне бы очень помогло, если бы вы использовали кнопки обмена, чтобы распространять знания! Убедитесь, что вы прочитали до конца, чтобы в конце получить свой контрольный список БЕСПЛАТНЫХ предполетных аэрофотосъемок!

Недавно я имел удовольствие совершить аэрофотосъемку с Sea To Sky Air над Уистлером и Сквамишем в Британской Колумбии. Коридор от моря до неба был моим домом более десяти лет, и увидеть его с этой уникальной точки было невероятным опытом.С тех пор, как я совершил их полет на Coast Mountain Photo Epic, который разработан с учетом потребностей фотографов, я смог спланировать свой предпочтительный маршрут для 75-минутного полета, чтобы убедиться, что я покрываю определенные области в нужное время.

Каждый раз, когда я занимаюсь такими интересными фотопроектами, мне нравится использовать возможность создать новый контент для этого сайта, поэтому сегодня у меня есть все советы, которые вам понадобятся, чтобы получить эпические аэрофотоснимки во время полета. Возможно, это даже вдохновит вас подняться в небо для самой первой воздушной фотосессии!

В этом руководстве вы узнаете все, что вам нужно знать о получении отличных аэрофотоснимков с самолета или вертолета.Я научу вас, какие настройки вам потребуются для получения резких изображений, какие линзы подойдут лучше всего, и даже расскажу об относительных преимуществах использования самолета или вертолета.

4k Timelapse + слайд-шоу из моего рейса

Когда я собирался сделать эту аэрофотосъемку, я знал, что буду создавать учебник для сайта, поэтому я хотел сделать что-то немного другое, чтобы сделать этот учебник самым крутым в своем роде в сети! В этом посте вы увидите некоторые фотографии, которые я сделал во время полета, но я также собрал этот таймлапс полета, на котором я снимаю изображения.Если у вас есть пропускная способность интернета, я бы порекомендовал открыть его на YouTube и посмотреть его в полноэкранном режиме с разрешением 4K! Пожалуйста, поделитесь им и поднимите палец вверх, если он вам нравится 🙂

Чтобы предупредить возникновение вопроса, интервальная съемка была снята с помощью GoPro Hero 4 Black, в котором установлен режим интервальной съемки, позволяющий делать одну фотографию каждую секунду. Батареи всего хватило на все 75 минут полета. Затем 4500 фотографий были объединены в таймлапс с помощью программного обеспечения GoPro Studio и экспортированы в максимально возможном разрешении с помощью кодека GoPro CineForm.Затем я взял этот простой таймлапс и бросил его в Final Cut Pro X, где я добавил дополнительные изображения слайд-шоу и установил его на музыку, которая была лицензирована Triple Scoop Music.

Я очень доволен тем, как это получилось! А теперь перейдем к оставшейся части урока и моим советам по аэрофотосъемке для вас.

1 — Подумайте о времени суток

Когда вы бронируете рейс, вам нужно время, чтобы учесть время дня и угол наклона солнца.Как и в обычной пейзажной фотографии на уровне земли, свет будет более мягким и создаст больший контраст в начале и в конце дня. Избегайте полетов в полдень любой ценой! К счастью для моего полета, Sea To Sky Air позволила мне выбрать идеальное время ближе к вечеру. Большинство экскурсионных компаний должны будут вернуть свои самолеты на землю за определенное количество минут до захода солнца, чтобы соответствовать правилам. Если выбранный вами оператор указал, что вы можете выбрать конкретное время для полета, вы также захотите узнать эту дополнительную информацию, чтобы облегчить планирование.

Конечно, время суток не только влияет на мягкость света, но и меняет его направление. Чтобы точно спланировать фото-полет, вы должны иметь некоторое представление о том, какие именно объекты вы хотите сфотографировать, чтобы вы могли решить, под каким углом солнца они будут выглядеть лучше всего. Я использую приложение Photopills для iOS, чтобы видеть направление солнечного света в любом месте, в любую дату и в любое время. В этом конкретном полете над Уистлером и Сквамиш моими главными целями были две выдающиеся вершины: Черный Бивень и Небесный пилот.Хотя ранний утренний рейс также может дать отличный свет для фотографии, используя приложение и мои существующие знания об этих двух местах, я решил, что вечерний полет даст наиболее желаемые результаты. Пользователи Andorid могут получить аналогичный опыт в приложении под названием The Photographers Ephemeris.

2 — Используйте страховочный шнур для камеры

Это еще один совет, который актуален как для съемки с самолета, так и для вертолета.Очень важно, чтобы ничто не могло упасть с самолета, поэтому всякий раз, когда вы высовываете камеру из открытой двери или окна самолета, ее необходимо надежно прикрепить к вам. Ремешок на шее — очевидная первая мера предосторожности, но он может ограничить ваши движения. Хотя для правильной компоновки кадра всегда лучше иметь четкий обзор в видоискатель камеры, есть определенные углы, которые вы можете захотеть достичь там, где это невозможно, особенно если вы используете ограничительный ремень безопасности или полный ремень безопасности, если это невозможно. «Двери прочь» в вертолете.Возможно, вы захотите использовать вращающийся ЖК-экран на своей камере, чтобы сделать снимок на расстоянии вытянутой руки, и именно здесь обычный шейный ремешок может вызвать проблемы.

Мое любимое решение этой проблемы — использовать небольшой ремешок под названием Leash от Peak Design. На самом деле это то, что я постоянно ношу в сумке с камерой, и я часто привязываю камеру к себе, когда наклоняюсь над краем обрыва, моста, водопада или кресельной канатной дороги.Поводок разработан как сверхлегкий плечевой ремень, но он также имеет дополнительную способность создавать замкнутую петлю безопасности вокруг чего-либо. Вы можете привязать его к запястью, через петлю на штанах, к плечевому ремню рюкзака или, в данном случае, к чему-то внутри самолета. В нем используется испытанная система быстрого снятия Peak Design, поэтому вы можете снять его в мгновение ока, и я использую его в качестве повседневного ремешка для фотоаппарата, потому что мне нравится его многоцелевой дизайн. (Ознакомьтесь с полным обзором поводка Peak Design здесь)

Очевидно, что вы все равно серьезно повредите свою камеру, если ее уроните, потому что скорость ветра высока и будет довольно сильно ударить камеру о борт самолета, но, по крайней мере, она не упадет.Для дополнительной безопасности я объединяю свой ремешок Leash с ремешком Clutch от Peak Design — они идеально подходят. Clutch — это простой наручный ремешок, который в первую очередь затрудняет падение камеры, поэтому, надеюсь, поводок здесь как запасной вариант. Когда сцепление будет плотно затянутым, вы действительно можете отпустить камеру пальцем, и она останется надежно приклеенной к вашей руке. Это замечательно еще и потому, что вы не уроните камеру ни на один из элементов управления самолетом, если вы сидите в тесном переднем сиденье.Я люблю эти вещи, и они есть на всех моих зеркалках.

Если вы много работаете с воздуха и хотите получить еще более надежное решение для привязки, то можете ознакомиться с моим руководством по созданию идеального ремня для камеры с использованием альпинистского снаряжения.

3 — Откажитесь от бленды объектива

Вы обнаружите, что многие компании, занимающиеся воздушным туризмом, все равно попросят вас сделать это, но даже если они этого не сделают, я думаю, что это хорошая идея.Бленды линз могут быть небезопасными, и вы не хотите, чтобы они отлетали от вашей камеры и потенциально могли повредить самолет или кого-то на земле. Если вы снимаете с самолета с высоким крылом, у вас все равно неплохая тень! Если вы столкнулись с проблемой бликов на линзах, то хорошо поставленная рука обычно может решить эту проблему в кратчайшие сроки.

4 — Не забудьте перчатки

Вы могли заметить на фото вверху поста, что я ношу перчатки во время съемки.Будет ли это абсолютно необходимо, зависит от вашего местоположения, но температура воздуха на высоте будет значительно ниже, и даже в теплом климате большинству людей будет удобнее защищать руки от пронизывающего мимо холодного воздуха.

Ранее я написал подробное руководство по лучшим перчаткам для фотографии на этом веб-сайте, так что вы можете проверить его, чтобы увидеть все варианты. Для аэрофотосъемки в большинстве мест будет достаточно перчаток в стиле лайнера, и я выберу различные версии от The Heat Company.

Единственный раз, когда я бы взял с собой пару более толстых перчаток, — это если я снимаю с вертолета с полностью удаленной дверью. На вертолете это может стать отличной платформой для фотосъемки, но это далеко не комфортно, поскольку вы находитесь под воздействием холодного, стремительного воздуха во время полета. В этом случае я мог бы выбрать более толстую перчатку, такую ​​как Shell Mitt от The Heat Company, которую затем скомбинировал бы с одной из их более тонкой подкладки. Просто расстегните молнию, когда пришло время стрелять!

• Рукавицы Shell от The Heat Company

В этой ситуации с вертолетом я также настоятельно рекомендую взять с собой маску или балаклаву, чтобы защитить лицо.

5 — Выбор подходящего объектива

Это довольно важный раздел, потому что он действительно может создавать и разрушать фотографии, которые вы получаете во время полета. Я собираюсь обсудить объективы, которые мне пригодились на протяжении многих лет, а также те, которые я использовал для фотографий в этом конкретном полете с Sea To Sky Air. Если у вас нет именно того объектива, о котором я упоминал, не паникуйте! Важно иметь что-то близкое по фокусному расстоянию, но также помните, что вы можете арендовать линзы за небольшую часть стоимости вашего полета.Если вы тратите сотни долларов на перелет, это также может быть хорошей возможностью арендовать идеальный объектив для работы у кого-то вроде Borrowlenses.com или LensRentals.com.

Моя первая рекомендация — использовать зум-объектив, чтобы можно было очень быстро охватить несколько фокусных расстояний. Когда вы пролетаете мимо объекта, и свет очень хороший, все происходит довольно быстро. Эта возможность получить несколько различающихся по виду фотографий за секунду с помощью зум-объектива абсолютно необходима для максимального увеличения времени полета.Слово «масштабирование» раньше было ругательством с точки зрения качества, но в наши дни это не так. Есть несколько действительно замечательных зум-объективов, и я ежедневно использую их для работы с фотографией.

Зум-объектив не только даст вам разные изображения за один проход, но и станет гораздо более безопасным вариантом, так как не позволит вам уронить объектив в ограниченном пространстве кабины. Во время полетов на вертолете с закрытыми дверями вам вообще не захочется менять объектив! Если вы летите именно так, вам нужно будет взять с собой несколько камер, если вы хотите использовать несколько объективов.Опять же, вы всегда можете арендовать дополнительную камеру за очень небольшую цену по сравнению со стоимостью вашего полета.

Для общей аэрофотосъемки пейзажа идеальным объективом является зум-объектив, который примерно покрывает диапазон фокусных расстояний 24–105 мм. Я говорю «примерно», потому что 24–70 мм тоже будет очень хорошим вариантом. В этом конкретном полете мой Canon 24-70 f / 2.8 L II использовался для 90% изображений. Я использовал Canon 8-15mm f / 4 L Fisheye для внутренних снимков, включая пилота, я использовал Canon 11-24 f / 4 L для пары снимков, которые включали внешнюю часть самолета, и я также использовал свой Canon 100-400 f / 4.5-5.6 L IS II для изображения огненно-оранжевого неба на горизонте.

Объектив 24-70 мм сделал большую часть работы, и я был бы очень доволен своими снимками, если бы это был единственный объектив, который у меня был в наличии. Тем не менее, если у вас есть дополнительные линзы, как у меня, имеет смысл взять с собой пару для особых обстоятельств. Если у вас есть объектив 16-35 мм, он отлично подходит для внутренних изображений, как и объектив типа «рыбий глаз».

Все эти фокусные расстояния, о которых я говорю, даны в полнокадровом формате 35 мм! Это ДЕЙСТВИТЕЛЬНО важно! Если вы снимаете камерой с обрезанным сенсором, вам нужно убедиться, что вы конвертируете эквивалентные фокусные расстояния, если вы хотите настроить именно правильное оборудование.Например, если бы я взял свой 24-70 и поместил его на камеру с датчиком APS-C, эквивалентное фокусное расстояние на этой камере было бы в 1,6 раза больше фокусного расстояния полнокадрового изображения, если это камера Canon (1,5x для Nikon, Sony и др.). Вместо 24-70 вроде бы 38мм-112мм. Хотя 112-миллиметровый конец подходит для деталей крупным планом, я думаю, что вам может не хватать широкоугольного обзора 24 мм. Если вы не уверены во всем этом, перед полетом проведите небольшое исследование настроек камеры и попробуйте найти объектив, который поможет вам попасть в нужный диапазон.

Иногда легче думать о вещах в терминах «поля зрения», а не фокусного расстояния, когда вы сравниваете объектив таким образом. В этой статье вы можете найти все таблицы углов обзора для полнокадровых камер и камер с кроп-сенсором. Убедитесь, что ваш объектив примерно покрывает поле зрения, которое дает 24-70 или 24-105 на полнокадровой камере, и все будет хорошо!

Как я уже упоминал, сейчас я использую Canon 24-70, но на самом деле мой любимый объектив для аэрофотосъемки — это немного более старый объектив 24-105 f / 4 L IS.Этот объектив не только имеет более широкий диапазон масштабирования, но также имеет стабилизацию изображения, которая очень полезна при работе с более длинными выдержками и вибрациями самолета. У Nikon также есть отличный вариант 24–120 мм со стабилизацией, который я бы выбрал для этой системы камер.

Если вы берете с собой несколько линз, важно учитывать, что вам нужно иметь возможность очень быстро менять линзы. Если у вас есть поясная или слинг-сумка, это отличный вариант.Мне больше всего нравится слинг Peak Design Everyday Sling 6L. Он достаточно большой, чтобы вместить 3 линзы, но достаточно тонкий, чтобы вы могли держать его на коленях, не мешая рулевой колонке самолета, если вы находитесь на переднем сиденье. Если вам посчастливилось делать все это из вертолета с открытыми дверями, вы можете легко повернуть сумку на спину во время съемки, а затем повернуть ее вперед, чтобы безопасно сменить объектив.

6 — Выбор подходящей камеры

Когда дело доходит до выбора камеры для такого полета, нужно учитывать две основные вещи: разрешение и высокую производительность ISO.На самом деле не существует минимального количества мегапикселей, которое вы должны иметь, но когда дело доходит до аэрофотосъемки, я говорю, что чем больше, тем лучше. Больше мегапикселей даст вам больше мелких деталей, что отлично подходит для больших отпечатков, но также даст вам «запасное» разрешение, позволяющее обрезать изображение и при этом сохранить хороший конечный размер изображения. Из-за движений самолета и постоянно меняющейся ориентации может быть сложно добиться идеальной композиции, если вы впервые в воздухе. Кажется, все происходит так быстро! Если у вас много мегапикселей, вы можете позволить себе снимать свои композиции немного свободнее, а затем вращать и обрезать немного по мере необходимости, когда вы загружаете их на свой компьютер.

Второе важное обстоятельство — это высокие значения ISO камеры. На самом деле, я бы, вероятно, оценил это как более важнее, чем количество мегапикселей! Уровень освещенности будет довольно низким, если вы снимаете в любой конец дня. Когда вы объединяете это с необходимостью приличной глубины резкости в вашем пейзажном снимке и необходимостью достаточно короткой выдержки, чтобы движение самолета не размывало вашу фотографию, вы быстро доводите ISO камеры до довольно высокого уровня.Когда вы поднимаете ISO камеры все выше и выше, изображения будут становиться все мягче и мягче, и в них начнет вкрадываться больше шума. Полнокадровые камеры всегда имеют меньше шума (т.е. лучшую производительность при высоких значениях ISO), чем их эквивалент датчика кадрирования за аналогичный период времени, поэтому вам было бы неплохо достать недавно выпущенную полнокадровую камеру, если вы действительно хотите максимизировать свои результаты . Уверенность в том, что ваша камера поддерживает высокие значения ISO, позволит вам снимать с хорошим безопасным буфером на скорости затвора, чтобы убедиться, что вы не видите никакого размытия, даже при увеличении для использования более длинных фокусных расстояний.Если вы можете уверенно настроить камеру на ISO2000 и по-прежнему получать великолепно выглядящие снимки, у вас, вероятно, все будет в порядке, но нет ничего плохого в том, чтобы подняться еще выше.

Если вы надеетесь использовать карманный фотоаппарат «наведи и снимай», думаю, результаты могут вас разочаровать. Фотографии, вероятно, подойдут для небольших отпечатков 4 × 6 и цифрового использования где-то вроде Facebook, но я не могу не думать, что если вы из тех людей, которые уже продвинулись так далеко в моем довольно длинном списке аэрофотосъемок подсказки, вы, вероятно, тот, кто, вероятно, ищете что-то немного лучше, чем просто сносное.Камеры типа «наведи и снимай» имеют очень маленькие сенсоры, а это означает, что их высокая производительность ISO ужасна по сравнению даже с дешевой зеркальной камерой. В некоторых ситуациях это может быть не так заметно для вас, но я говорю вам прямо сейчас, что аэрофотосъемка при слабом освещении — это ситуация, которая действительно выявила бы слабые места этих типов камер. Цифровую зеркальную камеру или беззеркальную камеру с матрицей не ниже APS-C следует считать обязательной, если вы действительно хотите получить максимум удовольствия от фото-полета.

Дополнительная литература: Понимание ISO и понимание треугольника экспозиции.

7 — Выбор оптимальных настроек камеры

При аэрофотосъемке вашим приоритетом номер один в треугольнике экспозиции (выдержка, диафрагма, ISO) будет выдержка, если вы не находитесь в вертолете в зависании. Когда вы летите вперед на вертолете или в самолете, вам нужно выбрать выдержку, которая остановит движение и обеспечит красивое резкое изображение.Исходя из своего опыта, я могу сказать вам, что вы должны использовать минимум 1/640 секунды и предпочтительно 1/1000 или больше для более длинных фокусных расстояний. Помните, что чем больше фокусное расстояние, тем меньше должна быть выдержка для получения резкого изображения. Таким образом, фотография с 24 мм может работать с 1/640, но если вы увеличите масштаб до 100 мм или более, она будет немного размытой. На фотографии ниже вы можете заметить, что когда я увеличил масштаб до 70 мм для этого снимка, я увеличил до 1/1600 секунды, чтобы быть в безопасности. Далее по странице я использовал зум 100-400 мм при примерно 250 мм и для этого снимка увеличил до 1/2000 секунды.

Поскольку в этой ситуации так важна выдержка, я не рекомендую использовать полностью автоматическую экспозицию на вашей камере, потому что вы не сможете контролировать, что камера выбирает с точки зрения выдержки. Если вам неудобно использовать ручную экспозицию, лучше всего использовать режим приоритета выдержки, на что указывает TV на камерах Canon и S на Nikon и другие марки. В режиме приоритета выдержки вы будете диктовать выдержку, а ваша камера будет определять, какая диафрагма потребуется для этого, и при этом добиться правильной экспозиции.

