Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления



Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления
Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2421702:

Российская Федерация, от имени которой выступает государственный заказчик - Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (RU)
Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" (RU)
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний, в частности к установкам для исследования режима реверса тяги силовой установки летательного аппарата при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. В соответствии с первым заявляемым способом испытаний модель летательного аппарата обдувают воздушным потоком аэродинамической трубы, при обдуве модели имитируют расход воздуха через двигатели и имитируют реверсивные струи силовой установки. В реверсивные камеры моделей мотогондол подают горячий газ, измеряют температуру потока в модели мотогондолы, и по возрастанию температуры воздушного потока судят о попадании реверсивных струй силовой установки в канал модели мотогондолы. В соответствии со вторым вариантом способа испытаний при обдуве модели летательного аппарата измеряют полное давление потока в мотогондоле, рассчитывают относительную амплитуду пульсаций полного давления входного потока, по возрастанию которой судят о попадании реверсивных струй в сквозной канал модели мотогондолы. Заявляемая установка для аэродинамических испытаний содержит экран-имитатор взлетно-посадочной полосы, выполненный с возможностью разворота относительно вертикальной оси, модель летательного аппарата с приемниками датчиков для измерения параметров входного потока. Кроме того, установка содержит средство обеспечения заданного уровня расхода воздуха из мотогондол и источник газа. Технический результат заключается в возможности фиксации попадания реверсивных струй силовой установки летательного аппарата во входное сопло воздушно-реактивного двигателя при различных режимах реверса тяги в сочетании с моделированием движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе под различными углами скольжения в диапазоне скоростей, соответствующих скоростям движения летательного аппарата по земле. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 21 ил.

 

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний, в частности к установкам для исследования режима реверса тяги силовой установки летательного аппарата при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. При этом одной из важных задач, решаемых при испытаниях силовой установки, работающей в режиме реверса тяги, является фиксация попадания реверсивных струй силовой установки во входные сопла воздушно-реактивных двигателей и определения условий работы силовой установки, при которых это происходит, так как попадание реверсивных струй двигателя во входное сопло может приводить к нештатным режимам работы силовой установки.

Известен ряд технических решений, связанных с исследованием взаимодействия струй двигателей с набегающим воздушным потоком и летательным аппаратом (см., например, А.Н.Радциг. Экспериментальная гидроаэромеханика. Изд. МАИ, Москва, 2004 г., стр.37-39), в которых моделируется обтекание летательного аппарата в сочетании с моделированием потоков, истекающих из сопла воздушно-реактивного двигателя. При аэродинамических испытаниях в соответствии с этими способами может быть использована модель мотогондолы, снабженная сквозным каналом для протока воздуха. Сечения канала мотогондолы подобраны таким образом, чтобы относительный расход воздуха на входе соответствовал натурному при расчетном режиме. При моделировании взаимодействия струй двигателя в соответствии с этими способами не решаются задачи по исследованию взаимодействия реверсивных струй силовой установки с набегающим воздушным потоком, не решается и задача по фиксации попадания реверсивных струй двигателя во входное сопло воздушно-реактивного двигателя в условиях движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе при работе двигателей в этом режиме.

Из описания изобретения по авторскому свидетельству СССР №402316 (МКИ5 G01M 9/00, заявл. 24.01.1972, опубл. 20.11.2004 г.) известен способ испытаний модели силовой установки, при котором модель мотогондолы, подвешенную на пилоне, размещают над экраном-имитатором взлетно-посадочной полосы. При испытаниях проводят обдув модели воздушным потоком, при котором отсасывают воздух из входного сопла модели мотогондолы и осуществляют подвод воздуха к выходному соплу модели мотогондолы. В этом способе, кроме того, осуществляют вращение экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы относительно модели мотогондолы. Этот способ испытаний направлен на исследование работы силовой установки при движении по взлетно-посадочной полосе и попадания посторонних предметов во входное сопло воздушно-реактивного двигателя и не решает задач по моделированию движения летательного аппарата в сочетании с имитацией работы силовой установки в режиме реверса тяги.

Устройства установок для осуществления описанных выше аэродинамических способов испытаний (см. А.Н.Радциг. Экспериментальная гидроаэромеханика. Изд. МАИ, Москва, 2004 г., стр.37-39, рис.2.9) включают модели мотогондол, соединенные с моделью планера летательного аппарата или, как показано на рис.2.9, с пилоном и моделью консоли крыла. Модели мотогондол могут снабжаться при этом сквозным каналом для протока воздуха, средствами для моделирования двухконтурности двигателя (например, эжектором) или условий течения на выходе модели мотогондолы. Источник газа при этом размещается внутри модели планера летательного аппарата. Устройства установок не позволяют обеспечить моделирование реверсивных струй двигателя и исследовать условия их попадания во входное сопло воздушно-реактивного двигателя при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе.

Известно устройство, предназначенное для испытаний в аэродинамической трубе моделей летательных аппаратов, имеющих входной воздухозаборник и внутренний проточный канал с выходным дросселирующим соплом и имитацией истечения струи реактивного двигателя (Методика экспериментального определения лобового сопротивления системы самолет-воздухозаборник. Экспресс-информация, Авиастроение, 1975, №25, с.25-37).

