Патенты автора Гарифуллин Мансур Фоатович (RU)
Динамически-подобная аэродинамическая модель управляющей поверхности летательного аппарата // 2729947
Изобретение относится к области авиационной науки и техники и, в частности, к экспериментальным исследованиям на моделях явлений аэроупругости и аэродинамики в аэродинамических трубах (АДТ). Изобретение может быть использовано при экспериментальных исследованиях на натурных скоростях в скоростных АДТ. Сущность изобретения заключается в том, что в динамически-подобной модели управляющей поверхности ЛА, состоящей из обшивки, переднего и заднего лонжеронов, пустотелого сердечника, дренированных блоков и датчиков динамического давления, обшивка выполнена несущей и наформована непосредственно на пустотелый сердечник, передний и задний лонжероны, с образованием пустотелого силового кессона. Дренированные блоки установлены в носке и на задней кромке модели. На передней и задней кромках размещены пустотелые формообразующие сердечники носка и задней кромки. Передний и задний лонжероны выполнены двутаврового сечения. Лонжероны изготовлены из высокомодульного полимерного композиционного материала. Пустотелый сердечник выполнен профилированным, верхняя и нижняя поверхности которого эквидистантны внешней поверхности динамически-подобной модели в соответствии с толщиной несущей обшивки. Обшивка в носке модели и на задней кромке имеет вырезы в заданном сечении для установки съемных дренированных вставок. Съемные дренированные вставки выполнены в виде элементов передней и задней кромок модели с посадочными местами для установки датчиков динамического давления. Измерительные средства, в том числе датчики динамического давления, кабели и трубки опорного давления размещены во внутренних полостях формообразующего носка, задней кромки и дренированных вставок. Технический результат заключается в обеспечении высокого качества обтекаемой поверхности динамически-подобной модели, изготовление моделей, более точных при моделировании массово-инерционных характеристик натурной конструкции, а также повышение формоустойчивости внешних обводов модели в потоке, уменьшение времени на подготовку эксперимента в АДТ. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.
АЭРОУПРУГАЯ МОДЕЛЬ // 2587525
Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости. Сущность изобретения состоит в том, что во внутренней полости аэроупругой модели с лимитированным зазором размещен с возможностью закрепления на опорном устройстве жесткий высокопрочный сердечник, содержащий на своей поверхности демпферы, кроме того, на модели и (или) сердечнике размещены датчики перемещений и датчики системы защиты АДТ. Малый зазор между сердечником и внутренней поверхностью модели и отсутствие влияния колебаний державки или ленточной подвески на результаты измерений относительных перемещений позволяют проводить с высокой точностью измерения упругих перемещений модели (амплитуд, форм и частот колебаний модели), повышая точность и информативность эксперимента. Технический результат заключается в повышении информативности испытаний, повышении безопасности их проведения. 3 ил.
Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей. В способе по одному из вариантов определения угла атаки начала отрыва потока и выявления зоны отрыва потока по характеру изменения безразмерного коэффициента давления Ср по длине рассматриваемого сечения (хорде крыла) с целью повышения точности оценок помимо самого коэффициента давления Ср определяют вначале среднеквадратичное отклонение безразмерного коэффициента давления (СКО Ср), угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста СКО Ср, а место отрыва уточняют по месту ускоренного роста СКО Ср. В другом варианте пульсации давления и угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста пульсаций давления. В еще одном варианте определение угла атаки вначале определяют спектры пульсаций коэффициента давления, а угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста амплитуд спектра пульсаций коэффициента давления и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста амплитуд спектра коэффициента давления. Технический результат заключается в повышении точности определения угла атаки начала отрыва потока и выявлении зоны отрыва потока в реальных условиях эксперимента в аэродинамической трубе. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.