Пока вы передаете выбор диафрагмы вашей камере в этой ситуации, вы все же хотите уделять пристальное внимание тому, что она выбирает, потому что это будет определять глубину резкости ваших изображений. Я советую иметь диафрагму от f / 5 до f / 11. Если вы видите, что с выдержкой, установленной на что-то вроде 1/1000, ваша камера выбирает диафрагму, которая шире, чем это, например, f / 2,8, тогда вам нужно увеличить ISO, чтобы компенсировать, и это позволит вашей камере остановиться. немного уменьшите диафрагму и получите большую глубину резкости.

Помимо установки выдержки, вам также следует установить автофокусировку в режим «один снимок». Во время съемки нет необходимости выполнять какой-либо непрерывный следящий АФ, потому что объект будет находиться примерно на том же расстоянии от камеры.

Дополнительная литература: понимание диафрагмы и скорости затвора.

8 — Минимизация вибраций

Легкие самолеты и вертолеты сильно вибрируют во время полета, и это может привести к тому, что ваши фотографии будут размытыми, даже если вы выбрали правильные настройки после прочтения раздела № 7 выше.Если вы используете объектив со стабилизацией изображения, обязательно используйте его — это определенно очень помогает! Ключ к минимизации проблемы — максимально изолировать себя от самолета. Если вы снимаете через открытое окно, не поддавайтесь соблазну поставить камеру на подоконник или даже опереться на нее предплечьями. Просуньте линзу в окно, не касаясь ни одной стороны самолета. Благодаря этому ваша основная точка соприкосновения с летательным аппаратом остается именно там, где вы сидите, и любые вибрации могут быть смягчены вашим туловищем и руками, прежде чем они достигнут камеры.Если вы снимаете через закрытое окно, убедитесь, что передняя часть объектива вообще не касается его.

9 — Что делать с Windows

В идеале вам нужно найти поставщика экскурсионных услуг, у которого есть самолет с окном, которое открывается достаточно широко, чтобы вы могли стрелять. Взгляните еще раз на верхнее изображение в этом посте, и вы увидите, насколько широким было окно на Cessna, которую я использовал. Большинство легких самолетов и вертолетов имеют окна из плексигласа, а не из стекла, и этот пластик вызовет цветовой оттенок на ваших фотографиях, если вам придется снимать через него.Лично я не стал бы летать с конкретными целями фотографирования, которые заставляли меня снимать через окно, я знаю, что просто не получу точных цветов или самых резких изображений. Сказав это, я совершил несколько рейсов, основной целью которых был транспорт, но я все же хотел сделать несколько фотографий в пути. Такие полеты не совсем приспособлены для фотографирования, поэтому у них могут не быть открывающихся окон. В этой ситуации первое, что нужно запомнить, это то, что вы хотите поставить объектив как можно ближе к параллельному оконному стеклу, если вы снимаете под углом через плексиглар, это вызовет серьезные искажения и смягчение изображения.Также старайтесь избегать выпуклых куполообразных окон, которые также будут сильно деформироваться.

Следующее, что вам нужно сделать, это минимизировать отражения в окне. Вещь номер один, которая будет отражена в окне, — это вы! Если вы наденете ярко-красную футболку, вам будет плохо с ней, и на всех ваших фотографиях будет красный оттенок. Попробуйте носить нейтральный темно-серый или черный цвет. Вы можете еще больше уменьшить отражение на окне, обхватив рукой переднюю часть объектива, аналогично бленде объектива.Затем прижмите руку к окну, чтобы предотвратить попадание постороннего света между линзой и окном. Если вы хотите серьезно подойти к этому вопросу, есть продукт под названием Lenskirt, который разработан именно для этой цели. Он использует присоски на окне, чтобы создать черную занавеску, сквозь которую можно просунуть линзу. У меня есть один, и я использовал его для фотографирования через иллюминаторы авиалайнеров.

Как я уже сказал, для отличной фотографии вам нужно найти компанию по производству самолетов или вертолетов, которая позволит вам снимать через открытое окно, но если все остальное не поможет или вы просто случайно окажетесь в самолете с другой целью. , помните об этих советах.

10 — Стреляйте в своего пилота и пассажиров!

Хорошо, звучит плохо. Я имею в виду, что несомненно будут моменты между съемками интересных вещей за окном. Это может быть уникальная возможность для вас, поэтому я всегда рекомендую сделать несколько дополнительных фотографий других людей, которые участвовали в этом опыте. Оглядываясь на свой полет через несколько лет, вы будете рады, что вы потратили немного времени на это, потому что это поможет вам вспомнить приключение в целом, а не только серию фотографий.Я всегда подхожу к каждому фотографическому опыту так, как если бы я снимал для одного из своих редакционных клиентов, и я стараюсь получить серию фотографий, которые рассказывают всю историю. Одна из этих драматических пейзажных фотографий сама по себе может быть хороша, но по ней сложно получить полную картину ваших впечатлений. Когда вы объедините его с этими дополнительными изображениями, я думаю, вы согласитесь, что начнете по-настоящему ощутить мой опыт в этом полете!

Теперь, когда я это сказал, я должен также упомянуть, что для получения некоторых снимков такого рода может потребоваться использование вспышки.Когда на улице очень светло, а внутри относительно темно, трудно различить детали приборов самолета, если не зажечь их вспышкой. Если бы вы экспонировали свой снимок так, чтобы видеть внутреннюю часть самолета, вы бы обычно выделили блики на ландшафте за пределами самолета. Вспышка позволяет правильно выставить яркость снаружи, а затем заполнить темноту внутри плоскости вспышкой — этот прием называется заполняющей вспышкой.

При таких сильно различающихся уровнях освещения внутри и снаружи самолета, автоматический измеритель вспышки вашей камеры может также оказаться сложной задачей, чтобы правильно измерить настройки. Практика использования вспышки вручную или использования диска компенсации экспозиции вспышки (FE) будет полезна в этой ситуации, чтобы вы могли выбрать правильную яркость для интерьера самолета. Если это ново для вас, но вы планируете полет заранее, я определенно рекомендую попрактиковаться в этой технике, прежде чем подниматься в воздух.Вы всегда можете воссоздать подобную ситуацию, применив для практики салон автомобиля!

11 — Отрегулируйте высоту

Когда вы впервые поднимаетесь в воздух, все будет выглядеть потрясающе, но есть несколько способов изменить внешний вид ваших окончательных изображений. Самый большой из них — попросить вашего пилота отрегулировать вашу высоту.Простое изменение объекта на высоте тысячи футов может оказать драматическое влияние на композицию ваших изображений, если вы летите близко к выступающим ландшафтам, а не просто снимаете узоры на уровне земли. Если вы подниметесь выше, на заднем фоне ваших изображений откроется гораздо больше. Если у вас есть объект на переднем плане, который вы хотите изолировать от окружающего пейзажа, для этого лучше подойдет меньшая высота.

Чтобы продемонстрировать этот момент, я попросил своего пилота пролететь двумя одинаковыми курсами по линии хребта с потрясающей горой Sky Pilot в Сквамише в качестве моего объекта.Пик Sky Pilot составляет 2 031 м (6 663 фута). Первый проход был сделан примерно на той же высоте, что и гора, а второй проход по тому же курсу был сделан на несколько сотен футов выше вершины. Посмотрите, как это повлияло на композицию этого кадра! На более низкой высоте гора лучше выделяется как отдельный объект, в то время как вторая ставит ее гораздо больше на свое место в пределах прибрежного горного хребта, так как вы можете видеть больше гор за ее пределами. Я бы не сказал, что один выстрел лучше другого, главное — просто помнить, что относительно небольшая корректировка высоты может иметь большое значение.Обязательно обсудите это со своим пилотом перед взлетом и имейте в виду, что комфортный набор и потеря высоты в небольшом негерметичном самолете может занять несколько минут, поэтому учтите это в своем плане полета.

12 — Контроль рыскания и крена

Я хотел включить эту диаграмму, потому что считаю хорошей идеей знать, как правильно общаться со своим пилотом. В самолетах с высокими крыльями, таких как Cessna, может показаться реальной проблемой иметь крыло и стойку крыла прямо за окном, но на самом деле это проблема, которая решается относительно легко, если у вас есть хорошее общение с пилотом.Когда вы приближаетесь к намеченному объекту фотографии, пилот может отклонить самолет влево (при условии, что вы находитесь справа), и это сместит стойку с вашего пути. Вы также можете слегка повернуть его влево, чтобы поднять кончик крыла и, как правило, у вас будет достаточно места для обзора, чтобы получить четкий снимок. До того, как я полетел этим конкретным рейсом, раньше я фактически снимал только с вертолета, но был приятно удивлен, насколько легко было получить хороший обзор и со стороны Cessna.

Обязательно обсудите это с пилотом перед взлетом и имейте в виду, что эти корректировки самолета в конечном итоге приведут к изменению направления, если они будут удерживаться в течение длительного времени, поэтому любой запрос на их выполнение следует оставлять вправо до тех пор, пока приближается лучший выстрел.

13 — Не забудьте про самолет!

Этот совет является чем-то вроде расширения к # 10, где я подчеркнул важность сохранения всего опыта вашего приключения.Даже если вы гудите от волнения перед полетом или накачиваетесь адреналином после, не забудьте сделать несколько фотографий замечательной машины, которая доставила вас туда!

14 — Съемка в портретной и альбомной ориентации

Во время полета легко увлечься азартом и забыть повернуть камеру для съемки некоторых изображений в портретной (вертикальной) ориентации. Многие пейзажи лучше подходят для альбомной (горизонтальной) ориентации, но часто получаются отличные снимки, когда камера повернута на 90 градусов.Имея некоторые вариации в полученных изображениях, у вас будет гораздо больше выбора, если вы хотите создать несколько распечаток из изображений, и то же самое применимо, если вы отправите свои фотографии в фотоагентство. Черт возьми, изображения портретной ориентации даже лучше смотрятся в Instagram, чем альбомная ориентация, поэтому даже если это именно по этой причине, стоит немного перепутать! Когда я влетаю в идеальное место для фото и выстраиваю кадр, я обычно думаю на две или три секунды вперед, чтобы уже получить идеальную портретную композицию для кадра, который я сейчас снимаю в пейзаже.Я постараюсь зафиксировать все дважды, чтобы дать себе как можно больше вариантов, когда дело касается удовлетворения моих потребностей и потребностей моих клиентов.

15 — Проверьте свои карты и батареи

В ночь перед отправлением в рейс убедитесь, что вы зарядили аккумуляторы, чтобы вы могли начать полет на 100%. Вы также должны убедиться, что у вас в камере пустая карта памяти, и убедитесь, что ее размер будет более чем соответствовать вашим потребностям. Нет ничего хуже, чем пропустить снимок из-за того, что вы слишком заняты заменой батареи или карты памяти! Если у вас плотный график, возможно, вам не удастся снова полетать и еще раз взглянуть на вещи!

16 — Не молитесь о хорошей погоде

Вопреки распространенному мнению, на самом деле лучше не иметь идеальной погоды во время обзорного фототура. Если вы можете позволить себе гибкость при бронировании рейса, лучше внимательно следить за прогнозом и постараться выбрать день с небольшой облачностью. Облака добавляют драматичности сцене, и когда они блокируют попадание солнечного света на землю или другие участки ландшафта, они создают контраст, а контраст является ключом к убедительным изображениям.Облака создают контраст для нас на земле, а также в небе, где вы можете видеть более темные и светлые участки облачного покрова, когда слои перекрываются. Для этого полета над Уистлером и Сквамишем я изучил прогноз и даже отменил стрельбу в один прекрасный день, когда погода была слишком хорошей. В конце концов, мое терпение было вознаграждено тем, что я считал идеальной погодой для такой фотографии.

Еще одно преимущество изменения облачного покрова в том, что оно создает нечто совершенно уникальное.В день синей птицы пейзаж будет выглядеть так же, как и в любой другой день синей птицы, но в день с надвигающимися облаками вы получите контраст и пятнистый свет на ландшафте, которые почти гарантированно никогда не будут такими же снова . Если вы планируете совершить несколько рейсов в одном месте, это прекрасно, потому что все они будут немного разными.

17 — Съемка в формате RAW

Ваша камера снимает изображения в формате RAW, но вы еще не попробовали? Сейчас не время переходить к великолепному RAW Vs.Обсуждение JPEG, оба они имеют свои преимущества и удовлетворяют определенным потребностям. Лично я всегда стремлюсь извлекать из камеры изображения высочайшего качества, и именно для этого созданы фотографии в формате RAW, поэтому я использую свои камеры таким образом каждый день. Одна из лучших причин для съемки в формате RAW заключается в том, что это дает вам гораздо больше возможностей для настройки ваших изображений на компьютере, прежде чем файл начнет разрушаться и обнаруживать цифровой шум и артефакты. Всегда лучше установить правильную экспозицию, когда вы снимаете фотографию, НО, если вы все же сделаете что-то не так (или ваша камера делает), тогда фотография в формате RAW даст вам больше шансов спасти пригодную для использования фотографию из ошибка.

Причина, по которой я специально упоминаю это в отношении аэрофотосъемки, заключается в том, что с экспозицией может быть довольно сложно справиться, когда вы летите по постоянно меняющемуся курсу в небольшом самолете. В одну секунду солнце позади вас, и все выглядит великолепно, а в следующий момент солнце идет прямо на вас, и ваша камера все недоэкспонирует. Когда вы с радостью щелкаете мышью и смотрите в видоискатель, вы можете не заметить, что экспозиция уже не совсем правильная.Все мы люди! Ошибки случаются, и я могу сказать вам по опыту, что это именно та ситуация, когда можно настолько увлечься величием момента, что забываешь проверить результаты, которые получаешь. Было бы ужасно потратить деньги на полет, а затем испортить экспозицию на отличном снимке, который потенциально можно было бы сохранить, если бы вы снимали в RAW.

Имейте в виду, что фотографии в формате RAW больше по размеру файлов, поэтому вам потребуется карта памяти большей емкости, чем при обычной съемке в формате JPEG.Помните совет №15!

18 — Используйте поляризатор (расширенный)

Циркулярный поляризатор, на мой взгляд, самый мощный фильтр, который может быть в комплекте фотографа. При правильном использовании он отсекает отраженный свет и может существенно повлиять на цвета изображения. Если вы снимаете через окно, это может помочь уменьшить блики на стекле или плексигласе, а если вы снимаете над водой, это позволит вам в некоторых случаях видеть сквозь воду, нейтрализуя отражение неба от поверхность.Как показывает это параллельное сравнение, они могут давать совершенно разные результаты, но у них также есть некоторые недостатки, которые усугубляются в ситуации аэрофотосъемки.

Первым недостатком поляризатора является то, что он отсекает от 1 до 2 ступеней света от попадания в камеру из-за темноты стекла. Если вы уже снимаете при слабом освещении ранним утром или поздним вечером, тогда свет бесценен, и вам придется каким-то образом компенсировать эту потерю света.Мы обсуждали минимальную скорость затвора в предыдущем разделе, так что регулировать это на самом деле не вариант. Вам нужно поддерживать приличную глубину резкости в пейзажных снимках, так что это также означает, что открытие диафрагмы не является идеальным решением, так как это приведет к уменьшению глубины резкости. Остается настроить ISO. По этой причине я рекомендую использовать поляризатор только в том случае, если вы снимаете в очень ярких условиях или используете камеру, которая дает вам большую уверенность в качестве изображения в диапазоне ISO 1000-2000, где, я думаю, вы найдете себя.Полнокадровая камера является преимуществом из-за присущих им более высоких характеристик ISO.

Вторая проблема с поляризаторами заключается в том, что они имеют тенденцию сбивать с толку датчики автоматической экспозиции в камерах, заставляя их либо недо, либо переэкспонировать изображения при использовании в автоматическом или полуавтоматическом режимах. По этой причине вам нужно либо очень внимательно следить за полученными изображениями во время их съемки, либо вам нужно снимать в режиме ручной экспозиции. Я рекомендую более поздний вариант.

Третья проблема с этими фильтрами заключается в том, что для получения оптимального результата фильтр необходимо повернуть в идеальное положение, чтобы вырезать отраженный свет.Это положение различается в зависимости от вашего угла к солнцу. На земле это не проблема, так как вы можете просто повернуть кольцо фильтра в нужное место и сделать снимок. Но пока вы летите, ваш угол к солнцу постоянно меняется, а это означает, что вам нужно постоянно настраивать фильтр, чтобы снова найти идеальное положение. Если вы также переворачиваете камеру вперед и назад между горизонтальной и портретной ориентацией, это потребует дальнейшего поворота фильтра на 90 градусов каждый раз, когда вы это делаете.А теперь представьте, что вы делаете это во время быстрого пролета объекта во время ручной экспозиции, пытаясь удерживать камеру в устойчивом положении, не опираясь на самолет, борясь с порывами холодного ветра и при этом правильно составляя кадр … Вы можете понять, почему я назвал этот совет как продвинутый!

Хотя нет отрицательного воздействия на цвета вашего изображения, если вы не настраиваете поляризатор все время, вы все равно будете терять эти 1-2 ступени света, что, в свою очередь, заставит вас выбрать излишне высокое значение ISO.Другими словами, используйте поляризатор только в том случае, если вы собираетесь правильно с ним работать и постоянно настраивать его для достижения желаемого эффекта, иначе вы получите более шумные изображения без каких-либо преимуществ фильтра.

Я предпочитаю работать с фильтрами Formatt Hitech Firecrest.

19 — Самолет или вертолет для аэрофотосъемки?

Как я упоминал ранее, на самом деле это была моя первая аэрофотосъемка с самолета, а не с вертолета, поэтому я рад, что теперь могу прокомментировать этот вопрос на собственном опыте.Должен признать, что перед этим рейсом я предполагал, что будет намного проще стрелять с вертолета, но оказалось, что это не совсем так.

Я думаю, предполагается, что с вертолетом вы можете просто зависнуть в нужном месте и сделать массу фотографий, чтобы сделать снимок, но на самом деле это не так. Вертолеты расходуют огромное количество топлива, когда они зависают, и если вы не платите за свой полет количеством израсходованного топлива, оператор почти наверняка не позволит вам просто зависнуть в одном месте для ваших фотографий.Это означает, что в целом ваша траектория полета будет очень похожей, летите вы на вертолете или в самолете. Одно из возможных различий — время, необходимое для изменения высоты. Я обнаружил, что в вертолете вы можете увеличивать и уменьшать высоту намного быстрее, так что это может быть вам интересно, если вы хотите сфотографировать одну область с нескольких высот за короткий промежуток времени.

До разговора с Sea to Sky Air у меня также было ошибочное впечатление, что полностью закрыть дверь на самолете будет намного сложнее, чем на вертолете.Я часто летал с закрытой дверью на вертолете, потому что они довольно легко отрываются, и это обеспечивает непрерывный обзор, хотя и очень холодный. Оказывается, у Cessna довольно легко снять дверцу, но это преимущество несколько сводится на нет из-за того, что шасси выступает сбоку от самолета. Таким образом, с вертолета у вас будет более четкий обзор при взгляде вниз по сравнению с Cessna. Если ваша цель фотографирования — запечатлеть узоры на земле, глядя прямо на них, это будет проще с вертолета, но также не невозможно на самолете, если вы и ваш пилот захотите повернуть самолет немного резче.