Известен стенд для аэродинамических испытаний, содержащий аэродинамическое сопло, барокамеру с отсасывающим эксгаустером в магистрали. В барокамере размещены воздухозаборник со стендовым диффузором и испытываемый двигатель с элементами летательного аппарата, например с крылом и каналом охлаждения. В канале установлена двухпозиционная заслонка или перегородка. Канал соединен трубопроводом с дополнительной отсасывающей системой. При работе воздух разгоняется в аэродинамическом сопле и обдувает воздухозаборник с элементами летательного аппарата. Одна часть воздуха после торможения в воздухозаборнике поступает в двигатель, а другая - в стендовый диффузор и после смешения с выхлопными газами от двигателя отсасывается из барокамеры по основной магистрали эксгаустерами (Авторское свидетельство СССР SU 334500, МКИ5 G01M 9/00, опубл. 01.01.1972 г.).

Перечисленные устройства также не обеспечивают решение задачи моделирования движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе в сочетании с имитацией работы силовой установки в режиме реверса тяги.

Наиболее близким аналогом к заявляемым способам испытаний является первый вариант способа аэродинамических испытаний, известный из патента РФ №2349888 (МПК G01M 9/00, заявл. 28.12.2006 г, опубл. 20.03.2009 г.). При аэродинамических испытаниях в соответствии с этим способом используют модель мотогондолы летательного аппарата, снабженную сквозным каналом для протока воздуха. Модель мотогондолы размещают в установке для ее обдува потоком воздуха над экраном-имитатором взлетно-посадочной полосы. Обдув проводят при различных направлениях воздушного потока относительно модели мотогондолы. При обдуве воздушный поток пропускают через сквозные каналы моделей мотогондол, отсасывают его из сквозных каналов и выводят его за пределы рабочей части установки. В процессе обдува в соответствии с этим способом испытаний фиксируют попадание вместе с воздушным потоком через входное сопло воздухозаборника во внутреннюю часть модели мотогондолы твердых частиц, поднятых с поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы.

Использование в этом способе в процессе испытаний только модели мотогондолы без модели планера летательного аппарата отдаляет результаты испытаний от реального характера обтекания летательного аппарата. Кроме того, в процессе испытаний не моделируются реверсивные струи силовой установки при движении по взлетно-посадочной полосе. Этот способ аэродинамических испытаний, решая задачи моделирования процесса вихреобразования перед входным соплом воздухозаборника модели мотогондолы и качественного, и количественного анализа попадания посторонних предметов в воздушно-реактивный двигатель при работе над взлетно-посадочной полосой, не решает задачи по моделированию движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе при работе силовой установки в режиме реверса тяги и задачи по фиксации попадания реверсивных струй в воздушно-реактивный двигатель.

Ближайшим аналогом заявляемой установки для аэродинамических испытаний является первый вариант установки для осуществления способа аэродинамических испытаний, известный из патента РФ №2349888 (МПК G01M 9/00, заявл. 28.12.2009 г., опубл. 20.03.2009 г.).

В известном решении установка для аэродинамических испытаний содержит экран-имитатор взлетно-посадочной полосы, модель мотогондолы, установленную над экраном-имитатором взлетно-посадочной полосы, которая снабжена сквозным каналом для протока воздуха, систему разрежения, соединенную воздуховодом с выходом сквозного канала модели мотогондолы и снабженную средством отсоса воздуха из мотогондол. Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы выполнен в плановой проекции в форме круга.

Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы и размещенная над ним на отдельно стоящем от него основании модель мотогондолы в заявлямом решении закреплены неподвижно. Перед установкой для аэродинамических испытаний размещено средство для обдува модели мотогондолы потоком воздуха (ветровая установка), выполненная с возможностью поворота относительно вертикальной оси экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы, что обеспечивает обдув модели под различными углами.

Модель мотогондолы выполнена из двух обечаек (наружной и внутренней), которые обеспечивают имитацию разделения воздушного потока в сквозном канале по контурам воздушно-реактивного двигателя. Передняя часть модели мотогондолы, кроме того, выполнена с обводами, имитирующими обводы реального двигателя и снабжена коком. Кроме того, модель мотогондолы снабжена средствами для фиксации попаданий посторонних предметов, поднятых набегающим потоком со взлетно-посадочной полосы, и средствами наблюдения траекторий их движения внутри мотогондолы.

Рассмотренное устройство установки для аэродинамических испытаний позволяет провести моделирование попадания посторонних предметов в воздушно-реактивный двигатель при движении по взлетно-посадочной полосе, но не дает возможности решить задачу по моделированию попадания реверсивных струй силовой установки во входной сопло двигателя. Так характер течения воздушного потока, обдувающего мотогондолу, отличается от характера обтекания модели летательного аппарата, содержащей кроме модели мотогондол еще и модель планера. Внутреннее устройство модели мотогондолы также не дает возможности моделирования реверсивных струй и проводить фиксацию их попадания во входное сопло модели мотогондолы.

Задачей данного изобретения является разработка способов и устройства для моделирования движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе в условиях, приближенных к натурным условиям, при работе силовой установки в режиме реверса тяги.

Техническим результатом является возможность фиксации попадания реверсивных струй силовой установки летательного аппарата во входное сопло воздушно-реактивного двигателя при различных режимах реверса тяги в сочетании с моделированием движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе под различными углами скольжения в диапазоне скоростей, соответствующих скоростям движения летательного аппарата по земле.

Технический результат решения задачи по фиксации попадания реверсивных струй силовой установки летательного аппарата во входное сопло воздушно-реактивного двигателя в соответствии с заявляемыми способами аэродинамических испытаний достигается следующим образом.

В соответствии с первым и вторым вариантами заявляемого способа аэродинамических испытаний при аэродинамических испытаниях используют модель летательного аппарата, составленную из модели планера и моделей мотогондол со сквозными каналами для протока воздуха и реверсивными камерами с имитаторами реверсивных устройств. При аэродинамических испытаниях в соответствии с заявляемыми способами модель летательного аппарата размещают в рабочей части аэродинамической трубы, монтируя ее на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы. Затем экран-имитатор взлетно-посадочной полосы разворачивают вместе с моделью летательного аппарата на заданный угол скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы.

После этого в соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами способа аэродинамических испытаний проводят обдув модели летательного аппарата воздушным потоком аэродинамической трубы. Скорость воздушного потока аэродинамической трубы монотонно уменьшают от значения скорости, близкого к значению посадочной скорости летательного аппарата в натурных условиях.

В соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами способа испытаний при обдуве модели летательного аппарата имитируют расход воздуха через двигатели, при котором воздушный поток аэродинамической трубы пропускают через каналы моделей мотогондол, отсасывают его из каналов с заданным уровнем расхода и выводят его за пределы рабочей части аэродинамической трубы.

В соответствии как с первым, так и вторым заявляемыми способами испытаний при обдуве модели летательного аппарата воздушным потоком имитируют реверсивные струи силовой установки.

В соответствии с первым заявляемым вариантом способа аэродинамических испытаний при имитации реверсивных струй силовой установки в реверсивные камеры моделей мотогондол подают горячий газ с заданным уровнем расхода, перепускают его за пределы модели мотогондолы и направляют его при этом воздействием упомянутых имитаторов реверсивных устройств навстречу набегающему воздушному потоку. Кроме того, в соответствии с первым вариантом заявляемого способа испытаний обдув модели сопровождают измерением температуры потока вблизи входа сквозного канала, по крайней мере, одной из моделей мотогондол.

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа испытаний по возрастанию температуры воздушного потока на входе сквозного канала при уменьшении скорости обдува модели судят о попадании реверсивных струй силовой установки в канал модели мотогондолы. Возрастание температуры более чем на 2 градуса, при уменьшении скорости воздушного потока на 5 м/с свидетельствует о попадании реверсивных струй во входное сопло модели мотогондолы.

В соответствии со вторым заявляемым вариантом способа аэродинамических испытаний при имитации реверсивных струй силовой установки в реверсивные камеры моделей мотогондол подают газ с заданным уровнем расхода, перепускают его за пределы модели мотогондолы и направляют его воздействием имитаторов реверсивных устройств навстречу набегающему воздушному потоку. Кроме того, в соответствии со вторым вариантом заявляемого способа испытаний обдув модели сопровождают измерением полного давления потока вблизи входа сквозного канала, по крайней мере, одной из моделей мотогондол. По измерениям рассчитывают относительную амплитуду пульсаций полного давления (ε) входного потока. При испытаниях наиболее предпочтительно проводить измерение полного давления в нескольких точках, размещенных практически в одной плоскости вблизи входного сопла модели мотогондолы и рассчитывать амплитуду пульсаций полного давления как среднее по n результатам измерений

где εi - относительная среднеквадратичная амплитуда пульсаций полного давления в одной из точек измерения вблизи входа канала мотогондолы

в котором T - период регистрации, δP0 - отклонение полного давления от среднего значения P0.

В соответствии со вторым заявляемым вариантом способа испытаний по возрастанию относительной амплитуды пульсаций полного давления (ε) в условиях уменьшения скорости воздушного потока при обдуве модели судят о попадании реверсивных струй в сквозной канал модели мотогондолы. Увеличение относительной амплитуды пульсаций полного давления на 0,2% при уменьшении скорости воздушного потока на 5 м/с свидетельствует о попадании реверсивных струй во входное сопло модели мотогондолы.

Предложенные операции способов аэродинамических испытаний позволяют достичь указанного технического результата - провести фиксацию попадания реверсивных струй силовой установки, работающей в режиме реверса тяги при моделировании движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе в условиях, приближенных к натурным условиям движения летательного аппарата по поверхности земли при работе силовой установки в режиме реверса тяги.