Самая большая разница между этими двумя видами транспорта — это, наверное, стоимость. На большинстве небольших самолетов летать значительно дешевле, чем на вертолете. В моем районе 20-минутный тур на вертолете стоит 260 долларов на человека, но всего за несколько долларов больше (284 доллара на человека) я снова мог бы отправиться в 75-минутный эпический тур с фото горы пальто с Sea to Sky Air. Это огромная разница! Дополнительное время полета позволило мне нацелиться на два конкретных места, которые находились на некотором расстоянии друг от друга, и сделать несколько снимков на них.

Если вы можете найти пилота вертолета с меньшим вертолетом, например Robinson R22 / R44, вы можете немного снизить стоимость по сравнению с кем-то, кто управляет Bell Jetranger или Eurocopter AS355 «Twin Squirrel», но он все равно не будет конкурировать с кем-то. Летаю на маленьком самолете, как Cessna.

Между прочим, если вы выбираете конкретные вертолеты, более крупные Jetrangers и Eurocopters могут снизить цену из расчета на человека для заядлых фотографов, потому что вы можете разместить трех человек на одной стороне с открытыми дверями.Один спереди, один сидит на полу сзади и один сидит на сиденье сзади. У Robinson R44 спина слишком мала, чтобы два человека сидели боком с одной стороны, поэтому, хотя почасовая оплата меньше, это может быть более рентабельным для более крупного вертолета, если у вас есть три человека. Обратите внимание, что местные воздушные правила могут препятствовать любой из этих настроек, поэтому вам всегда следует обсуждать это перед бронированием.

Еще одна вещь, которую следует иметь в виду, это то, что заднее сиденье в Cessna, вероятно, не будет иметь открывающегося окна, поэтому это делает его менее удобным для заядлого фотографа, тогда как на многих вертолетах можно разместить двух фотографов с одной стороны. с обоими окнами на передних и задних сиденьях.Это может каким-то образом компенсировать огромную разницу в стоимости самолета / вертолета, если у вас есть приятель, который хочет равных фотографических возможностей, но это все равно будет дороже.

Надеюсь, эти мысли прояснят ваше решение. Я, например, был очень впечатлен эффективностью и рентабельностью использования небольшого самолета, и я определенно буду искать его снова в будущем, где смогу!

БЕСПЛАТНЫЙ контрольный список перед полетом!

Если вы собираетесь отправиться в эпическое приключение в области аэрофотосъемки, я хочу убедиться, что вы максимально используете возможности и получите наилучшие фотографии из своего опыта.Авиабилеты недешевы, и я понимаю, что это не то, что люди делают очень часто. В таком случае легко забыть о чем-то, что может негативно повлиять на ваши фотографии. Имея это в виду, я создал этот замечательный контрольный список перед полетом для печати. Он разделен на две части:

1. Не забудьте взять с собой перед поездкой в ​​аэропорт.
2. Что нужно помнить во время полета.

Пройдите первую секцию перед тем, как выйти из дома, чтобы убедиться, что у вас все есть, и пройдите вторую секцию непосредственно перед взлетом, пока пилот проверяет! Таким образом, у вас будет все подготовлено, и ваша камера настроена и готова к работе.

ПРИКЛЮЧИТЬ СТОЛБ

Я потратил невероятное количество времени на создание этого сообщения. Если вы используете Pinterest, мне было бы очень полезно, если бы вы поделились им, используя рисунок ниже.

Вклад измерения скорости изображения частиц в аэродинамику вертолета: обзор

AIAA J. Рукопись автора; доступно в PMC 2021 27 января.

Опубликован в окончательной отредактированной форме как:

AIAA J. 2017 сен; 55 (9): 2859–2874.

PMCID: PMC7839999

NIHMSID: NIHMS1536046

Abstract

Развитие методов измерения расхода продолжает расширять экспериментальные границы и, таким образом, вносит значительный вклад в улучшение нашего понимания как базовой, так и прикладной аэродинамики. Это особенно очевидно в случае измерения скорости изображения частиц (PIV), где его применение расширило существующие знания в нескольких областях аэродинамики винта вертолета.Сложный характер обтекания винта вертолета представляет собой уникальную проблему для экспериментаторов, в том числе трансзвуковой поток, концентрированные вихри и динамическое сваливание. Чтобы проиллюстрировать влияние технологических достижений на то, как сегодня изучается аэродинамика вертолетов, рассмотрено развитие PIV с начала девяностых годов прошлого века и описаны некоторые недавние приложения PIV. На примерах следа от несущего винта, динамических исследований срывов и управления потоком обобщены возможности крупномасштабных, временных и объемных PIV.

1. ВВЕДЕНИЕ

Неустойчивость и сложность поля обтекания лопастей винта вертолета создают серьезные проблемы для современных аэродинамических исследований, как показано на рис. Сосредоточенные вихри на концах лопастей в следе несущего винта (), сжимаемый поток на продвигающихся лопастях () и динамическое сваливание на отступающих лопастях () влияют на характеристики вертолета и ограничивают диапазон полета (Conlisk 2001). Все эти явления необходимо учитывать для оптимизации характеристик вертолетов в отношении эффективности зависания, крейсерской скорости, дальности полета, грузоподъемности и аэроакустической эмиссии.Сложность потока ротора требует, чтобы экспериментальные исследования проводились параллельно с численным моделированием. Несмотря на прогресс, достигнутый в последнее время в развитии возможностей численного прогнозирования для отдельных компонентов ротора, требуются подробные эксперименты для обоснования и подтверждения результатов сложных исследований CFD и расширения понимания явлений потока, связанных с потоками вертолетов (Allan и др. 2009 г., Антониадис и др. 2012 г.).

Некоторые специфические проблемы экспериментальной аэродинамики вертолета, проиллюстрированные на испытательном вертолете DLR EC135, по Конлиску (2001).а) трансзвуковой поток на продвигающейся стороне, б) образование концевого вихря и в) динамическое срывание на уходящей стороне основного ротора

Ранние исследования поля потока ротора проводились с использованием методов визуализации потока и интрузивных точечных методов, таких как термоанемометрия и датчики давления (см., например, Harris 1973). С начала 1970-х годов для измерения ротора разрабатывались и применялись точечные неинтрузивные методы, такие как лазерная доплеровская велосиметрия (LDV) (Scully & Sullivan 1972, Boutier et al.1996). Однако необходимость проводить измерения по всей плоскости в заданный момент времени привела к развитию велосиметрии по изображению частиц (PIV). С конца 1990-х годов (Raffel et al. 1998c) PIV стал современным методом измерения поля потока ротора. Благодаря использованию мгновенных измерений по всей плоскости получение характеристик нестационарного потока стало экспериментально возможным. Первые применения PIV при испытаниях в аэродинамической трубе вертолетов были сделаны в начале 1990-х годов, и с тех пор PIV претерпела быстрое развитие, о чем свидетельствует растущее число опубликованных исследований ротора на основе PIV ().

Количество статей, посвященных исследованию вихревой структуры на вершине лопасти ротора (оценка)

2. СКОРОСТЬ ИЗОБРАЖЕНИЯ ЧАСТИЦ

2.1. Базовый принцип PIV

Принципы базового метода PIV были подробно описаны Раффелем и др. (1998c) и Адрианом и Вестервилом (2011). Здесь дается краткий обзор с акцентом на конкретные аспекты применения ротора. На рисунке показана стандартная установка PIV с засеянным частицами полем потока, которое освещается источником света и отображается одной камерой в два последовательных момента времени.Такая конфигурация определяется как 2D PIV, и поле скорости V вычисляется из отображаемых смещений частиц d = (d _x , d _y ) между двумя изображениями измерений. и временная задержка (время разделения лазерных импульсов) ∆t как:

где M — коэффициент увеличения камеры. Смещения частиц определяются путем разделения изображения измерения на несколько небольших окон запроса и вычисления взаимной корреляции между соответствующими окнами в обоих кадрах изображения.Понятно, что алгоритмы взаимной корреляции, используемые для оценки PIV, имеют статистический характер и представляют собой среднюю скорость частиц в каждом окне запроса. Таким образом, размер окон опроса должен быть как можно меньше, чтобы разрешить высокие градиенты в поле потока. Это уменьшение размера ограничено минимальным количеством частиц, которые должны присутствовать в окне запроса в обоих кадрах PIV. Согласно Адриану (1991), смещение частицы, следовательно, не должно превышать толщины светового листа, что ограничивает межкадровое время ∆t и, следовательно, точность измерения.Ограничения, касающиеся смещения в плоскости, можно обойти, применяя схемы запроса адаптивной сетки, такие как многосеточный метод (Raffel et al. 1998c и ссылки в нем). Адаптивная многосеточная схема основана на оценке смещения больших частиц с помощью каскада окон запроса с последовательно уменьшающимся размером, которые перемещаются в пространстве перед последующей итерацией. Перенесенное расстояние основано на предполагаемом смещении от предыдущей итерации.Таким образом, только смещения крупных частиц в начальном большом окне запроса должны быть ограничены до размера окна и используются для ограничения области поиска для уточненного окна запроса меньшего размера. Таким образом, эта схема оценки сочетает в себе высокую точность измерения за счет большого смещения частиц и высокое разрешение измерения за счет небольших окон окончательного опроса.

2.2. Трехкомпонентные и объемные методы PIV

Несмотря на все свои преимущества, 2D PIV содержит некоторые недостатки, которые требуют дальнейших разработок на основе измерительных приборов.Одним из этих недостатков является тот факт, что метод 2D PIV способен записывать только проекцию вектора скорости на плоскость светового слоя; компонент скорости вне плоскости теряется, в то время как компоненты скорости в плоскости подвержены неисправимой ошибке из-за преобразования перспективы. Для сильно трехмерных течений это может привести к существенным ошибкам измерения вектора локальной скорости. Эта ошибка увеличивается с увеличением расстояния до главной оси оптики формирования изображения.Самый простой подход, позволяющий восстановить полный набор компонентов скорости в данной плоскости, — это дополнительная запись PIV с другого направления обзора с использованием второй камеры. Такая установка обычно называется стереоскопической PIV. Фактически восстановление трехкомпонентного вектора скорости основано на перспективном искажении вектора смещения, наблюдаемого с разных направлений. Дальнейшее усовершенствование стереоскопического метода PIV основано на измерении трех компонентов скорости в нескольких параллельных плоскостях, часто называемых двух- или многоплоскостной PIV.Таким образом, многоплоскостные измерения дают все девять градиентов скорости, которые, например, требуется для оценки турбулентности в поле течения (Ramasamy et al. 2009). Такое измерение может быть достигнуто с использованием двух независимых стереоскопических установок PIV или комбинации стереоскопического и 2D PIV (при условии непрерывности потока).

В последнее время усилия были направлены на восстановление полных наборов данных с использованием цифровых изображений с нескольких камер наряду с томографической реконструкцией. Метод объемного PIV, также известный как томографический PIV, позволяет одновременно снимать определенный объем с помощью по крайней мере трех камер высокого разрешения с разных направлений.Чрезмерно детерминированный характер данных изображения позволяет выполнить томографическую реконструкцию положений частиц в пространстве, так что пара этих объемных изображений, записанных в короткой последовательности, может использоваться для получения трехмерного распределения трехкомпонентных данных скорости. На практике этот метод часто использует четыре камеры, что значительно увеличивает объем данных по сравнению с тремя камерами. Низкие уровни освещенности из-за объемного освещения требуют больших апертур объектива камеры, что опять же ограничивает глубину резкости, так что довольно толстый световой лист обеспечивает наилучшие результаты.Подробные описания методов 3D PIV описаны Raffel et al. (2007) Адриан и Вестервил (2011).

2.3. Ограничения PIV

Установка оптической камеры может достигать своего физического предела для малых и средних апертур, что также называется формированием изображений с ограничением дифракции. Для больших диафрагм (малых f-чисел) искажения объектива стали более доминирующими. Как следствие, диаметр изображения частиц редко бывает ниже 10 мкм, что соответствует 1-2 пикселям современных CCD-камер, но менее 1 пикселя для CMOS-камер с высокой скоростью кадрирования.Среднее смещение частиц между двумя окнами опроса I ₁ , I ₂ оценивается путем обнаружения пика на соответствующей карте корреляции C _1,2 , как показано на левая часть. Неопределенность в определении отображаемых смещений частиц зависит от точности обнаружения этого пика, которая может достигать 0,01 пикселя при использовании алгоритмов обнаружения пика субпиксельной корреляции (Raffel et al.2007). Для достижения такой субпиксельной точности требуется минимальный диаметр записанного изображения частицы ≥ 2 пикселя, чтобы избежать так называемого эффекта блокировки пика. Фиксация пика описывает тенденцию непрерывного распределения смещений частиц к смещению в сторону целочисленных значений пикселей и вызвана дискретным размером датчика изображения. Более крупные частицы также вызывают повышенную интенсивность преломленного лазерного света и, таким образом, улучшают сигнал для оценки взаимной корреляции. В то время как ограничения, налагаемые PIV, требуют больших частиц, более мелкие частицы идеально подходят для следования за потоком и обладают меньшими инерционными эффектами.Эти противоречивые требования в отношении затравочных частиц следует учитывать при измерении скоростей в области потока с высокой завихренностью и неоднородной плотностью затравки.

Интенсивности необработанных изображений частиц в PIV-записи молодого вихря на конце лопасти ротора ( Ψ = 6 °) с пустотой частицы диаметром ∆A _c внутри ядра показаны слева. Справа показаны увеличенные окна опроса I ₁ и I ₂ , их асимметричное распределение интенсивности и результирующая корреляция C _1,2

Другая важная частица Связанное с этим ограничение PIV возникает для измерений скорости вблизи сжимаемых острийных вихрей.В центре ядра вихря оценка PIV полностью не выполняется из-за недостаточного количества отображаемых затравочных частиц. Неоднородное распределение частиц в частично затронутых окнах опроса дает слабые корреляции шума при нулевом смещении. Из-за усредняющего характера окон конечных размеров окна выборки (т. Е. Опроса) эффект смещения размазывается по большей площади, чем сама пустая область ().

Несмотря на эти артефакты оценки PIV из-за засевания частиц, пиковые тангенциальные скорости, обнаруженные PIV, иногда выше, чем предсказанные CFD, что указывает на то, что ни методы измерения расхода, ни численные методы еще не могут точно определить истинные пиковые скорости вокруг молодых вихрей. .

Потребуются новые методы оценки, чтобы преодолеть недостатки методов измерения на основе индикаторных частиц. Текущие идеи для обработки пустот в частицах ядра рассматривают процедуры локализованной интерполяции с использованием моделей вихрей низкого порядка, аналогичные методам извлечения параметров вихрей. Эти методы, однако, ограничены областью ядра и должны быть дополнены дальнейшим усовершенствованием процедур оценки PIV, включая процедуры корреляции с взвешенной плотностью частиц, которые также могут способствовать улучшению характеристик измерения очень маленьких и сильных вихрей, которые присутствуют у молодых просыпаться возрастом.

3. РАННИЕ PIV-ЭКСПЕРИМЕНТЫ НА РОТОРАХ ВЕРТОЛЕТОВ

До середины 1990-х годов аэродинамические PIV-измерения были редкостью и чаще всего выполнялись с помощью оптического автокорреляционного анализа фотопленки, экспонированной дважды. Этот метод был впервые применен для исследования аэродинамики вертолета с исследованием поля нестационарного обтекания аэродинамических поверхностей, имитации нестационарного трансзвукового обтекания движущейся лопасти (Raffel et al. 1993) и динамического сваливания на отступающей лопасти (Raffel and Kompenhans 1993, стр. Geissler et al.1993, Crisler et. al. 1994 г., Raffel et al. 1995a). Вскоре после этого были проведены первые исследования на Британских Виргинских островах (Horner et al. 1995,1996, Raffel et al. 1995a, b). Появление в 1996 году полнокадровых ПЗС-сенсоров с прогрессивной разверткой позволило реализовать цифровую взаимную корреляцию PIV. Этот метод основан на записи изображений частиц в двух отдельных кадрах с короткими интервалами между кадрами и компьютерном кросс-корреляционном анализе пар изображений. Неопределенность направления измерений, которая является ахиллесовой пятой техники автокорреляции, была преодолена, когда была применена взаимная корреляция, которая проложила путь для измерения вращательных структур, таких как концевые вихри, отходящие от лопастей ротора.Эти достижения обеспечили достаточную точность измерений для изучения очень неустойчивых течений, таких как апериодичность вихрей на концах крыла (Vogt et al. 1996). В то же время полностью цифровая оценка и увеличивающаяся вычислительная мощность способствовали появлению новых методов оценки, таких как многопроходные или потоковые адаптивные схемы запросов. С появлением полнокадровых камер межстрочного переноса были проведены первые успешные PIV-измерения потока на полностью сочлененных роторах, чтобы сравнить развивающуюся технику с LDV и измерить следы ротора в контексте взаимодействия лопасти-вихрь (Raffel et al. .1996a, b, Murashige et al. 1998).

Вскоре после первых измерений PIV камерой с прогрессивной разверткой, стереоскопический PIV был успешно использован для изучения следа от парящих роторов (Heineck et al. 2000, Martin et al. 2000, McAlister et al. 2002) и сочлененных модельных роторов в аэродинамических трубах. (Раффель и др., 1998b).

4. ДИНАМИЧЕСКИЙ СТОП И ОБРАТНЫЙ ПОТОК

Явление динамического сваливания (DS) было впервые экспериментально изучено Крамером (1932), который обнаружил увеличение максимальной подъемной силы при быстро меняющихся углах падения из-за порывов ветра.Это замечательное раннее экспериментальное исследование было проведено с помощью анемометрии с горячей проволокой и пьезоэлектрических весов. В последующие десятилетия модельные исследования DS стали более сложными и в основном включали колеблющиеся профили в аэродинамических трубах (McCroskey and Fischer 1972). Большинство измерений включали интерпретацию результатов, полученных с помощью датчиков динамического давления, проводов и методов визуализации потока красителя, часто независимо. Повышенная подъемная сила после статического угла сваливания (оцениваемого по измерениям давления) часто предполагалось, что его источником является вихрь на передней кромке.Проверка этого предположения требовала точного определения силы вихря на передней кромке и его размера относительно хорды, а также была предпринята попытка оптимизации моделирования CFD. Способность PIV измерять поле скорости над плоскостью в данный момент делала возможным такие измерения.