Первый вариант заявляемого способа аэродинамических испытаний дает более достоверные результаты, так как повышение температуры воздушного потока на входе в воздухозаборник дает веские основания для вывода о попадании реверсивных струй во входное сопло воздушно-реактивного двигателя. Однако использование при этом способе испытаний горячего газа затрудняет и осложняет проведение эксперимента.

Второй вариант заявляемого способа аэродинамических испытаний более прост по сравнению с первым способом, так как нет необходимости использования при его осуществлении горячего газа в ходе испытаний. Этот способ может быть рекомендован для проведения экспресс-испытаний моделей летательных аппаратов при работе их силовой установки в режиме реверса тяги.

Экспериментальные работы авторов показали, что скорость реинжекции - начало попадания реверсивных струй во входное сопло модели мотогондолы, определенная в соответствии с первым вариантом заявляемого способа (по «забросу» температуры), практически совпадает с результатами определения скорости реинжекции в соответствии со вторым вариантом заявляемого способа испытаний (по «забросу» амплитуды пульсаций полного давления).

При аэродинамических испытаниях модели пассажирского самолета, проведенных в соответствии с первым заявляемым вариантом, была определена скорость реинжекции - скорость движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе, при которой реверсивные струи силовой установки начинают попадать во входное сопло воздушно-реактивного двигателя, для различных режимов работы силовой установки в режиме реверса тяги и различных углах скольжения относительно воздушного потока. При этом скорость реинжекции определялась как начало роста температуры в воздухозаборнике при изменении скорости воздушного потока, создаваемого аэродинамической трубой. В зависимости от режима работы реверсивного устройства (задаваемого значения расхода газа, подаваемого в реверсивные камеры) и углах скольжения относительно воздушного потока скорость реинжекции может меняться от 25 м/с до 55 м/с. Заявляемый способ испытаний, кроме того, позволяет оценить и влияние температуры реверсивной струи на скорость реинжекции.

При аэродинамических испытаниях в соответствии со вторым заявляемым способом испытаний проведенные эксперименты показали, что в отсутствие реинжекции реверсивных струй возмущения давления на входе в двигатель исследуемой модели летательного аппарата практически отсутствуют. Попадание реверсивных струй в воздухозаборник сопровождается резким увеличением амплитуды пульсаций полного давления на входе в двигатель.

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа испытаний в качестве газа наиболее целесообразно использовать смесь продуктов сгорания жидкого топлива, например керосина, и воздуха.

При этом в соответствии с первым вариантом заявляемого способа аэродинамических испытаний перед подачей горячего газа в реверсивные камеры моделей мотогондол продукты сгорания жидкого топлива могут смешиваться с воздухом. Изменяя при этом расход воздуха, температура газа может быть доведена до заданной. При доведении температуры смеси продуктов сгорания жидкого топлива и воздуха до заданной она может перепускаться в диффузор аэродинамической трубы. После достижения смесью продуктов сгорания жидкого топлива и воздуха полученный газ может быть направлен в реверсивные камеры моделей мотогондол. Это повышает безопасность проведения испытаний.

В соответствии со вторым вариантом заявляемого способа испытаний в качестве газа наиболее предпочтительно использовать воздух.

Кроме того, при проведении аэродинамических испытаний в соответствии с первым и вторым заявляемыми способами испытаний при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха целесообразно проводить отсос пограничного слоя с поверхности экрана имитатора взлетно-посадочной полосы перед моделью летательного аппарата. Целесообразность дополнительного введения этой операции объясняется следующим обстоятельством. В естественных условиях летательный аппарат движется в неподвижной воздушной среде. В условиях эксперимента движется воздушная среда, а модель летательного аппарата неподвижна. В этом случае на поверхности экрана формируется пограничный слой, который может исказить результаты исследований, чтобы избежать этого целесообразно и осуществлять отсос пограничного слоя с поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы, что существенно приближает условия моделирования движения летательного аппарата к натурным.

Технический результат достигается заявляемой установкой для аэродинамических испытаний следующим образом.

Установка для аэродинамических испытаний содержит экран-имитатор взлетно-посадочной полосы, модель летательного аппарата, систему разрежения и источник газа.

Передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы выполнен овальной формы в плане. Кроме того, экран-имитатор взлетно-посадочной полосы выполнен с возможностью разворота относительно вертикальной оси.

Модель летательного аппарата установлена на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы и составлена из модели планера и моделей мотогондол. Каждая из моделей мотогондол закреплена на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы на основании и снабжена сквозным каналом для протока воздуха. В заявляемом решении во входном сопле сквозного канала каждой из мотогондол размещены приемники датчиков для измерения параметров входного потока. Кроме того, мотогондолы снабжены реверсивными камерами с имитаторами реверсивных устройств. Имитаторы реверсивных устройств выполнены с возможностью обеспечения истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха.

Система разрежения соединена воздуховодами с выходами сквозных каналов каждой из моделей мотогондол и снабжена средством отсоса воздуха и средством обеспечения заданного уровня расхода воздуха из сквозных каналов мотогондол.

Источник газа выполнен с возможностью генерирования газа с заданной температурой из диапазона температур от температуры окружающей среды до температуры 400°С. Кроме того, источник газа выполнен с обеспечением возможности генерирования газа с заданным уровнем расхода. Источник газа соединен магистралями подвода газа с реверсивными камерами моделей мотогондол. При этом магистрали подвода газа пропущены сквозь основания моделей мотогондол.

Наличие в установке экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы с размещенной на нем полной моделью летательного аппарата, составленной из модели планера и моделей мотогондол, возможность разворота экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы и выполнение его переднего торца овальной формой в плане позволяют приблизить испытания с использованием установки в аэродинамической трубе к натурным условиям движения летательного аппарата по поверхности земли.

Выполнение мотогондол с каналами для протока воздуха, выходы которых соединены воздуховодами с системой разрежения, позволяющей проводить отсос воздуха из сквозных каналов с заданным уровнем расхода, позволяет имитировать работу силовой установки при движении по взлетно-посадочной полосе.

Наличие в моделях мотогондол реверсивных камер с имитаторами реверсивных устройств, выполненных с возможностью обеспечения истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха, и соединенных с источником газа, позволяющего генерировать газ в широком диапазоне температур, начиная от температуры окружающей среды, и заданным уровнем расхода позволяет имитировать работу силовой установки летательного аппарата в режиме реверса тяги. Возможность генерирования горячего газа дает возможность использования установки в соответствии с первым вариантом заявляемого способа. Возможность генерирования газа с температурой окружающей среды дает возможность использования установки для испытаний в соответствии со вторым вариантом заявляемого способа в наиболее экономичных и безопасных условиях.

Установка приемников датчиков для измерения параметров входного потока вблизи входного сопла моделей мотогондол позволяет проводить фиксацию изменений параметров входного потока, что в сочетании с вышеперечисленным, в конечном итоге позволяет проводить фиксацию попадания реверсивных струй в модели мотогондол в условиях, приближенных к натурным условиям движения летательного аппарата по земле при различных режимах работы силовой установки в режиме реверса тяги.

В заявляемой установке источник газа может включать источник жидкого топлива, подогреватель газа и смесительную камеру. Выход источника жидкого топлива через топливную магистраль, снабженную отсечным клапаном, может быть соединен с первым входом подогревателя. Второй вход подогревателя в заявляемом решении соединен через первый выход тройника с магистралью подачи сжатого воздуха. Магистраль подачи сжатого воздуха целесообразно снабдить клапаном, обеспечивающем возможность регулирования расхода сжатого газа. Выход подогревателя газа через первый управляемый дроссель в заявляемом решении соединен с диффузором аэродинамической трубы, а через второй управляемый дроссель с первым входом смесительной камеры. Второй вход смесительной камеры соединен со вторым выходом упомянутого тройника. Выход смесительной камеры соединен с газопроводами подачи газа в реверсивные камеры моделей мотогондол.

Такое схемно-конструктивное решение источника газа позволяет генерировать газ в широком диапазоне температур от температуры окружающей среды до температуры 400°C. Подавая жидкое топливо в подогреватель газа, смешивая продукты сгорания топлива со сжатым воздухом в смесительной камере и задавая расход продуктов сгорания вторым управляемым дросселем, источник газа может генерировать газ в широким диапазоне температур, что позволяет осуществить первый вариант заявляемого способа аэродинамических испытаний.

Наличие клапана в магистрали подачи сжатого газа, первого и второго управляемых дросселей позволяет генерировать газ с заданным уровнем расхода.

Перекрыв отсечной клапан топливной магистрали и исключив тем самым сжигание топлива в подогревателе газа, источник газа позволяет генерировать газ с температурой окружающей среды, что наиболее целесообразно использовать при проведении испытаний в соответствии со вторым заявляемым вариантом способа испытаний.

Подогреватель газа в заявляемом решении может содержать цилиндрообразный корпус с камерой сгорания и помещенную внутри нее форсунку. Первый вход подогревателя газа может быть размещен на боковой стенке корпуса и соединен с форсункой. На одном торце корпуса подогревателя газа может быть размещен второй вход подогревателя газа, а на другом торце - выход подогревателя газа. Камера сгорания может быть выполнена в виде снабженного прорезями тонкостенного осесимметричного кожуха с открытым торцом, обращенным к выходу подогревателя газа. Камеру сгорания целесообразно разместить внутри корпуса с зазором относительно него.

Предложенное устройство подогревателя газа позволяет эффективно и экономично производить сжигание жидкого топлива.

Передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы может быть выполнен со скругленной передней кромкой, что позволяет обеспечить безотрывное и мало возмущенное течение воздушного потока по экрану-имитатору взлетно-посадочной полосы.

Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы может быть снабжен поперечной щелью, размещенной в передней его части и выполненной с возможностью обеспечения перетока пограничного слоя с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю его поверхность. Это дополнительно приближает условия проведения испытаний к натурным условиям.