Динамическое сваливание было изучено с помощью PIV на двухмерных аэродинамических профилях, трехмерных конечных крыльях и на винтах вертолетов в масштабе модели. Первое применение PIV к колеблющемуся двумерному профилю было опубликовано Shih et al.(1992), основанный на эксперименте в водном туннеле при низком числе Рейнольдса, равном 5000. В 1993 году Раффель и Компенханс применили PIV для изучения поля нестационарного течения вокруг статически остановленного аэродинамического профиля при числе Рейнольдса 3,4 × 10 ⁶ . Первое PIV-исследование DS при числе Рейнольдса 4 × 10 ⁶ было выполнено Гейсслером и Раффелем (1993) на двумерном аэродинамическом профиле качки в аэродинамической трубе, см. Geissler и Raffel (1993) объединили численные данные и данные PIV для изучения влияния деформации профиля на DS.Дальнейшие PIV-исследования DS при аналогичных числах Рейнольдса (от 4 × 10 ⁶ до 6,2 × 10 ⁶ ) были выполнены Crisler et al. (1994), Geissler et al. (1994) и Raffel et al. (1995a, b) о качке 2D профилей в аэродинамических трубах. Соответствующие статьи были посвящены техническим аспектам PIV и продемонстрировали потенциал мгновенных измерений скорости всего поля для исследования DS. В последующие годы Wernert et al. (1994–1997) расширил применение PIV до полного цикла DS с фазовым разрешением.Результаты этих исследований колеблющихся двумерных крыльев содержат информацию о скорости, линии тока и завихренности над глубоко застрявшими аэродинамическими профилями. Wernert et al. (1994–1997) далее описали формирование вихря DS из множества мелкомасштабных вихревых структур и сильную апериодичность поля потока во время срыва, что привело к выводу, что точечные измерения LDV не подходят для измерений в пределах области оторванного потока. динамически остановившегося профиля. Более позднее исследование Raffel et al.(2006) также исследовали возникновение DS и образование разделительного пузыря с помощью PIV и численного моделирования. Попытки охарактеризовать множество различных аспектов DS продолжаются (например, Zanotti and Gibertini 2014, Davidson et al.2015) и включают все более сложные сценарии потока, такие как аэродинамика аэродинамики качающегося профиля во время взаимодействия лопастных вихрей (Gibertini et al. 2014) и свободные колебания Маха потока (Хирд и др., 2015).

Множественные испытания в аэродинамической трубе были проведены Geissler et al.(2005) и Mai et al. (2006, 2008) для изучения влияния генераторов вихрей на переднем крае (LEVoG) на вихрь DS. Применение PIV в этих исследованиях дало ценную информацию о поле потока над застрявшим аэродинамическим профилем и позволило изучить режим работы LEVoG. Эти знания были расширены Heine (2012) и Heine et al. (2009, 2011, 2013), которые обнаружили, что генераторы возмущений увеличивают конвекцию завихренности и уменьшают когерентность вихря DS. Heine et al.(2011) также применили томографический PIV, чтобы распутать поле потока вокруг изолированных LEVoG в статических условиях потока, как показано на. Область трехмерных измерений имела объем 67 мм × 91 мм × 8 мм, и в результате одновременно было записано 3,26 миллиона векторов. На основе информации поля объемной скорости были определены размер и направление вращения пары встречных вихрей следа и проанализировано их взаимодействие (Heine et al. 2012). Жубер и др. (2012, 2013) изучали аналогичный, но активно развертываемый привод передней кромки на двумерном аэродинамическом профиле тангажа с помощью измерений PIV и моделирования URANS.Эффективность приводов была продемонстрирована сильно уменьшенной зоной сваливания над аэродинамическим профилем. В другом контрольном исследовании, измерения PIV были проведены Геронтакосом и Ли (2007) для изучения влияния полосы задней кромки на поле потока аэродинамического профиля с динамическим тангажом. В этом исследовании Геронтакос и Ли (2007) обнаружили, что полоса, прикрепленная к задней кромке на стороне нагнетания (заслонка Герни), увеличивала подъемную силу, лобовое сопротивление и момент тангажа, тогда как полоса на стороне всасывания уменьшала все три коэффициента.Во втором исследовании Геронтакос и Ли (2008) применили PIV для изучения влияния закрылка задней кромки на вихрь DS, выявив умеренное влияние на силу вихря передней кромки и отсутствие влияния на его рост или отслоение. Еще одна попытка подавления DS была предпринята Matalanis et al. (2016), которые использовали PIV для изучения влияния продувки с помощью внутреннего сгорания на DS.

Усредненный по времени след за передним фронтом вихревого генератора (LEVoG). Изоповерхности спиральности указывают положение главного вихря, а поперечная составляющая скорости обозначена цветом, из Heine (2011)

Исследования Mulleners et al.(2009) и Mulleners и Raffel (2011, 2013) сосредоточились на подробном анализе вихря DS путем применения измерений PIV с высоким пространственным и временным разрешением к двумерному аэродинамическому профилю качки. Уникальность этого эксперимента заключается в одновременном измерении поля скорости и динамического поверхностного давления, что позволило связать сигналы давления с особенностями течения на поверхности профиля. Эти PIV-исследования позволили внимательно изучить формирование и состав вихря DS.Mulleners и Raffel (2011, 2013) идентифицировали различные когерентные структуры внутри вихря DS и в слое смешения между отрывным потоком и окружающим полем потока, как показано на. Они также определили траектории этих структур над крыловым профилем и раскрыли соответствующее поле течения с помощью правильного анализа ортогональной декомпозиции (POD).

Угол наклона двумерного профиля при движении вверх с мгновенным полем потока и обнаруженными вихревыми ядрами: (оранжевый кружок) по часовой стрелке и (синий кружок) против часовой стрелки; и обозначенная цветом безразмерная компонента завихренности вне плоскости, по Mulleners and Raffel (2011)

Недавно Ramasamy et al.(2016) применили POD-анализ в качестве альтернативы фазовому усреднению. Среднее фазовое значение апериодических полей потока не является репрезентативным для мгновенного распределения скорости и, следовательно, не может использоваться для подтверждения прогнозов CFD. Чтобы найти альтернативное решение, Ramasamy et al. (2016) провели измерения PIV и динамического давления для ряда тестовых случаев на двумерном профиле. Применение POD к векторным полям PIV (с режимами, отсортированными на основе турбулентной кинетической энергии) позволило идентифицировать когерентные структуры, которые доминируют в явно случайных вариациях от цикла к циклу.Полученные формы колебаний были потенциальной альтернативой среднефазовым данным для проверки моделирования CFD.

Помимо большинства исследований 2D DS, существует ряд исследований, направленных на изучение трехмерной природы DS. Ян и др. (2006) и DiOttavvio et al. (2008), например, индуцировали DS на модельном роторе, блокируя часть диска ротора пластиной, вызывая, таким образом, быстрое и динамическое изменение эффективного угла атаки на лопасти. Этот тип установки позволял исследовать радиальную скорость потока с помощью PIV на лопатках.Первое исследование DS с использованием PIV на модельном роторе в условиях прямого полета было описано Mulleners et al. (2012). Во время крупномасштабных испытаний в аэродинамической трубе двумерные поля скорости были измерены в трех радиальных положениях лопастей. Этот набор данных позволил изучить трехмерную форму вихря DS, который, как было обнаружено, выровнен с передней кромкой внутри борта, но становится более трехмерным снаружи, где он взаимодействует с вихрем на конце. Недавние исследования Raghav et al. (2013, 2014) исследовали DS с аналогичной установкой модельного ротора в аэродинамической трубе, включая измерения PIV в различных радиальных положениях.На основании полученных данных Raghav et al. (2013, 2014) определили радиальный ход разделительной линии и обнаружили, что вихрь DS имел более близкую близость к внутренней части лопасти и более когерентную структуру за ее пределами. Было обнаружено, что межцикловые изменения вихря DS были относительно небольшими, но радиальное расположение менялось, что приводило к межцикловым изменениям момента тангажа.

Трехмерная природа вихря DS также вдохновила на исследования в аэродинамической трубе моделей продольного крыла со свободным концом лопасти.Режущие лезвия позволяют изучать взаимодействие между DS и концевыми вихрями в невращающейся системе отсчета. Le Pape et al. (2007b) провели серию всесторонних испытаний в аэродинамической трубе различных профилей, включая такую ​​модель полукрыла. Во время этих испытаний Le Pape et al. (2007b) получили данные по горячей пленке и поверхностному давлению и измерили поля скорости в направлении по хорде и по размаху с помощью LDV и PIV, чтобы исследовать начало DS, влияние эффектов числа Рейнольдса на нагрузки и взаимодействие между DS. и кончик вихря.Похожий эксперимент Merz et al. (2014, 2015) объединили измерения давления, деформации лопастей и стереоскопической PIV-скорости в трех положениях по размаху для изучения потока над моделью полукрыла с параболическим концом. Стереоскопические данные PIV позволили проанализировать начало DS по размаху и динамически изменяющиеся сильные радиальные компоненты потока. Влияние DS на вихрь на законцовке крыла в этой модели было дополнительно изучено Вольфом и др. (2015) с помощью измерений PIV после аэродинамического профиля по тангажу.В этом исследовании Wolf et al. (2015) проанализировали изменение траекторий вихря, распределения тангенциальной скорости и циркуляции вихрей в течение цикла качания и обнаружили, что концевой вихрь стал менее когерентным во время глубокого сваливания.

Наконец, Nati et al. (2015) продемонстрировали применение томографической PIV для исследования вихревых структур на двумерном аэродинамическом профиле качки с числом Рейнольдса 30 000. Измерения PIV позволили детально изучить ламинарный отрывной пузырь на профиле и временное развитие трехмерных структур вихревого потока над профилем.

Недавние испытания также были сосредоточены на обратном потоке, возникающем во внутренних частях несущего винта вертолета, где скорость прямого полета вертолета превышает угловую скорость отступающей лопасти. Различные аэродинамические поверхности при движении по тангажу были исследованы во время прямого и обратного потока с помощью двухкомпонентного высокоскоростного PIV (Линд и др., 2014 г., Смит и др., 2016 г.).

То же явление было исследовано с помощью стереоскопических измерений PIV на вращающейся лопасти ротора для различных передаточных чисел, радиальных и азимутальных положений (Hiremath et al.2015 и 2016).

5. ИССЛЕДОВАНИЯ ПОСЛЕ РОТОРА

За последние десятилетия было проведено большое количество экспериментов с целью углубить понимание сложного поля обтекания (модельного) винта вертолета. Вихри на конце являются наиболее сильными элементами потока в следе ротора и представляют большой интерес из-за их влияния на индуцированное поле потока, которое напрямую влияет на наведенный КПД ротора. Характеристики концевых вихрей, то есть их пространственное расположение относительно лопасти, размер сердечника, пиковая скорость завихрения, завихренность и циркуляция, важны для разработки стратегий смягчения их неблагоприятных воздействий и для создания математических моделей для прогнозирования воздушных нагрузок ротора.Однако точная оценка концевых вихрей — непростая задача из-за присущей им апериодичности. PIV играет доминирующую роль в точном измерении характеристик концевого вихря. Краткий обзор других методов измерения, которые исторически использовались в области потока ротора, дается до того, как подробно изложить вклад PIV.

Первые исследования вихрей на концах лопастей вертолета были проведены с использованием визуализации потока дыма по всему полю (например, Gray 1957, Landgrebe 1971) и путем засева дыма на концах вихрей (Spencer 1970).Количественные исследования потока на роторах с использованием интрузивных методов измерения начались в 1960-х годах. В начале 1970-х годов доминирующую роль играли неинвазивные оптические измерения (лазерная доплеровская Velocimetry — LDV). Скалли и Салливан (1972) были одними из первых, кто применил LDV на роторах парящих моделей. В 1988 г. Томпсон и др. провели высокоточные измерения профиля скорости закрутки и радиуса сердцевины вихревого сарая от однолопастного парящего ротора. С развитием лазеров возникла визуализация потоков с помощью лазерного освещения.Этот метод применялся, например, Leighty et al. (1991) и Ghee & Elliott (1992, 1995) для обнаружения траекторий вихрей в условиях парения и прямого полета. Дальнейшие усовершенствования метода LDV позволили получить более точное разрешение и определение трехкомпонентного (3C) поля скорости вокруг вихря на вершине лопасти (McAlister et al. 1995, Boutier et al. 1996). Исследования, подобные исследованию, опубликованному Devenport et al. (1996) обнаружили, что точность LDV была ограничена случайным изменением положения кончика вихря, также называемым вихревым меандрированием или апериодичностью.Чтобы обойти это ограничение, исследовательские группы во главе с Лейшманом и другими пытались свести к минимуму извилистость парящих роторов за счет уменьшения количества лопастей ротора до одной, предотвращения рециркуляции и эффектов стенок и обеспечения низкой интенсивности турбулентности в потоке ротора (например, Лейшман и др., 1996 г., Хан и др., 1997 г.). Эти и другие исследования LDV были сосредоточены на подробном измерении пиковых значений и временных изменений осевых компонентов и компонентов скорости закрутки, а также радиуса ядра и циркуляции (Coyne et al.1997 г., Бхагват и Лейшман 1998 г., Мартин и др. 2000). Эти экспериментальные данные привели к формулировке и усовершенствованию различных математических моделей для распределения скорости вокруг концевых вихрей.

Развитие скорости изображения частиц (PIV) позволило использовать второй подход к решению проблемы апериодического движения вихря путем мгновенного получения всего поля потока вокруг вихря. Это позволило усреднить два вида. Первый подход — это усреднение по ансамблю, при котором мгновенные векторные поля перемещаются относительно друг друга так, чтобы центр вихря совпадал на всех кадрах.Затем векторные поля усредняются для получения усредненного поля потока и средних свойств вихря. Второй подход, который возможен только при использовании PIV, включает определение свойств вихря из мгновенных векторных полей с последующей оценкой статистических величин результирующего набора данных. Это не только обеспечивает средние характеристики ядра вихря, но также позволяет измерить стандартное отклонение, которое необходимо для отображения величины изменения во времени.

Saripalli (1995), Raffel et al. (1996b) и Murashige et al.(1997) были одними из первых, кто успешно применил PIV на винтах вертолетов. Исследования Raffel et al. (1998a) и Ramasamy & Leishman (2006) сравнили результаты одновременных измерений PIV и LDV и способствовали утверждению PIV как надежного инструмента для исследования вихрей на концах лопастей. Ряд публикаций о PIV на роторах был посвящен техническим аспектам и проблемам, связанным с измерением все более крупных роторов во время моделирования прямого полета (см., Например, Raffel et al., 1998b, Raffel et al.2001, Ричард и Раффель 2002, Раффель и др. 2004 г., Киндлер и др. 2009, Norman et al. 2011).

Аэроакустические испытания ротора с контролем высших гармоник (HART I и II) представляют собой две вехи применения LDV и PIV на винтокрылых аппаратах. HART I включил измерения LDV для характеристики вихрей на концах лопастей (Splettstoesser et al. 1997). Тест HART II включал в себя стереоскопические измерения PIV, в результате которых были получены данные о радиусе ядра и распределении завихрений в различных частях плоскости ротора (Burley et al.2002 г., Raffel et al. 2004 г., ван дер Уолл и Ричард 2006 г., Берли и др. 2006 г.). Вид ротора HART II с наложенными стереоскопическими изображениями PIV представлен в. Несущий винт работал в прямом полете со скоростью набегающего потока 33 м / с. Накопление двумерных плоскостей измерения иллюстрирует движение и затухание вихрей со временем, когда вихри конвектируются вдоль плоскости ротора. За проектами HART последовал тест HOTIS (Hover Tip Vortex Structure), цель которого заключалась в дополнении набора данных HART II исчерпывающими данными вихря при парящем кончике (Ричард и др.2006a, b, van der Wall & Richard 2008). Измерения 2C и 3C PIV с высоким разрешением были проведены на роторе HART в зале подготовки ротора в DLR Brunswick. Тест включал оценку влияния размера окна опроса и перекрытия на параметры вихря. Результаты испытания также включали отклонения вершины лопасти, траектории вихрей, анализ меандрирования вихрей и — впервые — комбинацию нескольких полей скорости для трехмерной реконструкции сегмента вихря.Другие известные применения PIV на роторах в испытаниях в аэродинамической трубе включают определение характеристик концевого вихря, проведенное Ямаути и др. (1999) и Като и др. (2003).

Ротор HART II в прямом полете с множественными наложенными стереоскопическими изображениями PIV, иллюстрирующими вихревую конвекцию через плоскость ротора

Первые полномасштабные испытания ротора вертолета в аэродинамической трубе были проведены Wadcock et al. (2011) и Yamauchi et al. (2012) с использованием стереоизмерений PIV для локализации и характеристики вихрей на продвигающейся стороне лопасти.Измерения поля потока на площади 4,3 на 0,9 м были выполнены при нескольких режимах тяги. Обработанный набор данных был скорректирован на апериодичность, а свойства ядра вихря были оценены из мгновенных векторных полей путем одновременного решения нескольких вихрей вместе (Ramasamy et al 2011).

В 2000 году Heineck et al. испытал ротор в режиме зависания и применил PIV для локализации вихрей и охарактеризовал их блуждание. Макалистер и др. (2001a, 2003) применили стереоскопический PIV к аналогичным роторам и исследовали временное изменение радиуса сердечника и максимальной скорости закрутки.В этих публикациях McAlister et al. не выявили четких трендов для молодых вихрей с возрастом следа ψ _v <30 °. Рамасами (2009) обнаружил аналогичные противоречивые тенденции для возраста вихрей ψ _v <15 °, что указывает на продолжающееся сворачивание вихрей. Ramasamy et al. провели два эксперимента PIV для исследования вихрей на концах лопастей на парящей модели ротора в 2010 и 2011 годах. Первый эксперимент был сосредоточен на сравнении раскрученного и сильно закрученного ротора и показал различия в распределении циркуляции, силе вихря и поле потока позади весь клинок.Второй эксперимент представлял собой исследование вихрей с высоким разрешением и был сосредоточен на профилях скорости закрутки и влиянии затравочной пустоты. Миллуццо и Лейшман (2013) выполнили тест парения на модельном роторе и сосредоточились на отслеживании и определении характеристик вихрей до возраста вихрей ψ _v = 420 °. Подобные методы были использованы Kuerbitz и Milluzzo (2015) для изучения влияния центробежной накачки на диффузию вихрей на концах лопастей ротора.Другие применения PIV в полях потока ротора включают измерения следа для получения распределения циркуляции и сопротивления в разрезе по размаху лопастей ротора. Эти измерения были интегрированы по размаху лопастей, обеспечивая тягу и мощность (или крутящий момент) ротора соответственно. Было обнаружено, что общие значения силы хорошо коррелируют с измерениями датчиков тяги и крутящего момента (Ramasamy et al, 2008), что позволяет предположить, что PIV можно использовать для оценки распределения нагрузки, когда применение датчиков давления на поверхности на лопастях ротора невозможно.

Недавно в рамках проекта Smart Twisting Active Rotor (STAR) было проведено исследование активного управления лопастями с помощью активного закручивания. Bauknecht et al. (2015) и Bauknecht (2016) использовали стереоскопический PIV с временным разрешением для отслеживания и характеристики молодых вихрей, излучаемых крупномасштабным активным ротором, аналогично тестам HART и HOTIS. Полученные данные о скорости были объединены с восстановленной информацией о плотности на основе одновременно выполненных измерений фонового шлирена с временным разрешением (BOS), что позволило провести тщательный анализ процесса образования вихрей.Высокое временное и пространственное разрешение данных PIV также позволило выполнить трехмерную визуализацию концевого вихря и завихренности за лопастью ротора () в виде комбинации полей скорости и завихренности с временным разрешением.