Кроме того, на нижней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед каждой из щелей могут быть размещены козырьки, выполненные с обеспечением возможности изменения их углов наклона к нижней поверхности экрана-имитатора, что позволяет регулировать расход воздуха, перетекающего из пограничного слоя на верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на его нижнюю поверхность, что дополнительно расширяет возможности моделирования натурных условий.

В заявляемой установке экран-имитатор взлетно-посадочной полосы может быть выполнен в виде плоской панели, включающей верхнюю и нижнюю обшивки и поперечные перегородки, размещенные между ними, при этом щель экрана-имитатора может быть выполнена в виде прорезей на нижней и верхней обшивках экрана-имитатора, которые сдвинуты относительно друг друга по направлению потока воздуха, причем упомянутые поперечные перегородки могут быть размещены вблизи прорезей.

Заявляемые решения способов аэродинамических испытаний и установки для их осуществления иллюстрируются следующими материалами:

фиг.1 - общий вид установки в рабочей части аэродинамической трубы,

фиг.2 - общий вид установки в рабочей части аэродинамической трубы в плановой проекции,

фиг.3 - укрупненный вид сбоку на установку с моделью мотогондолы (в разрезе) и с моделью планера,

фиг.4 - модель мотогондолы (вид сбоку),

фиг.5 - модель мотогондолы ((вид A с фиг.4), датчики параметров входного потока и их установка условно не показаны),

фиг.6 - модель мотогондолы (разрез Б-Б с фиг.4),

фиг.7 - продольный разрез модели мотогондолы с приемниками датчиков измерения температуры (разрез В-В с фиг.5),

фиг.8 - характерный вид зависимости температуры воздушного потока вблизи входа канала модели мотогондолы от скорости обдува,

фиг.9-11 - экспериментальные зависимости температуры воздушного потока вблизи входа канала модели мотогондолы от скорости обдува при различных уровнях расхода горячего газа, подаваемого в реверсивные камеры, и углов скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы,

фиг.12 - характерный вид пульсаций амплитуды полного давления относительного среднего значения,

фиг.13-15 - графики зависимости изменения относительной амплитуды пульсаций полного давления 8 на входе модели мотогондолы при изменении скорости обдува при различных уровнях расхода газа и при различных углах скольжения,

фиг.16 - схема системы разрежения,

фиг.17 - схема источника газа,

фиг.18 - схема подогревателя газа,

фиг.19 - схема устройства экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы с щелью слива пограничного слоя,

фиг.20 - вид на передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы (вид сбоку),

фиг.21 - графики зависимости скорости реинжекции от изменения расхода газа, подаваемого в реверсивные камеры, полученные при использовании первого и второго вариантов способа аэродинамических испытаний.

Заявляемые способы аэродинамических испытаний выполняются следующим образом.

При проведении испытаний в соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами используют модель летательного аппарата 1, составленную из модели планера 2 и моделей мотогондол 3 (см. фиг.1, 2, 3). Модель летательного аппарата 1 размещают в рабочей части аэродинамической трубы (см. фиг.1). Каждая из моделей мотогондол 3 снабжена сквозным каналом 4 для протока воздуха, реверсивной камерой 5 и имитаторами реверсивных устройств 6 (см. фиг.3-5).

В соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами способа аэродинамических испытаний при размещении модели летательного аппарата в рабочей части аэродинамической трубы модель планера и модели мотогондол монтируют на экране-имитаторе 7 взлетно-посадочной полосы. Затем экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы разворачивают вместе с моделью летательного аппарата 1 относительно вертикальной оси 8 на заданный угол скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы. Разворот экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы до углов в 15-20 градусов от оси аэродинамической трубы дает возможность смоделировать движение летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе с боковым ветром, что особенно важно при проведении испытаний с имитацией реверса тяги. Сочетание задания скорости воздушного потока аэродинамической трубы в диапазоне 10-80 м/с с разворотом экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы в пределах до 15…20 градусов от оси аэродинамической трубы позволяет имитировать движение летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе с боковым ветром 0…15 м/с.

В соответствии с первым и вторым вариантами заявляемого способа испытаний проводят обдув модели летательного аппарата воздушным потоком аэродинамической трубы. Обдув модели сопровождают монотонным уменьшением скорости воздушного потока от значения скорости, близкого к значению посадочной скорости летательного аппарата в натурных условиях. За счет этого моделируется изменение скорости набегающего потока при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. Так изменение скорости обдува модели летательного аппарата в диапазоне 10…80 м/с позволяет смоделировать движение пассажирского самолета по взлетно-посадочной полосе.

В соответствии с первым и вторым вариантами заявляемого способа аэродинамических испытаний при обдуве модели летательного аппарата имитируют расход воздуха через двигатели, при этом воздушный поток аэродинамической трубы пропускают через каналы 4 моделей мотогондол 3, отсасывают его из сквозных каналов 4 с заданным уровнем расхода и выводят его за пределы рабочей части аэродинамической трубы. Для моделирования работы воздушно-реактивных двигателей современных пассажирских самолетов достаточно обеспечить возможность отсоса из выходных сопел каналов моделей мотогондолы воздуха с расходом до 5 кг/с.