Трехмерная визуализация мгновенного поля потока за лопастью ротора. Изоповерхности отмечают положение кончика вихрей и завихренной пеленки позади лопасти, из Bauknecht (2016)

Наряду с измерением средних вихревых свойств были проведены эксперименты PIV для количественной оценки турбулентности внутри концевых вихрей, идущих от ротора в модельном масштабе (Ramasamy et al. al 2009).Напряжение сдвига и распределение скорости деформации были измерены внутри концевых вихрей с использованием двухплоскостного PIV и сравнивались с измерениями на неподвижном крыле. Корреляция была отличной, предполагая, что PIV можно уверенно использовать и для измерений турбулентности.

В дополнение к этим модельным испытаниям ротора, Raffel et al. (2001) и Kindler et al. (2009, 2011) выполнили PIV-измерения концевых вихрей вертолета BO 105 в условиях зависания. Они исследовали профили скорости закрутки, меандрирование и асимметрию вихрей и успешно продемонстрировали первые применения PIV на реальном вертолете.

Применение PIV к потоку ротора продолжает проливать свет на сложные аэродинамические механизмы создания, конвекции, взаимодействия и разрушения вихрей на концах лопастей. Представленные выше исследования также иллюстрируют некоторые сложные технические аспекты измерений поля потока на модельных роторах. Задние вихри роторов являются одними из самых сильных, которые могут быть созданы, а связанные с ними высокие градиенты скорости и засевающие пустоты подталкивают современные методы деформации сетки PIV к своим пределам.Большие изменения от цикла к циклу движения лопасти и вихря требуют тщательной корректировки апериодичности и точного азимутального запуска измерений. Наконец, исследование невозмущенных вихрей подразумевает устранение рециркуляции в спутном следе и влияния земли — требование, которое часто противоречит имеющимся испытательным возможностям и соображениям безопасности.

6. ВЛИЯНИЕ РОТОРА НА ЗЕМЛЮ (IGE)

В непосредственной близости от земли следы от несущих винтов вертолетов взаимодействуют с землей как в режиме висения, так и во время полета на малой скорости вперед.Сложные взаимодействия существенно влияют на несколько ключевых аспектов эксплуатации вертолета. Например, характеристики вертолета ухудшаются во время работы в пределах одного диаметра ротора от земли, поскольку взаимодействие заднего спутного следа с землей изменяет скорости притока на диске ротора. Следовательно, это взаимодействие приводит к улучшенным характеристикам при зависании в IGE (Betz 1937, Knight & Hefner 1941) и снижению характеристик при низкоскоростном прямом полете по сравнению с условиями вне зоны влияния земли (OGE) (Sheridan & Weisner 1977).

Нисходящая струя от парящего ротора IGE также может вызвать условия отключения. Отключение приводит к эрозии лопастей двигателя и аэродинамических компонентов, таких как поверхности крыла, и увеличивает рабочую нагрузку пилота из-за неустойчивого характера взаимодействия в спутном следе с землей.

Поле течения роторного ИГЭ является фундаментальным аспектом работы вертолета. Однако его предсказание по-прежнему оказывается сложной задачей как для компьютерного моделирования, так и для комплексных кодов. Это в основном связано с плохим пониманием взаимодействия между следом ротора и землей, что может быть напрямую связано с ограниченными доступными экспериментами.Как отмечают Натан и Грин (2009), нехватка высокоточных измерений IGE поля потока ротора возникает из-за сложности воспроизведения среды IGE ротора, особенно для условий прямого полета.

Взаимодействие следа ротора с землей — это неустойчивое явление, которое требует одновременного измерения всего поля потока для характеристики характеристик потока. Велосиметрия по изображению частиц — идеальный метод для таких исследований, поскольку информация о скорости собирается по всей интересующей области в любой момент времени.Успешное применение PIV позволило лучше понять поля IGE обтекания винта вертолета как в режиме висения, так и в условиях прямого полета. В следующем разделе представлены примеры применения PIV на IGE, работающем с ротором, которые улучшили понимание основных характеристик потока.

Вихри на конце и, в целом, след от ротора по своей природе апериодичны. В результате пространственное расположение вершинных вихрей незначительно изменяется по отношению к вершине лопастей ротора при последовательных оборотах (часто в пределах 1 диаметра ядра вихря).Таким образом, вихревые характеристики, полученные с помощью точечных методов измерения, таких как термоанемометрия или LDV, демонстрируют вызванное апериодичностью сглаживание, которое необходимо скорректировать с помощью процедуры постобработки (Ramasamy & Leishman 2004). Однако в более старом возрасте бодрствования, например, в условиях ИГЭ, поток демонстрирует сильно повышенную неустойчивость, что делает его некорректируемым. В дополнение к внутренней нестабильности поля потока, происходит нестационарное спаривание концевых вихрей (Ли и др., 2008).Понимание процесса образования пар вихрей и возникающих в результате локальных изменений скорости возможно только путем одновременного сбора информации о скорости для всей плоскости измерения.

Количественная оценка явлений нестационарного потока особенно полезна для исследования потемнений, поскольку была выдвинута гипотеза, что процесс образования пар вихрей обеспечивает необходимую энергию для подъема частиц песка над землей (Джонсон и др. 2009). Низкоскоростные и высокоскоростные измерения PIV с фазовой синхронизацией (Johnson et al.2010a) полей течения ротора в модельном масштабе показало образование пар вихрей и возникающие в результате флуктуации локальных скоростей. Двухфазные измерения PIV для роторов модельного масштаба, парящих IGE над песчаным слоем, показали, как частицы песка поднимались во время образования пары вихрей, особенно в области, близкой к кончику ротора ( r / D = 1). Были предприняты попытки уменьшить силу скорости вымывания роторов ИГЭ с использованием лопастей ротора с различной формой наконечника (Milluzzo et al.2010). Взаимодействие концевых вихрей с землей создает встречно вращающуюся пару вихрей, которая, как полагают, вносит существенный вклад в явление потемнения за счет выброса частиц в поле потока («выброс пристенной струи»). Идентификация нестационарного вихря, вращающегося в противоположных направлениях, стала возможной только тогда, когда все поле потока было мгновенно захвачено с помощью PIV (Джонсон и др. 2010a). Дальнейшие исследования влияния турбулентности на отключение были проведены также с использованием двухфазного PIV с временным разрешением (Rauleder & Leishman 2013).

Недавно были проведены измерения поля потока с помощью многокамерной системы PIV на модельном роторе, работающем с IGE. Изображения были сшиты после испытания, в результате чего поле потока охватило примерно четыре диаметра ротора от оси ротора (Ramasamy et al. 2015). Полученные мгновенные поля течения () выявили наличие крупномасштабных вихрей сдвигового слоя размером с высоту ротора в поле течения. Эксперимент также сравнил мгновенное поле потока падающей струи с полем потока ротора с использованием той же экспериментальной установки.Сравнение подтвердило, что переменные характеристики пристенной струи применимы к промывке ротора. Мгновенные поля потока также выявили сходства и различия между полями потока тандемной и монороторной конфигурации IGE (Ramasamy 2015). Взаимодействие между тандемным передним и задним следами несущего винта с последующим их взаимодействием с землей приводило к образованию пристенных струй с различными эволюционными характеристиками (с точки зрения ширины пристенной струи и максимальной скорости смыва), чем у одиночного поля потока ротора.

Ротор в отражении земли показывает большие вихри сдвигового слоя

Для низкоскоростного прямого полета IGE вертолеты предъявляют повышенные требования к мощности по сравнению с парящим IGE, иногда даже такие же высокие, как и при прямом движении вперед. Повышенная мощность, необходимая для создания такой же тяги, может быть связана с рециркуляцией в спутном следе и образованием наземного вихря, который увеличивает скорость притока к диску ротора. Влияние земли медленно уменьшается с увеличением скорости полета вперед и полностью исчезает около µ = 0.1. Ранние эксперименты по изучению низкоскоростного прямого полета. В IGE использовались «горячие» провода для измерения поля потока. Прямой полет моделировался четырьмя различными способами: (1) посредством натурных летных испытаний (Kutz et al.2013), (2) путем буксировки ротора в масштабе модели (Curtiss et al.1984) (3) посредством испытаний в аэродинамической трубе с неподвижный грунт (Boer et al. 2001, Bourne et al. 2014) и (4) посредством испытаний в аэродинамической трубе с движущимся грунтом (Nathan & Green 2009).

Эксперименты Curtiss et al. (1984) при низкоскоростном прямом полете классифицировали условия потока ИГЭ на два состояния, как показано на: (1) состояние рециркуляции и (2) состояние основного вихря.Четкое различие между двумя состояниями было проведено путем оценки следа ротора. Состояние рециркуляции характеризуется потоком вниз от ротора, который характеризуется начальным сжатием с последующим расширением по мере приближения к земле и последующей рециркуляцией в плоскость ротора. Состояние основного вихря возникает при немного более высоких скоростях поступательного движения, когда более концентрированный вихрь формируется ниже переднего края диска ротора. В этой ситуации рециркуляции не происходит, так как внешняя часть лезвия подвергается обратной промывке, а внутренняя часть — обратной.Наличие наземного вихря вызывает боковые циклические возмущения, которые требуют компенсирующих управляющих воздействий и, таким образом, увеличивают рабочую нагрузку пилота. Размер и сила рециркуляции в спутном следе, наземного вихря и их эволюция существенно влияют на управляемость вертолета, а также на явление отключения электроэнергии.

Схема промывки ротора при низкоскоростном прямом полете, показывающая зоны рециркуляции и наземного вихря, от Натана и Грина (2009)

В различных исследованиях сообщалось о противоречивых результатах для характеристики полей потока ИГЭ прямого полета, например.г. для определения пороговой скорости, которая разделяет рециркуляционное и основное вихревые состояния, и количества наблюдаемой нестационарности следа для каждого состояния. Натан и Грин (2009) провели серию измерений с использованием двух роторов в масштабе модели и аэродинамической трубы с земной поверхностью, способной двигаться со скоростью набегающего потока. Результаты этого исследования продемонстрировали значение движущейся плоскости земли в отличие от неподвижной земли для состояния следа ротора. Типичные поля потока PIV, соответствующие двум различным скоростям прямого полета, показаны на рисунке и демонстрируют существенное отличие наземного вихря, несмотря на относительно небольшую разницу в коэффициенте опережения.Посредством всесторонних PIV-измерений поля потока ротора при прямом полете IGE Натан и Грин (2009) смогли разработать критерии, которые позволили однозначно разделить зоны рециркуляции и наземного вихря. Таким образом, с помощью стереоскопических измерений PIV была показана связь между неустойчивостью, обнаруженной в следе (область рециркуляции), боковыми управляющими входами и завихренностью, присутствующей в следе.

7. ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ В СЛЕДОВАНИИ РОТОРА С ПРЕПЯТСТВИЯМИ

В дополнение к использованию PIV для количественной оценки подробной структуры и поведения составляющих поля потока ротора, таких как вихри на вершине лопасти, слои сдвига и вихри на передней / задней кромке во время срыва, использовалась PIV. для выявления воздействия всего следа от несущего винта, взаимодействующего с фюзеляжем, другими самолетами и строительными конструкциями.Понимание и количественная оценка этих глобальных взаимодействий в спутном следе важны при оценке эксплуатационного воздействия винтокрылого аппарата на окружающую среду. Кроме того, расположение и сила взаимодействия следа несущего винта с такими компонентами фюзеляжа, как хвостовая балка и хвостовой винт, могут управлять процессом проектирования транспортного средства. В следующем разделе приведены примеры использования PIV для количественной оценки глобального поведения следа ротора.

Barbagallo et al. (2000) продемонстрировали применимость метода PIV для изучения взаимодействия в следе от ротора на типичной модели вертолета в рамках проекта HELIFLOW.В эксперименте, проведенном в 24-футовой аэродинамической трубе Фарнборо, использовались горячие провода и PIV для изучения взаимодействия следа несущего винта с оперением и горизонтальным оперением. Измерения PIV (вертикальная плоскость, высота 0,15 м и ширина 0,18 м) и проводные измерения были использованы для характеристики поведения по тангажу при низкоскоростном полете вертолетов с хвостовым оперением. Работа в рамках проекта HELIFLOW, которая также включала исследования Де Грегорио (1999) и Де Грегорио и Тино (2000), продемонстрировала эффективность PIV для идентификации и количественной оценки явлений взаимодействия в спутном следе, особенно по сравнению с методами точечных измерений.

Wadcock et al. (2004) и Silva et al. (2004, 2005) использовали модели трех разных винтокрылых аппаратов и десантного корабля в масштабе 1/48 для исследования аэродинамического взаимодействия между кораблем, конвертопланом V-22, вертолетом с тандемным ротором и вертолетом с одним несущим винтом, см. Испытания проводились в армейской 7-футовой 10-футовой аэродинамической трубе в Исследовательском центре НАСА в Эймсе с установкой, состоящей из модели корабля, вертолета с тандемным винтом, установленного против ветра, на жало и бортового V-22.Основная цель испытаний заключалась в количественной оценке возмущения поля потока, создаваемого объединенным следом корабля и винтокрылого аппарата, движущегося против ветра от V-22 на палубе. Изображения PIV были получены в вертикальной плоскости поперечного потока примерно 1,83 м в ширину и 1 м в высоту. (из Wadcock et al. 2004), показывает поле скорости в местоположении находящегося на палубе V-22 для указанных высот самолета против ветра над палубой (WHOD) с судном, отклоненным на 15 ° вправо. Поля скорости ясно показывают области асимметричной струи вверх и вниз в непосредственной близости от роторов V-22 на палубе, что вызывает отклик двигателя V-22 на крен.Поля скорости вместе с данными о силе и моменте самолета позволили лучше понять аэродинамику, управляющую феноменом ROD. Накакли и др. (2012) провели более фундаментальное исследование взаимодействия следа от ротора и корабля. В этом мелкомасштабном исследовании положение изолированного ротора было изменено после обращенной назад ступеньки (представляющей простую модель корабля). Поля скорости, измеренные после ступени с помощью PIV, характеризовали изменения в поведении потока и тяги ротора при изменении положения ротора относительно ступеньки.

Масштаб модели V-22 / корабль / вертолет Испытание на взаимодействие в воздушном следе (из Wadcock et al. 2004). Поле скорости в точке 7 приземления с CH-46 в точке 6 при ветре над палубой = 345 ° при полномасштабной скорости 35 узлов. WHOD = полная высота колеса над палубой. Вид смотрит вверх по течению, показаны все остальные векторы

Результаты маломасштабных испытаний корабля V-22 потребовали дополнительных исследований взаимодействия конвертоплана в спутном следе, в частности, взаимодействия двух конвертопланов в полете строения. Romander et al.(2006) использовали данные о силе и моменте самолета, дополненные измерениями поля скорости PIV, чтобы изучить влияние следа от ведущего самолета на ведомый самолет. Измерения PIV показали, что след от ведущего самолета сохраняется далеко вниз по потоку. Вертикальное положение следа зависит от угла снижения и скорости полета, поэтому было установлено, что боковое эшелонирование является лучшим средством предотвращения неблагоприятных взаимодействий между самолетами.

Используя модель вертолета Dauphin 365N в масштабе 1/7 (фюзеляж и винт), Le Pape et al.(2007a) исследовали поле обтекания вертолета в десяти разных плоскостях, используя PIV в аэродинамической трубе ONERA F1. Плоскости были ориентированы нормально и параллельно скорости набегающего потока, что привело к захвату супервихрей с краев диска несущего винта и определению угла наклона следа — важных характеристик для характеристики взаимодействия между следом и фюзеляжем.

Jenkins et al. (2009) количественно оценили аэродинамическое взаимодействие между следом несущего винта (4 лопасти, 5.89 футов в диаметре) и другие части составного вертолета в масштабе модели, использующие две системы стерео-PIV. Модель была установлена ​​в аэродинамической трубе NASA Langley размером 14 на 22 фута (см.). показывает пример многофункционального измеренного поля потока.

Испытания на аэродинамическое взаимодействие модели составного вертолета (из Jenkins et al. 2009). a) Установка в аэродинамической трубе NASA Langley 14 на 22 фута, b) продольная завихренность (вид вверх по течению)

В рамках проекта GOAHEAD Европейского Союза была создана, пожалуй, самая полная аэродинамическая база данных на сегодняшний день для полной конфигурации вертолета (см. Raffel et al. .2010). Фюзеляж модели NH90 с 4-лопастным винтом ONERA 7AD испытывался на установке DNW-LLF (модель и винт в масштабе 1: 3,88). Обширные измерения PIV, описанные в De Gregorio et al. (2012), проводились с использованием пяти лазеров и четырех камер, см. Поля скорости были получены в 37 точках измерения, в том числе над и под оперением, над горизонтальным оперением и на различных радиальных станциях на движущихся и отходящих лопастях несущего винта. Сравнение поля потока после ступицы ротора, с ротором и без него, позволило количественно оценить влияние следа ротора на поверхности хвостового оперения и оперение (см.).

Измерения PIV для теста GOHEAD в DNW-LLF, отображающие поле потока над хвостовой балкой (от DeGregorio et al. 2012)

Droandi et al. (2013, 2016) использовали PIV для изучения взаимодействия несущего винта и крыла для различных положений крыла полуразмах крыла с наклонным крылом в режиме висения. Плоскости поля потока вдоль размаха крыльев измерялись с помощью PIV; также определялась граница следа ротора. Эти типы информации о поле потока необходимо учитывать при определении размеров крыла самолета с наклонным крылом или конвертоплана.

След несущего винта может также влиять на эффективность устройств, установленных на фюзеляже и оперении, для повышения аэродинамической эффективности. Например, используя PIV для обзора поля потока за аппарелью фюзеляжа, Schaeffler et al. (2016) определили, что активно управляемые синтетические струи, встроенные в рампу, изменяют форму и траекторию следа от ротора. Измененная траектория следа изменила распределение поверхностного давления на аппарели, что привело к уменьшению лобового сопротивления фюзеляжа.

Сообщество винтокрылых аппаратов эффективно использовало метод PIV для характеристики глобального поля потока винта. Используя измеренные поля потока для ряда условий испытаний и расстояния между несущим винтом и компонентами фюзеляжа / оперения / крыла, можно сделать обоснованный выбор конструкции для размещения горизонтальных хвостовиков, вертикальных хвостовиков, крыльев и эффекторов потока, чтобы избежать неблагоприятного взаимодействия. с следом несущего винта.

7. ВЫВОДЫ

Современное состояние приложений PIV для аэродинамики винта вертолетов было обобщено в этом обзоре.Был дан исчерпывающий обзор экспериментов с PIV, которые проводились с 1992 года по сегодняшний день. Эти эксперименты были сосредоточены на различных областях поля обтекания вертолета, таких как динамическое сваливание, след от несущего винта, обтекание несущего винта в следе от земли и взаимодействие спутного следа ротора с препятствием.

За кратким введением в технический принцип PIV последовало краткое изложение первых полевых исследований вертолетов с помощью PIV. Далее был дан обзор исследований динамического сваливания до PIV, за которым следует описание ранних исследований PIV по динамически сваливающимся двумерным аэродинамическим профилям.За последние два десятилетия исследования динамического сваливания характеризовались переходом от двухмерных исследований колеблющегося аэродинамического профиля к исследованиям трехмерных аэродинамических профилей и динамически сваливающихся вращающихся крыльев. Одновременно с этим, методика измерения PIV становилась все более сложной и, таким образом, позволяла проводить детальные исследования поля потока и получать огромные знания о процессе динамического сваливания.

Был дан обзор исследований следа от ротора с акцентом на исследования вихрей на концах лопастей. До появления PIV в этой области аэродинамики вертолета в значительной степени преобладали измерения LDV.По мере увеличения разрешающей способности и надежности измерения PIV стал доминирующим методом измерения для исследования вихрей на концах лопастей. Сила и положение вихрей определялись для различных конфигураций несущего винта в парящем и прямом полете и даже для полноразмерных роторов. Таким образом, PIV позволил детально исследовать создание, конвекцию, взаимодействие и разрушение вихрей на концах лопастей.

Другие области применения PIV включают взаимодействие следа ротора с землей.Был объяснен основной принцип этого взаимодействия, после чего были описаны ключевые эксперименты, в которых с помощью PIV изучались большие вихревые структуры под роторами в условиях эффекта земли. Другие эксперименты, основанные на PIV, были сосредоточены на феномене потемнения и лежащем в его основе очень нестабильном процессе подъема частиц. Способность PIV измерять большие и нестационарные поля потока позволила исследовать индуцированное ротором поле потока на парящих роторах и роторах в прямом полете с эффектом земли.

Подведены итоги исследований PIV по взаимодействию следа от несущего винта с препятствиями и другими самолетами. Были проиллюстрированы типичные применения PIV, такие как исследование взаимодействия следа от ротора с другим самолетом на крыше корабля. С помощью PIV были детально исследованы как обычные, так и нетрадиционные конфигурации вертолетов с подъемными поверхностями.

Огромное количество опубликованных исследований ротора демонстрирует важность PIV для изучения аэродинамики ротора.Возможность измерения крупномасштабных, полнопольных и неинтрузивных полей скорости делает метод PIV идеальным выбором для изучения неустойчивого и сложного поля течения роторов вертолетов. Будущие применения томографических и стереоскопических систем PIV с высоким пространственным и временным разрешением будут способствовать дальнейшему пониманию сложных процессов, таких как взаимодействие лопасти и вихря, трехмерное динамическое сваливание и взаимодействия в спутном следе и фюзеляже, и, таким образом, будут способствовать разработке следующего поколения вертолетов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