В соответствии с первым и вторым вариантами заявляемого способа при проведении аэродинамических испытаний моделируют реверсивные струи 12 воздушно-реактивных двигателей (см. фиг.6).

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа аэродинамических испытаний в реверсивные камеры 5 моделей мотогондол 3 (см. фиг.7) подают горячий газ с заданным уровнем расхода. При проведении испытаний в соответствии с этим вариантом способа в реверсивные камеры целесообразно подавать газ температурой не выше 300°C. Уровень расхода горячего газа, подаваемого в реверсивные камеры, выбирается из условий моделирования, как правило, он должен соответствовать доле воздушного потока двигателя, отбираемой на осуществление реверса тяги. Для моделирования работы воздушно-реактивных двигателей современных пассажирских самолетов он не превышает 3-5 кг/с.

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа испытаний горячий газ перепускают за пределы модели мотогондолы (см. фиг.6) и направляют его при этом под воздействием имитаторов реверсивных устройств 6 навстречу набегающему воздушному потоку.

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа аэродинамических испытаний при обдуве модели и моделировании реверсивных струй 12 измеряют температуру потока вблизи входа сквозного канала модели воздухозаборника (см. фиг.7). Измерение температуры входного потока достаточно проводить в одной из моделей мотогондол. При измерении температуры потока вблизи входа сквозного канала модели воздухозаборника практически достаточно проводить измерение с шагом изменению скорости воздушного потока от 0,5 до 20 м/с. Для повышения точности фиксации температуры в сквозном канале модели мотогондолы измерение температуры целесообразно проводить в нескольких точках, расположенных практически в одной плоскости, как показано на фиг.7, а температуру воздушного потока определять как среднее значение измерений температуры в этих точках.

На фиг.8 приведен характерный вид зависимости, который может быть получен при аэродинамических испытаниях в соответствии с первым заявляемым вариантом способа. При уменьшении скорости обдува от посадочной скорости летательного аппарата (примерно 80 м/с) температура входного потока плавно уменьшается с 14°С…16°C до 10°С…12°, затем начинается резкое повышение температуры воздушного потока, что свидетельствует о фиксации попадания во входное сопло модели реверсивных струй двигателя. Соответствующая скорость воздушного потока и является скоростью реинжекции - Vp. Так параметры работы двигателя и конструктивные особенности модели мотогондолы, которые использованы в ходе эксперимента, результаты которых приведены на фиг.8, обусловили скорость реинжекции, равную примерно 45 м/с.

При уменьшении скорости обдува модели (см. фиг.8) температура потока на входе модели сначала плавно уменьшается: при уменьшении скорости воздушного потока на 5 м/с температура уменьшается не более чем на 1-2 градуса. Затем начинается возрастание температуры. Возрастание температуры более чем на 2 градуса при уменьшении скорости воздушного потока на 5 м/с свидетельствует о попадании реверсивных струй во входное сопло модели мотогондолы.

При реализации первого заявляемого варианта способа испытаний в качестве газа наиболее целесообразно использовать смесь продуктов сгорания жидкого топлива и воздуха. При использования, например, в качестве жидкого топлива керосина с температурой сгорания 1000…1100°C, его продукты сгорания целесообразно смешать с воздухом высокого давления и понизить температуру смеси до 300…400°C и эту смесь продуктов сгорания керосина и воздуха направить в реверсивные камеры моделей мотогондол. Перед подачей горячего газа в реверсивные камеры продукты сгорания жидкого топлива целесообразно смешивать с воздухом и, изменяя расход воздуха, доводить температуру газа до заданной (300…400°C), перепуская при этом полученный газ в диффузор аэродинамической трубы. После достижения газом заданной температуры, например до температуры 300…400°C, газ целесообразно перенаправить через газопроводы подачи газа 33 (см. фиг.1, 16, 17) в реверсивные камеры моделей мотогондол.

Использование при аэродинамических испытаниях первого варианта заявляемого способа позволяет получить широкий спектр результатов. На фиг.9-11 приведены результаты испытаний модели летательного аппарата при моделировании его движения по взлетно-посадочной полосе при различных углах скольжения относительно направления воздушного потока аэродинамической трубы (β=0°, β=5°, β=10° соответственно). На каждой из фиг.11-13 показаны результаты испытаний, относящиеся к фиксации попадания реверсивных струй в канал модели мотогондолы при различных уровнях расхода горячего газа, подаваемого в реверсивные камеры. При уменьшении скорости обдува температура на входе в сквозной канал мотогондолы уменьшается. Попадание реверсивных струй двигателя во входное сопло сопровождается резким повышением температуры: при уменьшении скорости обдува на 5 м/с температура может повыситься на 10…12°C. Увеличение температуры во входном сопле мотогондолы на 2 градуса при уменьшении скорости обдува на 5 м/с является основанием для фиксации попадания реверсивных струй в сквозной канал модели мотогондолы. Экпериментальные данные показывают, что скорость летательного аппарата, при которой реверсивные струи двигателя начинают попадать во входное сопло - скорость реинжекции, может изменяться при изменении угла скольжения от β=0° до β=5° и далее до β=10° от 30…35 м/с до 20…25 м/с и до 15…20 м/с.