• Адриан Р.Дж., Яо К.С. (1985) Применение импульсной лазерной техники к жидкостным и газообразным потокам и рассеивающая способность семенного материала.Прикладная оптика 24 (1): 44 DOI: 101364 / AO24000044 [PubMed] [Google Scholar]
• Адриан Р.Дж., Вестервил Дж. (2011) Велосиметрия изображений частиц Cambridge Aerospace Series, Cambridge University Press, Кембридж, Великобритания: ISBN: 9780521440080 [Google Scholar]
• Адриан Р.Дж. (1991) Методы визуализации частиц для экспериментальной механики жидкости. Анну. Rev. Fluid Mech (Жидкостный мех) 23: 261–304 [Google Scholar]
• Аллан Б.Г., Дженкинс Л.Н., Яо К.С., Бартрам С.Б., Халлисси Д. -Моделирование сотрясений тяжелой конструкции вертолета с замедленным ротором.Proc. 65-й ​​ежегодный форум Американского вертолетного общества, Грейпвайн, Техас, США [Google Scholar]
• Антониадис А., Дрикакис Д., Чжун Б., Баракос Г., Стейл Р., Биава М., Виджевано Л., Броклхерст А., Боленс О., Дитц М., Эмбахер М. , Khier W (2012) Оценка методов CFD в сравнении с экспериментальными измерениями потоков для вертолетов. Аэрокосмическая наука и технологии 19 (1): 86–100 [Google Scholar]
• Барбагалло Д., ДеГрегорио Ф., Тино Н. (2000) Характеристика феномена Pitch-Up с помощью методов измерения HW и PIV.Proc. 26-й Европейский форум винтокрылых машин, Гаага, Нидерланды [Google Scholar]
• Bauknecht A, Ewers B, Schneider O, Raffel M (2015) Аэродинамические результаты испытания парения STAR: исследование активного срабатывания скручивания. Proc. 41-й Европейский форум винтокрылых машин, Мюнхен, Германия [Google Scholar]
• Bauknecht A (2016) Характеристика вихрей на концах лопастей на крупномасштабных роторах Диссертация, Готфрид Вильгельм Лейбниц, Университет Ганновера [Google Scholar]
• Бец А. (1937) Воздействие грунта на подъемные винты.Zeitschrift für angewandte Mathemathik und Mechanik, Vol. 17, No. 2, апрель 1993 г. и NACA TM 836, Вашингтон, округ Колумбия, США [Google Scholar]
• Бхагват М.Дж., Лейшман Дж. Г. (1998) О взаимосвязи между циркуляцией лопастей и характеристиками концевого вихря. Proc. 54-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Вашингтон, округ Колумбия, США [Google Scholar]
• Бур Дж. Ф., Херманс К., Пенгель К. (2001) Наземный вихрь вертолета: сравнение численных прогнозов с измерениями в аэродинамической трубе. Proc. 27-й Европейский форум винтокрылых машин, Москва, Россия, NLR-TP-2001–569 [Google Scholar]
• Bourne K, Reddy KR, Kumar C, Ooi A (2014) Исследование фундаментальных структур потока в грунтовом эффекте с приложением к разработке условий отключения в Hover.Proc. 41-й Европейский форум по вертолетам, Саутгемптон, Великобритания [Google Scholar]
• Бутье А., Лефевр Дж. Б., Мишели Ф. (1996) Анализ вихревой структуры лопастей вертолета с помощью лазерной велосиметрии. Exp. Жидкости 21: 33–42 [Google Scholar]
• Боутрайт DW (1972) Измерения компонентов скорости в следе за полноразмерным несущим винтом вертолета в режиме висения. USAAMRDL TR 72–33
• Burley CL, Brooks TF, van der Wall BG, Richard H, Raffel M, Beaumier P, Delrieux Y, Lim JW, Yu YH, Tung C, Pengel K, Mercker E (2002) Вихрь в следе ротора определение — первоначальная оценка результатов 3-C PIV исследования HART-II.Proc. 28-й European Rotorcraft Forum, Бристоль, Великобритания [Google Scholar]
• Burley CL, Brooks TF, Rozier KY, van der Wall BG, Richard H, Raffel M, Beaumier P, Delrieux Y, Lim JW, Yu YH, Tung C, Pengel K, Mercker E (2006) Определение вихрей в следе ротора — оценка результатов 3-C PIV исследования HART-II. Int. J. Aeroacoustics, 5 (1): 1–38 [Google Scholar]
• Conlisk AT (2001) Аэродинамика несущего винта современного вертолета. Прогресс в аэрокосмических науках 37: 419–476 [Google Scholar]
• Coyne AJ, Bhagwat MJ, Leishman JG (1997) Исследование сворачивания и диффузии вихрей на концах ротора с помощью лазерной доплеровской скорости.Proc. 53-й ежегодный форум AHS, Вирджиния-Бич, Вирджиния, [Google Scholar]
• Crisler W., Krothapalli A, Lourenco L (1994) PIV Исследование высокоскоростного обтекания аэродинамического профиля тангажа. Proc. 32-е совещание и выставка Американского института аэронавтики и астронавтики по аэрокосмическим наукам, Рино, штат Невада, США [Google Scholar]
• Curtiss HC Jr, Sun M, Putman WF, Hanker EJ Jr (1984) Аэродинамика ротора в влиянии земли при малых передаточных числах. J. American Helicopter Society, 29 (1): 48–55 [Google Scholar]
• Дэвидсон П., Нотон Дж., Ситараман Дж. (2015) Современные подходы к испытаниям, используемые для характеристики режимов динамического сваливания на аэродинамических профилях вертолетов.71-й ежегодный форум AHS, Вирджиния-Бич, штат Вирджиния [Google Scholar]
• De Gregorio F (1999) Описание Heliflow Pitch-Up, проведенное PIV CIRA-TR-LAS-99–098, CIRA [Google Scholar]
• De Gregorio F, Tino N (2000) Сравнение результатов HELIFLOW HW и PIV CIRA-TR-LAS-99–211, CIRA [Google Scholar]
• Де Грегорио Ф, Пенгель К., Киндлер К. (2012) Комплексная кампания по измерению PIV на полностью оборудованной модели вертолета. Exp. Жидкости 53 (1): 37–49 [Google Scholar]
• Девенпорт В.Дж., Райф М.К., Лиапис С.И., Фоллин Г.Дж. (1996) Структура и развитие вихря на концах крыла.J. Жидкий мех 312 (1): 67–106 [Google Scholar]
• ДиОттавио Дж., Ватсен К., Корми Дж., Кондор С., Коменрат Н. (2008) Дискретные структуры в радиальном потоке над лопастью ротора в динамическом сваливании. Proc. 26-й конференции по прикладной аэродинамике, Американский институт аэронавтики и астронавтики [Google Scholar]
• Droandi G, Gibertini G, Lanz M, Campanardi G, Grassi D, Garbaccio S (2013) Взаимодействие крыла и ротора в масштабе 1/4 Полумодель конвертоплана. Proc. 39-й Европейский форум винтокрылых машин, Москва, Россия [Google Scholar]
• Дроанди Дж., Занотти А., Джибертини Дж. (В печати) Аэродинамическое взаимодействие между несущим винтом и наклонным крылом в условиях полета в зависании.Журнал Американского вертолетного общества, в публикации
• Geissler W, Dietz G, Mai H, Bosbach J, Richard H (2005) Динамическое сваливание и его исследования пассивного управления на профиле профиля OA209. Proc. 31-й евро. Rotorcraft Forum, Флоренция, Италия [Google Scholar]
• Geissler W, Kompenhans J, Raffel M, Vollmers H, Wernert P (1994) Численные и экспериментальные исследования нестационарных течений в условиях глубокого динамического срыва. Proc. 20-й Европейский форум винтокрылых машин, Амстердам, Нидерланды [Google Scholar]
• Geissler W, Raffel M (1993) Управление динамическим срывом посредством деформации профиля.Proc. 19-й Европейский форум винтокрылых машин, Комо, Италия [Google Scholar]
• Gerontakos P, Lee T (2007) Исследование скорости обтекания нестационарного крылового профиля с полосой на задней кромке с помощью метода измерения скорости движения частиц. Exp. Жидкости 44 (4): 539–556 [Google Scholar]
• Геронтакос П., Ли Т. (2008) Исследование PIV обтекания нестационарного крылового профиля с динамическим отклонением закрылка задней кромки. Exp. Жидкости 45: 955–972 [Google Scholar]
• Ghee TA, Elliott JW (1992) Исследование следа от маломасштабной модели ротора в прямом полете с использованием визуализации потока лазерного светового слоя в сравнении с аналитическими моделями.Proc. 48-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Вашингтон, округ Колумбия, США [Google Scholar]
• Гхи Т.А., Эллиотт Дж. У. (1995) След от маломасштабного винта в прямом полете с использованием визуализации потока. Варенье. Вертолет Soc 40 (3): 52–65 [Google Scholar]
• Gibertini G, Mencarelli A, Zanotti A. (2014) Взаимодействие колеблющегося крыла и перпендикулярного вихря. Труды Института инженеров-механиков, Часть G: Журнал аэрокосмической техники, Vol. 228 (6): 846–858 [Google Scholar]
• Gray RB (1957) Аэродинамический анализ однолопастного ротора при парящем и низкоскоростном прямом полете, как определено из дымовых исследований распределения завихренности в следе, Диссертация, Принстон University [Google Scholar]
• Хан Й.О., Лейшман Дж., Койн А. Дж. (1997) Измерения скорости и структуры турбулентности вихря на конце ротора.Журнал AIAA 353: 477–485 [Google Scholar]
• Harris FD (1973) Испытания аэродинамических и динамических моделей вращающегося крыла в аэродинамических трубах и других объектах. Аэродинамика и динамика вертолета, AGARD LS-63
• Heine B (2012) Passive Beeinflussung von Dynamic Stall durch Störgeneratoren Диссертация, Готфрид Вильгельм Лейбниц, Университет Ганновера [Google Scholar]
• Хайне Б., Мюлленерс К., Гарднер А., Май Х. (2009) О влиянии генераторов вихрей на передней кромке на профиль OA209.Отчет ODAS2009
• Heine B, Mulleners K, Joubert G, Raffel M (2013) Управление динамическим срывом с помощью пассивных генераторов возмущений. AIAA J 51 (9): 1–14 [Google Scholar]
• Heine B, Schanz D, Schroeder A, Dierksheide U, Raffel M (2011) Исследование следа цилиндров с низким соотношением сторон с помощью томографического PIV. Proc. на 9-м Международном симпозиуме по Velocimetry изображений частиц, Кобе, Япония [Google Scholar]
• Heineck JT, Yamauchi GK, Wadcock AJ, Lorenco L, Abrego A (2000) Применение трехкомпонентного PIV к следу парящего ротора.Proc. 56-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Вирджиния-Бич, Вирджиния, США [Google Scholar]
• Hiremath N, Shukla D, Raghav V, Komerath N (2015) Влияние передаточного отношения и радиального положения на структуру вихря на вращающейся лопасти в обратном направлении поток. 71-й ежегодный форум AHS, Вирджиния-Бич, штат Вирджиния [Google Scholar]
• Hiremath N, Shukla D, Raghav V, Komerath N (2016) Обзор поля потока вокруг лопасти ротора в обратном потоке. 72-й ежегодный форум AHS, Уэст-Палм-Бич, Флорида, стр. 255 [Google Scholar]
• Hird K, Frankhouser MW, Naigle S, Gregory JW, Bons JP (2015) Исследование крылового профиля SSC-A09 в сжимаемом динамическом сваливании с колебаниями Маха набегающего потока.71-й ежегодный форум AHS, Вирджиния-Бич, Вирджиния [Google Scholar]
• Хорнер М.Б., Стюарт Дж. Н., Гэлбрейт RAMcD, Грант I, Котон Ф. Н., Смит Г. Х. (1995) Предварительные результаты исследования взаимодействия лопасти и вихря с помощью велосиметрии изображений частиц. Авиационный журнал 99 (983): 91–98 [Google Scholar]
• Хорнер М.Б., Стюарт Дж. Н., Гэлбрейт RAMcD, Грант I, Котон Ф. Н. (1996) Исследование деформации вихря при взаимодействии лопасти и вихря с использованием велосиметрии изображения частиц. Журнал AIAA 34 (6): 1188–1194 [Google Scholar]
• Jenkins LN, Yao CS, Bartram SM, Harris J, Allan B, Wong O (2009) Разработка системы PIV с большим полем обзора для испытаний винтокрылых машин в Дозвуковой туннель 14 × 22 футов.Proc. 65-й ​​ежегодный форум Американского вертолетного общества, Грейпвайн, Техас, США [Google Scholar]
• Джонсон Б., Лейшман Дж. Г., Сидней, А (2009) Исследование уноса отложений при отключении электричества с помощью высокоскоростной скорости измерения скорости изображения частиц. Proc. 65-й ​​ежегодный форум Американского вертолетного общества, Грейпвайн, Техас, США [Google Scholar]
• Джонсон Б., Лейшман Дж. Дж., Сидней, А (2010a) Исследование захвата отложений с помощью двухфазной высокоскоростной скоростной велокиметрии изображения частиц. J. Американское вертолетное общество 55 (4): 1–16 [Google Scholar]
• Joubert G, Le Pape A, Heine B, Huberson S (2012) Исследование динамического контроля сваливания с помощью развертываемого вихревого генератора с использованием анализа PIV с временным разрешением и вычислений URANS.Proc. 37-й Европейский форум винтокрылых машин, Верджате и Галларате, Италия [Google Scholar]
• Joubert G, Le Pape A, Heine B, Huberson S (2013) Развертываемый вихревой генератор Устранение динамического срыва срыва с помощью экспериментальных и численных исследований. Варенье. Вертолет Soc 58: 1–13 [Google Scholar]
• Като Х., Ватанабе С., Кондо Н., Сайто С. (2003) Применение стереоскопического PIV к вихрям на концах лопастей винта вертолета. Proc. 20-й Конгресс по приборостроению в средствах аэрокосмического моделирования, Геттинген, Германия [Google Scholar]
• Киндлер К., Мюлленерс К., Ричард Х., Раффель М. (2009) Полномасштабное исследование скорости движения частиц по изображению «молодых» вихрей на концах лопастей ротора.Proc. 65-й ​​ежегодный форум Американского вертолетного общества, Грейпвайн, Техас, США [Google Scholar]
• Киндлер К., Мюлленерс К., Ричард Х., ван дер Уолл Б.Г., Раффель М. (2011) Апериодичность в ближней зоне полноразмерного кончика лопасти ротора вихри. Exp. Fluids, 50 (6): 1601–1610 [Google Scholar]
• Knight M, Hefner RA (1941) Анализ воздействия грунта на подъемный винт. NACA TN 835, Вашингтон, округ Колумбия, США [Google Scholar]
• Kramer M (1932) Увеличение максимальной подъемной силы крыла самолета из-за внезапного увеличения его эффективного угла атаки в результате порыва ветра.Zeitschrift für Flugtechnik und Motorluftschiffahrt, Vol. 23, No. 7, апрель 14, 1932 и TM678, NACA [Google Scholar]
• Kuerbitz D, Milluzzo J (2015) Исследование лопастей ротора центробежного насоса как средства диффузии вихрей. 71-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Вирджиния-Бич, штат Вирджиния [Google Scholar]
• Куц Б.М., Кеблер М., Крамер Э. (2013) Экспериментальное и численное исследование вертолета, зависшего с эффектом земли. CEAS Aeronautical Journal 4: 397–408 [Google Scholar]
• Landgrebe AJ (1971) Аналитическое и экспериментальное исследование характеристик зависания винта вертолета и характеристик геометрии следа, USAAMRDL TR 71–24
• Le Pape A, Gatard J, Monnier JC (2007a) Экспериментальные исследования аэродинамических взаимодействий ротор-фюзеляж.Журнал Американского вертолетного общества 52 (2): 99–109 [Google Scholar]
• Le Pape A, Pailhas G, David F (2007b) Обширные измерения в аэродинамической трубе явления динамического сваливания аэродинамического профиля OA209, включая трехмерные эффекты. Proc. 33-й Европейский форум винтокрылых машин [Google Scholar]
• Ли Т.Э., Лейшман Дж. Г., Рамасами М. (2008) Гидродинамика взаимодействующих вихрей на концах лопастей с плоскостью земли. Proc. 64-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества, Монреаль, Канада [Google Scholar]
• Leighty BD, Rhodes DB, Franke JM, SB (1991) Синхронный стробированный лазерный световой лист для визуализации потока ротора.Технический меморандум НАСА 4266
• Leishman JG, Baker AM, Coyne AJ (1996) Измерение вихрей на концах ротора с использованием трехкомпонентного LDV. Журнал Американского вертолетного общества 41 (4): 342–353 [Google Scholar]
• Линд А.Х., Лефевр Дж. Н., Джонс А.Р. (2014) Усредненная по времени аэродинамика статических профилей с острыми и тупыми задними кромками в обратном потоке. AIAA Journal, 52, (12), 2751–2764 [Google Scholar]
• Mai H, Dietz G, Geissler W, Richter K, Bosbach J, Richard H, de Groot K (2006) Управление динамическим срывом с помощью генераторов вихрей на передней кромке .Proc. 62-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Феникс, штат Аризона, США [Google Scholar]
• Май Х, Дитц Дж., Гайсслер В., Рихтер К., Босбах Дж., Ричард Х., де Гроот К. (2008) Динамическое управление срывом на переднем крае генераторы вихрей. Варенье. Вертолет Soc 53 (1): 26–36 [Google Scholar]
• Martin PB, Leishman JG, Pugliese GJ, Anderson L (2000) Стереоскопические измерения PIV после парящего ротора, Proc. 56-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Вирджиния-Бич, Вирджиния, США [Google Scholar]
• Маталанис С., Боулз П., Лорбер П., Криттенден Т., Глезер А., Шеффлер Н., Мин Б.А., Джи С., Кучек А., Уэйк Б (2016 г.) ) Высокоскоростные эксперименты по приведению в действие сгорания для динамического подавления срывов.72-й ежегодный форум AHS, Уэст-Палм-Бич, Флорида, стр. 160 [Google Scholar]
• McAlister KW (2003) Развитие следа ротора во время первой революции. Журнал Американского вертолетного общества 49 (4): 371–390 [Google Scholar]
• McAlister KW, Schuler C, Branum L, Wu JC (1995) Трехмерные измерения следа возле парящего ротора для определения профиля и вынужденного сопротивления Отчет НАСА, Моффетт Филд, НАСА TP 3577 [Google Scholar]
• Макалистер К.В., Тунг С., Хайнек Дж. (2001a) Устройства, изменяющие концевой вихрь ротора.NASA TM-2001–209265
• McAlister KW, Heineck JT (2002) Измерения раннего развития задней завихренности от ротора. NASA TM 2002–211848
• Маккроски В., Фишер Р. (1972) Динамическое сваливание аэродинамических поверхностей и несущих винтов вертолетов. AGARD R 595, AGARD
• Merz CB, Wolf CC, Richter K, Kaufmann K, Mielke A, Raffel M (2015) Различия в статическом и динамическом сваливании на моделях с концевой частью лопасти качающегося ротора. Proc. 41-й Европейский форум винтокрылых машин, Мюнхен, Германия [Google Scholar]
• Merz CB, Wolf CC, Richter K, Kaufmann K, Raffel M (2014) Экспериментальное исследование динамического сваливания на конце лопасти качающегося ротора.Proc. 19. DGLR-Fachsymposium der STAB [Google Scholar]
• Milluzzo J, Leishman JG (2013) Развитие турбулентного вихревого слоя в следе за парящим ротором. Proc. 69-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Феникс, Аризона, США [Google Scholar]
• Миллуццо Дж., Сидней А., Рауледер Дж., Лейшман Дж. Г. (2010) Аэродинамика несущих винтов с разным концом лопастей. Proc. Материалы 66-го ежегодного форума Американского вертолетного общества, Феникс, Аризона, США [Google Scholar]
• Mulleners K, Henning A, Mai H, Raffel M, Le Pape A, Costes M (2009) Исследование развития нестационарного потока над Подтяжка профиля с помощью TR-PIV.AIAA Appl. Аэродин. Документ 3504
• Mulleners K, Kindler K, Raffel M (2012) Динамическое сваливание на полностью оборудованной модели вертолета. Aerosp. Sci. Technol 19 (1): 72–76, DOI: 10.1016 / j.ast2011.03.013 [CrossRef] [Google Scholar]
• Mulleners K, Raffel M (2011) Возвращение к началу динамического срыва. Exp. Жидкости 52 (3): 779–793 [Google Scholar]
• Mulleners K, Raffel M (2013) Динамическое развитие стойла. Exp. Жидкости 54 (2): 1–9 [Google Scholar]
• Murashige A, Tsuchihashi A, Tsujiuchi T., Yamakawa E (1997) Измерение вихрей на кончике лезвия с помощью PIV.Proc. 23-й Европейский форум винтокрылых машин, Дрезден, Германия [Google Scholar]
• Мурашиге А., Кобики Н., Цучихаши А., Накамура Х., Инагаки К., Ямакава Е. (1998) Испытание ротора аэроакустической модели ATIC в DNW. 24-й Европейский форум винтокрылых машин, Марсель, Франция [Google Scholar]
• Nacakli Y, Landman D, Doane S (2012) Исследование поля обратного ступенчатого потока для приложения с динамическим интерфейсом. Журнал Американского вертолетного общества 57 (032005). DOI: 10.4050 / JAHS.57.032005. [CrossRef] [Google Scholar]
• Натан Н.Д., Грин Р.Б. (2009) Измерения обтекания ротора при грунтовом эффекте и визуализация явления потемнения.Proc. 64-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества, Монреаль, Канада [Google Scholar]
• Nati A, de Kat R, Scarano F, van Oudheusden BW (2015) Эффект динамической качки на ламинарном разделительном пузыре. Exp. Жидкости 56 (9): 172 [Google Scholar]
• Norman TR, Shinoda R, Peterson RL, Datta A (2011) Полномасштабные испытания в аэродинамической трубе ротора с воздушной нагрузкой UH-60A. Proc. 67-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Вирджиния-Бич, Вирджиния, США [Google Scholar]
• Raffel M, Favier D, Berton E, Rondot C, Nsimba M, Geissler W. (2006) Исследования ламинарной трубы в аэродинамической трубе Micro-PIV и ELDV отрывной пузырь над концом лопасти вертолета.Измер. Sci. Technol 17: 1652–1658 [Google Scholar]
• Раффель М., Де Грегорио Ф, де Гроот К., Шнайдер О., Шенг В., Гибертини Дж., Серауди А. (2010) О создании базы данных по аэродинамике вертолетов. Авиационный журнал 115 (1164): 103 [Google Scholar]
• Raffel M, Kompenhans J (1993) PIV-измерения нестационарных трансзвуковых полей потока над профилем NACA 0012. Протокол 5-й Международной конференции по лазерной анемометрии, Велдховен, Нидерланды [Google Scholar]
• Раффель М., Компенханс Дж., Стасицкий Б., Бреттхауэр Б., Мейер GEA (1995b) Измерение скорости сжимаемых воздушных потоков с помощью высокоскоростной видеокамеры.Exp Fluids 18 (3): 204–206 [Google Scholar]
• Raffel M, Kompenhans J, Wernert P (1995a) Исследование поля скорости нестационарного потока над аэродинамическим профилем, создающим условия глубокого динамического срыва. Exp Fluids 19: 103–111 [Google Scholar]
• Raffel M, Richard H, Agocs J, Otter D, Mattner H, Göhmann U (2001) Экспериментальные аспекты PIV применительно к вертолету Bo105 в режиме парящего полета. Proc. 4-й Int. Symp. on Particle Image Velocimetry, Göttingen, Germany [Google Scholar]
• Raffel M, Seelhorst U, Willert C (1998a) Вихревые структуры потока на модели винта вертолета, измеренные с помощью LDV и PIV.Авиационный журнал 102 (1014): 221–227 [Google Scholar]
• Раффель М., Ричард Х., Эренфрид К., ван дер Валль Б., Берли С., Бомье П., Мак-Алистер К., Пенгель К. (2004) Методы регистрации и оценки исследований PIV на модели винта вертолета. Эксперименты с жидкостями 36: 146–156 [Google Scholar]
• Raffel M, Seelhorst U, Willert C (1996a) Вихревые структуры потока на модели винта вертолета, измеренные с помощью LDV и PIV. 22-й European Rotorcraft Forum, Брайтон, Великобритания [Google Scholar]
• Raffel M, Seelhorst U, Willert C, Vollmers H, Bütefisch K, Kompenhans J (1996b) Измерение вихревых структур на модели винта вертолета в аэродинамической трубе LDV и PIV.Proc. 8-й Международный симпозиум по применению лазерных методов в механике жидкости, Лиссабон, Португалия [Google Scholar]
• Raffel M, Willert C, Kompenhans J, Ehrenfried K, Lehmann G, Pengel K (1998b) Осуществимость и возможности измерения скорости изображения частиц ( PIV) для испытаний крупномасштабной модели ротора. Proc. Int. Конференция Американского вертолетного общества, Гифу, Япония [Google Scholar]
• Raffel M, Willert C, Kompenhans J (1998c) Велосиметрия изображений частиц Springer Verlag, Берлин, Гейдельберг, Германия [Google Scholar]
• Raffel M, Willert C, Wereley S, Kompenhans J (2007) Велосиметрия изображений частиц Springer Verlag, Берлин, Гейдельберг, Германия, 2-е издание, ISBN 948–3-540–72307-3 [Google Scholar]
• Рагхав В., Комерат Н. (2013) Жизненный цикл динамического сваливания на вращающейся лопасти в устойчивом прямом полете.Варенье. Вертолет Soc 58: 022005 [Google Scholar]
• Рагхав В., Комерат Н. (2014) Измерения скорости на отступающей лопасти в динамическом сваливании. Exp. Жидкости 55 (2): 1669 [Google Scholar]
• Рамасами М., Лейшман Дж. Г. (2004) Взаимозависимость диффузии и деформации вихрей на концах лопастей вертолета. Журнал самолетов 41 (5): 1014–1024 [Google Scholar]
• Рамасами М., Лейшман Дж. Г. (2006) Сравнительный анализ PIV с LDV для вихревых потоков ротора в следе. Proc. 24-я конференция AIAA по прикладной аэродинамике, Сан-Франциско, Калифорния, США [Google Scholar]
• Рамасами М., Джонсон Б., Лейшман Дж. Г. (2008) Понимание аэродинамической эффективности парящего микроротора.Журнал American Helicopter Soc 53 (4) [Google Scholar]
• Ramasamy M, Johnson B, Leishman JG (2009) Измерения турбулентных вихрей на кончике наконечника с помощью двухплоскостной стереоскопической скорости изображения частиц, AIAA Journal 47 (8): 1826–1840 [Google Scholar]
• Рамасами М., Потсдам М., Ямаути Г.К. (2015) Измерения для понимания механизмов потока, способствующих смыву тандемного ротора. Proc. 71-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Вирджиния-Бич, Вирджиния, США [Google Scholar]
• Рамасами М., Голд Н., Бхагват М. (2010) Измерения поля потока для понимания влияния поведения в спутной струе на характеристики ротора.Proc. 28-я конференция AIAA по прикладной аэродинамике, гидродинамика и совместные конференции, Чикаго, Иллинойс, США, doi: 10.2514 / 6.2010-4237 [CrossRef] [Google Scholar]
• Ramasamy M, Paetzel R, Bhagwat M (2011) Коррекция апериодичности для кончика ротора вихревые измерения. Proc. 67-й ежегодный форум и выставка Американского вертолетного общества, Вирджиния-Бич, Вирджиния, США [Google Scholar]
• Рамасами М., Уилсон Дж. С., МакКроски В. Дж., Мартин ПБ (2016) Измеренные характеристики колебаний от цикла к циклу при динамическом сваливании.Proc. Техническое совещание AHS по аэромеханическому проектированию для вертикального подъема, Сан-Франциско, Калифорния, США [Google Scholar]
• Рауледер Дж., Лейшман Дж. Г. (2013) Модификации турбулентности и межфазные связи в грунтовых эффектах в условиях имитации отключения электроэнергии. Proc. 69-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Феникс, Аризона, США [Google Scholar]
• Ричард Х., Раффель М. (2002) Измерения следа от ротора: натурные и модельные испытания. Proc. 58-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Монреаль, Канада [Google Scholar]
• Ричард Х., Босбах Дж., Хеннинг А., Раффель М., Ван дер Уолл Б.Г. (2006a) Измерения PIV в режимах 2C и 3C на роторе в парящем состоянии.Proc. 13-й Международный симпозиум по применению лазерных методов в механике жидкостей, Лиссабон, Португалия [Google Scholar]
• Ричард Х., ван дер Валл Б.Г. (2006b) Подробное исследование завихрения на конце лопасти ротора в условиях зависания с помощью 2C и 3C-PIV. Proc. 32-й Европейский форум винтокрылых машин, Маастрихт, Нидерланды [Google Scholar]
• Romander E, Betzina M, Silva M, Wadcock A, Yamauchi G (2006) Исследование полета конвертоплана с помощью эксперимента в аэродинамической трубе масштаба 1/48. Proc.61-й Ежегодный форум Американского вертолетного общества, Феникс, штат Аризона [Google Scholar]
• Сарипалли К. (1995) Применение методов скоростной визуализации частиц в полях обтекания винта вертолета в McDonnell Douglas Aerospace. Proc. 33-е совещание и выставка AIAA по аэрокосмическим наукам, Рино, штат Невада, США [Google Scholar]
• Schaeffler NW, Allan BG, Jenkins LN, Yao CS, Bartram SM, Mace WD, Wong OD, Tanner PE (2016) Механизмы активной аэродинамической нагрузки редукция на фюзеляже винтокрылого летательного аппарата с роторным эффектом.Proc. Техническое совещание Американского вертолетного общества по проектированию аэромеханики для вертикального подъема, Сан-Франциско, Калифорния, США [Google Scholar]
• Скалли М., Салливан Дж. П. (1972) Геометрия следа от несущего винта вертолета и воздушные нагрузки, а также разработка лазерного доплеровского измерителя скорости для использования в следе от несущего винта вертолета . Лаборатория аэрофизики Массачусетского технологического института, AD-752628
• Sheridan PF, Weisner W (1977) Аэродинамика полета вертолета у земли. Proc. 33-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества, Вашингтон Д.С., США [Google Scholar]
• Ши К., Лоуренко Л., Ван Доммелен Л., Кротапалли А. (1992) Нестационарное обтекание аэродинамического профиля, качающееся с постоянной скоростью. AIAA J 30 (5): 1153–1161 [Google Scholar]
• Сильва М.Дж., Ямаути Г.К., Уодкок А.Дж., Лонг К.Р. (2004) Исследование в аэродинамической трубе аэродинамических взаимодействий между вертолетами и поворотными роторами на борту судна. Proc. 4-я десятилетняя конференция специалистов по аэромеханике Американского вертолетного общества, Сан-Франциско, Калифорния, США [Google Scholar]
• Сильва MJ, Wadcock AJ, Yamauchi GK, van Aken JM, Shinoda PM (2005) Исследование в аэродинамической трубе аэродинамических взаимодействий на борту корабля, вызывающих Самолет V-22 откликается на перекат на палубе.Proc. 61-й Ежегодный форум Американского вертолетного общества, Грейпвайн, Техас, США [Google Scholar]
• Смит Л. Р., Линд А. Х., Джейкобсон К. Э., Смит М. Дж., Джонс А. Р. (2016) Экспериментальное и вычислительное исследование NACA 0012 с линейным наклоном в обратном потоке. 72-й ежегодный форум AHS, Уэст-Палм-Бич, Флорида, стр. 304 [Google Scholar]
• Спенсер Р.Х. (1970) Применение тестовых методов визуализации вихрей для исследования шума ротора. Proc. 26-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Вашингтон, округ Колумбия, США [Google Scholar]
• Splettstoesser WR, Kube R, Wagner W, Seelhorst U, Boutier A, Micheli F, Mercker E, Pengel K (1997) Ключевые результаты высшей гармоники контрольный аэроакустический тест ротора (HART).Варенье. Вертолет Soc 42 (1): 58–78 [Google Scholar]
• Томпсон Т.Л., Комерат Н.М., Грей Р.Б. (1988) Визуализация и измерение концевого вихревого ядра лопасти ротора при парении. J. Aircr 25 (12): 1113–1121 [Google Scholar]
• van der Wall BG, Richard H (2006) Методология анализа данных 3C-PIV вихрей вращающегося крыла. Exp. Жидкости 40: 798–812 [Google Scholar]
• van der Wall BG, Richard H (2008) Тест на вихревую структуру с парящим кончиком (HOTIS) — Документация по тестированию и результаты для представителей Tech.отчет, Брансуик, Германия [Google Scholar]
• Фогт А., Бауманн П., Гариб М., Компенханс Дж. (1996) Исследование вихря на законцовке крыла в воздухе с помощью DPIV. Proc. 19-я Конференция Американского института аэронавтики и астронавтики по передовым измерениям и технологиям наземных испытаний, Новый Орлеан, Лос-Анджелес, США, doi: 10.2514 / 6.1996-2254 [CrossRef] [Google Scholar]
• Wadcock AJ, Yamauchi GK, Heineck JT, Silva MJ, Long KR (2004) Измерения PIV следа за вертолетом с тандемными винтами вблизи корабля.Proc. 4-я десятилетняя конференция специалистов по аэромеханике Американского вертолетного общества, Сан-Франциско, Калифорния, США [Google Scholar]
• Wadcock AJ, Yamauchi GK, Solis E, Pete AE (2011) Измерения PIV после полномасштабного ротора в прямом полете . Proc. 29-я конференция AIAA по прикладной аэродинамике, Гонолулу, Гавайи, США [Google Scholar]
• Вернерт П., Гейсслер В., Раффель М., Компенханс Дж. (1996) Экспериментальные и численные исследования динамического сваливания на аэродинамическом профиле качки. AIAA J 34 (5): 982–989 [Google Scholar]
• Wernert P, Koerber G, Wietrich F, Raffel M, Kompenhans J (1994) Экспериментальное исследование процесса динамического сваливания на аэродинамическом профиле качки с помощью измерений PIV и лазерных измерений. листовая визуализация.Proc. 7-й Международный симпозиум по применению лазерных методов в механике жидкости, Лиссабон, Португалия [Google Scholar]
• Вернерт П., Кербер Г., Витрих Ф., Раффель М., Компенханс Дж. (1995) Измерения PIV и визуализация поля нестационарного потока над качка профиля в условиях динамического сваливания. Proc. 7-й Международный симпозиум по визуализации потока [Google Scholar]
• Wernert P, Koerber G, Wietrich F, Raffel M, Kompenhans J (1997) Демонстрация PIV невоспроизводимости поля обтекания аэродинамического профиля в условиях глубокого динамического сваливания и их последствия.Aerosp. Sci. Technol 1 (2): 125–135 [Google Scholar]
• Вольф С.К., Мерц К., Рихтер К., Раффель М. (2015) Динамика вихрей на конце модели кончика лопасти продольного ротора. Proc. 53-е совещание AIAA по аэрокосмическим наукам, Киссимми, Флорида, США [Google Scholar]
• Ямаути Г.К., Уодкок А.Дж., Джонсон В., Рамасами М. (2012) Измерения в аэродинамической трубе полномасштабных вихрей на концах ротора UH-60A. Proc. 68-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Форт-Уэрт, Техас, США [Google Scholar]
• Ямаути Г.К., Берли К.Л., Меркер Э., Пенгель К., Джанакиран Р. (1999) Измерения расхода изолированной модели наклонного ротора.Proc. 55-й ежегодный форум Американского вертолетного общества, Монреаль, Канада [Google Scholar]
• Ян Дж., Ганеш Б., Комерат Н. (2006) Измерения радиального потока после принудительного динамического разделения на лопасти ротора. Proc. 36-я выставка AIAA Fluid Dyn. Конф. Exhib., Сан-Франциско, Калифорния, США [Google Scholar]
• Zanotti A, Gibertini G (2013) Экспериментальное исследование явления динамического сваливания на колеблющемся крыле NACA 23012. Труды Института инженеров-механиков, часть G: Journal of Aerospace Engineering, 227, (9): 1375–1388 [Google Scholar]

Как НАСА разработало вертолет, который мог бы автономно летать на Марсе

Пилотируя пулевидный ракетоплан Bell X-1 в 1947 году, Чак Йегер стал первым человеком, который превысил скорость звука в горизонтальном полете. Коллекция Эверетт / Алами

Самолет, который, несомненно, разрушил эту метафорическую стену, был Bell X-1, экспериментальный ракетоплан пулевидной формы. В октябре 1947 года летчик-испытатель Чак Йегер довел свой ярко-оранжевый X-1 до скорости, которая немного превышала скорость звука, когда самолет находился в горизонтальном полете, хотя ВВС США официально не объявили об этом подвиге до следующего года.

С тех пор скорость струи регулярно превышает 1 Маха — сокращение от скорости звука в окружающем воздухе.Даже Учебно-тренировочный реактивный самолет Northrop T-38 Talon, представленный в 1959 году, мог это сделать. А некоторые военные самолеты могут летать намного быстрее. Самолет-разведчик SR-71 Blackbird, который впервые поднялся в воздух в 1960-х годах, может летать со скоростью выше 3 Маха.

Хотя военные самолеты ежедневно преодолевали звуковой барьер в 1950-х и 60-х годах, коммерческие пассажирские рейсы в это время оставались ограниченными до дозвуковых скоростей. Эта ситуация не изменилась до начала 1976 года, когда первые регулярные полеты французско-британского сверхзвукового авиалайнера Concorde, который может достигать 2 Махов.Советский Туполев Ту-144, который мог летать так же быстро и использовался для перевозки почты и грузов в прошлом году, начал перевозить пассажиров в 1977 году.

Было бы разумно предположить, что к настоящему времени мы все будем летать вокруг земного шара на сверхзвуковых скоростях. Но, конечно, это не так.

В то время было бы разумно предположить, что к настоящему времени мы все будем летать вокруг земного шара на сверхзвуковых скоростях. Но, конечно, это не так. Конкорд последний раз летел почти два десятилетия назад.Сегодняшние авиалайнеры летают не быстрее, чем их аналоги 60 лет назад — действительно, они, как правило, летают несколько медленнее, чтобы сократить расходы на топливо.

Теперь несколько производителей самолетов и НАСА намерены открыть новую эру сверхзвуковой коммерческой авиации. Они готовят прототипы к полету, и у них есть проекты полномасштабных авиалайнеров, способных перевозить множество пассажиров. И на этот раз их самой большой проблемой, вероятно, будут не звуковые удары, которые, как утверждают спонсоры, они могут адекватно решить.Основными препятствиями будут нормативные требования и, особенно, экологические: сверхзвуковые авиалайнеры могут быть намного более загрязняющими, чем их дозвуковые аналоги.

Тем не менее, стоим ли мы на пороге нового, золотого века высокоскоростной коммерческой авиации? Неужели люди скоро через три часа перелетят Тихий океан? Чтобы ответить на эти вопросы, требуется более глубокое понимание того, что происходило и что пошло не так, во время первого рывка по разработке сверхзвуковых авиалайнеров более полувека назад.

Concorde, показанный здесь в начале испытательного полета в 1970 году, был особенно шумным как при взлете, так и при превышении скорости звука, что подвергало людей внизу громкому двойному удару звукового удара. AP

В 1956 году, через девять лет после исторического полета Йегера, правительство Великобритании учредило Консультативный комитет по сверхзвуковому транспорту, который начал переговоры с международными партнерами о строительстве сверхзвукового авиалайнера.А в 1962 году правительства Франции и Великобритании заключили соглашение о сотрудничестве в разработке того, что вскоре стало известно как «Конкорд». Обтекаемый авиалайнер с треугольным крылом совершил свой первый испытательный сверхзвуковой полет в 1969 году.

Хотя Соединенные Штаты предпочел не участвовать в разработке Concorde, в 1963 году президент Джон Кеннеди объявил о планах разработки сверхзвукового авиалайнера в США. Вскоре после этого федеральное правительство заключило контракт с компанией Boeing, которая одержала победу над Lockheed и другими в конкурсе на проектирование, на разработку такого самолета.

Тем временем защитники окружающей среды выражали озабоченность по поводу того, насколько шумно взлетают такие самолеты, по поводу возможности того, что их выбросы на большой высоте могут разрушить озоновый слой, и по поводу того, насколько разрушительными будут звуковые удары. Последний из этих вопросов был, пожалуй, самым неприятным, потому что Федеральное управление гражданской авиации США провело различные учения, чтобы оценить, как публика отреагирует на звуковые удары.

Самый обширный такой Эксперимент проходил над Оклахома-Сити в 1964 году.В течение нескольких месяцев сверхзвуковые самолеты летали над городом восемь раз в день, семь дней в неделю, в непредсказуемое время, но всегда в светлое время суток. Доминик Мальери, эксперт по звуковым ударам, чья карьера началась в начале 1950-х годов, вспоминает результаты тех многомесячных испытаний.

«Похоже, люди к этому привыкли», — говорит Мальери. «Но по ходу дела все изменилось — значительно: довольно скоро они стали получать тысячи звонков и жалоб». Некоторые из этих отрицательных отзывов включали требования о компенсации, говорит Мальери, в том числе отзыв от владельца роскошного дома, который утверждал, что его мраморные полы треснули от звукового удара.

В 1964 году в испытаниях в Оклахома-Сити было задействовано более 1000 полетов, что вызвало более 15 000 жалоб, как указано в отчете за 1971 год, подготовленном Национальным бюро стандартов. Агентство по охране окружающей среды США

Ясно, что никто не примет звуковые удары, раскалывающие камни. Эти возражения усугубили обеспокоенность экологов по поводу озонового слоя — сценарий, казалось бы, оправданный несколькими годами позже исследователями Массачусетского технологического института, которые пришли к выводу, что будущий флот из 500 сверхзвуковых авиалайнеров истощит озоновый слой на 16 процентов.

Несмотря на сильную поддержку со стороны FAA, авиационной отрасли и аэрокосмических компаний, Сенат США прекратил финансирование разработки сверхзвукового авиалайнера в 1971 году. Два года спустя FAA запретило сверхзвуковые полеты над сушей, запрет, который сохраняется по сей день.

Concorde продолжал обслуживать различные пункты назначения, в том числе некоторые в Соединенных Штатах, летая на сверхзвуковой скорости только над водой. Так продолжалось до 2003 года, когда British Airways и Air France списали свой флот, что вместе составило всего лишь 12 самолетов.(Было изготовлено четырнадцать серийных самолетов, но один был списан в 1994 году, а другой разбился в 2000 году.)

Хотя Concorde успешно преодолел технические препятствия на пути сверхзвуковых пассажирских перевозок, он уступил место экономике: стоимость топлива и технического обслуживания для этих самолетов была особенно высокой. Однако новое поколение авиационных инженеров и предпринимателей снова стремится к решению технических, экологических и экономических проблем.

Наверное, неудивительно, что , что в 21-м веке толчок к сверхзвуковому путешествию возглавляют новички, а не известные производители.Наиболее финансируемой из этой группы является базирующаяся в Денвере компания Boom Technology (также известная под торговым названием Boom Supersonic).

В рендеринге художника показан будущий авиалайнер Overture от Boom Technology, который сможет перевозить до 88 человек. Стрела Сверхзвуковая

В 2016 году, когда он был еще в Y Combinator. Программа инкубации стартапов, Boom получила большой успех от Virgin Group, которая предложила инженерную поддержку и опционала на первые 10 авиалайнеров Boom.(Совсем недавно Virgin Galactic разрабатывала собственный сверхзвуковой авиалайнер.) Интерес Virgin к этой сфере не должен вызывать удивления: 13 лет назад основатель группы сэр Ричард Брэнсон безуспешно пытался купить семь авиалайнеров Concorde British Airways. уходил на пенсию для использования Virgin Atlantic.

Бум продолжал собирать более 150 миллионов долларов США от различных венчурных фондов и Japan Airlines. На эти деньги компания построила прототип в масштабе одной трети, названный XB-1, авиалайнера, который сможет перевозить до 88 пассажиров.Компания ожидает, что коммерческие полеты более крупного самолета, который она называет Overture, начнутся в 2029 году.

Эти производители самолетов утверждают, что их потенциальные клиенты будут готовы платить, чтобы предотвратить чистые выбросы углерода.

Boom подчеркивает свои планы по смягчению воздействия на окружающую среду, которое неизбежно возникает при сверхзвуковом полете. Выступая перед подкомитетом Палаты представителей по авиации в апреле этого года, генеральный директор Boom Блейк Шолль отметил, что «устойчивое авиационное топливо, или SAF, является ключом к устойчивости Overture, и мы разрабатываем Overture с нуля, чтобы работать на 100% SAF, обеспечение полета с нулевым выбросом углерода.«В ходе подготовки компания Boom исследовала использование биотоплива в двигателях своего демонстратора XB-1 и стала партнером компании Prometheus Fuels, которая обеспечит XB-1 реактивным топливом, синтезированным с использованием углерода, извлеченного из атмосферы с использованием возобновляемых источников энергии.

Бум заявил, что его самолет будет летать на сверхзвуковой скорости только над водой. Тем не менее, компания » «оптимальная форма самолета для снижения звукового удара», — говорится на его веб-сайте. В аналогичном ключе другой стартап, бостонский Spike Aerospace, подчеркивает, что его планируемый сверхзвуковой бизнес-джет S-512 «аэродинамически разработан так, чтобы предлагать фирменный Quiet Supersonic. Летная техника.Это позволит ему работать на полной крейсерской скорости 1,6 Маха (1100 миль в час), не производя громкого, тревожного звукового удара на земле ». То же самое и для калифорнийской компании Exosonic, которая утверждает, что сверхзвуковой авиалайнер, установленный на ней, Доска для рисования «создаст более мягкий удар по земле, который будет тише, чем при обычном дорожном движении».

На этом рендере художника изображен малошумный демонстрационный самолет НАСА X-59, который в настоящее время строится компанией Lockheed Martin. Локхид Мартин

Это именно та стратегия, которую НАСА изучает с экспериментальным самолетом под названием X-59 QueSST, это название является своего рода сокращением «тихой сверхзвуковой технологии».«Lockheed-Martin Corp. прямо сейчас строит X-59 на своем знаменитом заводе Skunk Works в Палмдейле, Калифорния.

«Я раньше шутил, что самолет выглядел как F-16 на стероидах», — говорит Дэвид Ричвин, заместитель руководителя проекта НАСА по технологиям X-59. «Это длинный самолет — я думаю, что он около 97 футов в длину». Ричвайн объясняет, что добавление длины — один из способов «управлять характером звукового удара», что, как говорят инженеры, позволяет сделать звук менее резким.

Насколько успешно НАСА в этом испытан уже в 2024 году, когда X-59 будет пролетать над небольшим набором городов США, чтобы оценить реакцию публики на то, что Ричвайн ожидает от «звукового удара». Если предположить, что эта кампания будет проходить по графику, то через 60 лет после тестов FAA в Оклахома-Сити. Подготовьте мраморные полы.

Интересно, что компания Aerion Corp. , которая больше всего работала над уменьшением эффекта звукового удара от сверхзвуковой реактивной струи, которую она разрабатывала., теперь, похоже, обанкротился. Компания, базирующаяся в Рино, штат Невада, была основана миллиардером Робертом Бассом в 2003 году.

Первой попыткой Aerion создать коммерческий сверхзвуковой самолет должен был стать бизнес-джет AS2 с 12 пассажирами и максимальной скоростью 1,4 Маха. Компания изучала возможность управлять AS2 таким образом, чтобы он мог двигаться со сверхзвуковой скоростью над землей, не подвергая людей внизу звуковому удару. «Круиз без штанги» — это название Aerion для этой технологии.

Хотя нам не удастся увидеть это в действии с Aerion AS2, еще один претендент на сверхзвуковой уровень все же может продолжить эту интригующую стратегию, которая заслуживает краткого описания.

Явление отсечки Маха требует, чтобы воздух у земли был теплее и чтобы самолет летел не намного быстрее скорости звука. Его звуковая стрела затем пойдет вниз под небольшим углом и будет достаточно преломлена, чтобы держаться подальше от земли [слева]. Самолет, движущийся быстрее, создаст звуковой удар, который движется вниз под углом, который слишком крутой, чтобы его можно было преломить от земли [справа]. Дэвид Шнайдер

Ключевым понятием является явление, известное как Обрезание Маха, физика которого проста. Когда самолет летит со сверхзвуковой скоростью, он опережает создаваемые им звуковые волны. Эти звуки накапливаются, вызывая образование ударной волны. Ударная волна, вызывающая стреловидность, распространяется под углом, который зависит от скорости движения самолета относительно скорости звука. Для струи, движущейся со скоростью, во много раз превышающей скорость звука, стрела распространяется под крутым углом от траектории полета.Для человека, который движется чуть быстрее скорости звука, стрела распространяется под небольшим углом.

Эта вторая ситуация важна здесь из-за другой важной физики: скорость звука в воздухе. зависит от температуры. На высоте, где воздух холоднее, звук распространяется медленнее, чем в более теплом воздухе у земли. Это явление заставляет звуковые волны преломляться (изгибаться), когда они движутся вниз, точно так же, как световые волны преломляются при движении между водой и воздухом или стеклом и воздухом.

Из-за такого преломления звуки, распространяющиеся вниз под достаточно малым углом, могут изгибаться вверх настолько, чтобы никогда не касаться земли. Подобная физика объясняет миражи, которые вы можете увидеть, когда пологие лучи света изгибаются вверх воздухом прямо над горячим асфальтом, что создает впечатление, что они отражаются от лужи.

Таким образом, если самолет летит не намного быстрее скорости звука, в воздухе, который достаточно теплее у поверхности, создаваемый им звуковой удар, каким бы громким он ни был, никогда не достигнет земли.Вы можете совершить сверхзвуковой полет без стрелы.

Обществу придется взвесить экологические последствия сверхзвукового транспорта и экономию времени, которую он может предложить относительно избранным путешественникам.

Компромисс заключается в том, что самолет не может лететь намного быстрее скорости звука — максимум 1,1 или 1,2 Маха. Это не большое улучшение по сравнению с чем-то вроде Cessna. Бизнес-джет Citation X, который может летать со скоростью 0,94 Маха. Коммерческое использование явления отсечки Маха также потребовало бы от ФАУ ослабления запрета на сверхзвуковые полеты над землей, чего оно, возможно, никогда не сделает.

Компании, которые сейчас упорно трудятся над возвращением коммерческих сверхзвуковых полетов, понимают, что им нужно так или иначе бороться с шумом звукового удара. И самая продвинутая компания Boom Technology также пытается объяснить, как в ее самолетах можно летать на топливе, которое не добавит огромного количества углерода, которое коммерческая авиация уже выбрасывает в воздух.

«Есть пара проблем с этой логикой», — говорит Дэн Резерфорд, директор программы авиации и судоходства Международный совет по чистому транспорту.«Во-первых, как только самолет вылетает за дверь, производитель практически не может контролировать, какое топливо используется». Эти производители самолетов утверждают, что их потенциальные клиенты будут готовы платить, чтобы предотвратить чистые выбросы углерода. «Самолеты не будут экономичными», — говорит Резерфорд. В 2018 году он и двое его коллег подсчитали, что коммерческий сверхзвуковой авиалайнер, подобный тому, который проектирует Boom, вероятно, будет использовать в пять-семь раз больше топлива на пассажиро-километр, чем сопоставимый дозвуковой самолет.

Резерфорд далее отмечает, что реактивное топливо, полученное из биомассы, по крайней мере в три или четыре раза дороже обычного реактивного топлива и что синтетическое реактивное топливо, сделанное из углерода, извлеченного из атмосферы, будет еще дороже. Объедините эти более высокие затраты на топливо с более высоким расходом топлива, и «вы начнете иметь такие высокие эксплуатационные расходы на эти самолеты, что очень трудно добиться успеха на рынке», — говорит он.

В июне этого года United Airlines объявила о своем намерении приобрести 15 авиалайнеров Overture у Boom Technology.Предположительно, они будут напоминать рендеринг этого художника после того, как пойдут на вооружение. Стрела Сверхзвуковая

Но Майкл Лескинен, вице-президент по корпоративному развитию United Airlines, которая в начале июня объявила о планах покупки 15 авиалайнеров Boom’s Overture, объяснил IEEE Spectrum : «Мы будем работать над тем, чтобы вывести на рынок все более и более устойчивые модели. авиационное топливо, и мы надеемся, что с увеличением поставок мы сможем снизить и эту стоимость топлива.«Тем не менее, легко представить себе, что экономическое давление будет таким, что, даже если United будет придерживаться экологически безопасных видов топлива, другие операторы в конечном итоге будут использовать воздушные суда на обычном реактивном топливе, что приведет к увеличению выбросов углерода в результате авиаперелетов в пять или более раз за каждое путешествие. Пассо-километр налет

Но, по словам Резерфорда, ситуация ухудшается. «Если вы посмотрите на другие выбросы сверхзвуковых устройств, которые также нагревают планету — это оксиды азота, твердые частицы и водяной пар для сверхзвуковых устройств, работающих в стратосфере, — они могут быть еще хуже для климата, порядка В 20 или более раз просто потому, что загрязнение остается в атмосфере намного дольше.»

Резерфорд признает, что наука об этих неуглеродных эффектах менее определена, чем для CO. ₂ . Но, как это было верно в отношении озонового слоя еще в 1960-х годах, сторонники сверхзвуковой коммерческой авиации должны учитывать пагубные последствия все загрязняющие вещества, которые создают эти самолеты, и их увеличенное время пребывания на высотах, на которых летают эти самолеты. Сделают ли они это на самом деле?

«Мы стремимся быть на 100% экологичными», — говорит Лескинен.«Это касается всего спектра ударов, которые имеет наш самолет. И для Overture это не будет отличаться от любого другого самолета, который мы выберем для эксплуатации». Это грандиозное обещание, но даже если Юнайтед сможет его сдержать, это обещание, которое компания делает ставку на 2050 год, а не на 2029 год, когда будет представлена ​​Overture.

Большему обществу придется взвесить вероятные экологические последствия сверхзвукового транспорта с экономией времени, которую этот футуристический вид транспорта предложит избранным путешественникам.Конечно, есть много способов, по которым это может развиться в ближайшие десятилетия, возможно, с разными странами, проводящими разную политику.