В соответствии со вторым вариантом заявляемого способа аэродинамических испытаний в реверсивные камеры 5 моделей мотогондол 3 (см. фиг.7) подают газ с заданным уровнем расхода. Уровень расхода горячего газа, подаваемого в реверсивные камеры, выбирается из условий моделирования, как правило, он должен соответствовать доле воздушного потока двигателя, отбираемой на осуществление реверса тяги. Для моделирования работы воздушно-реактивных двигателей современных пассажирских самолетов он не превышает 3-5 кг/с.

При использовании второго варианта способа аэродинамических испытаний в качестве газа наиболее предпочтительно использовать воздух. При проведении испытаний в соответствии со вторым способом испытаний в реверсивные камеры наиболее целесообразно подавать газ с температурой окружающей среды.

В соответствии со вторым вариантом заявляемого способа испытаний газ перепускают за пределы модели мотогондолы (см. фиг.6) и направляют его при этом под воздействием имитаторов реверсивных устройств 6 навстречу набегающему воздушному потоку.

В соответствии со вторым вариантом заявляемого способа аэродинамических испытаний при обдуве модели измеряют полное давление P(τ) (τ - текущее время) потока вблизи входа сквозного канала. Измерение полного давления в воздушном потоке на входе в сквозной канал модели мотогондолы достаточно проводить в одной из моделей мотогондол. При измерении полного давления в потоке вблизи входа сквозного канала модели воздухозаборника практически достаточно проводить измерение с шагом изменению скорости воздушного потока от 0,5 до 20 м/с.

Для повышения точности фиксации величины полного давления в канале модели мотогондолы измерение целесообразно проводить в нескольких точках, как показано на фиг.7. Точки измерения полного давления целесообразно разместить практически в одной плоскости и за величину полного давления Po брать среднее значение.

Полное давление Р(τ) в соответствии со вторым вариантом способа испытаний целесообразно проводить с частотой порядка 10…20 кГц. Это дает возможность отследить колебания полного давления от среднего значения Po (см. фиг.12). В соответствии со вторым вариантом способа испытаний по измерениям полного давления в каждой точке измерений рассчитывают параметр относительной среднеквадратической амплитуды пульсаций полного давления εi (см. фиг.12)

где δPo(τ) отклонение полного давления от его среднего значения Po в момент τ, T - период осреднения, который целесообразно выбрать не превышающим примерно 20 секунд. Осреднением рассчитанных значений εi по всем (n) точкам может быть рассчитан параметр относительной среднеквадратичной амплитуды пульсаций полного давления ε

На фиг.13-15 приведены зависимости относительной среднеквадратичной амплитуды пульсаций полного давления на входе в модель мотогондолы от скорости обдува модели при различных уровнях расхода газа через реверсивные камеры моделей мотогондол и при различных углах скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы: β=0° (фиг.13), β=5° (14) и β=10° (фиг.15). Экспериментальные исследования показали, что при уменьшении скорости обдува от значения, соответствующего посадочной скорости летательного аппарата, при отсутствии реинжекции реверсивных струй динамические пульсационные возмущения на входе в модель мотогондолы практически отсутствуют: значение ε менее 0,1%. Начало попадания реверсивных струй в сквозной канал модели мотогондолы (см. зону 11 на фиг.13-15) сопровождается резким увеличением амплитуды колебаний пульсаций полного давления на входе в модель мотогондолы, среднее значение среднеквадратичной амплитуды пульсаций полного давления на входе в модель мотогондолы может достигать 2…3% и более.

Таким образом, по увеличению относительной амплитуды пульсаций полного давления при уменьшении скорости воздушного потока судят о попадании реверсивных струй во входное сопло мотогондолы летательного аппарата. Эксперименты показывают, что увеличение относительной амплитуды пульсаций полного давления на 0,2% при уменьшении скорости воздушного потока на 5 м/с свидетельствует о попадании реверсивных струй во входное сопло модели мотогондолы.

При обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха в соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами способа испытаний целесообразно проводить отсос пограничного слоя с поверхности экрана имитатора взлетно-посадочной полосы перед моделью летательного аппарата, например, как показано на фиг.19. Целесообразность этой операции обусловлена тем, что пограничный слой под моделями мотогондол может существенно исказить результаты испытаний по сравнению с натурными условиями. Использование слива пограничного слоя с верхней поверхности экрана-эмитатора взлетно-посадочной полосы на его нижнюю поверхность перед моделью летательного аппарата приводит к тому, что пограничный слой за щелью слива практически отсутствует.

Для осуществления заявленных способов аэродинамических испытаний наиболее целесообразно использовать заявляемую установку для аэродинамических испытаний, хотя для реализации рассмотренного способа испытаний могут быть использованы установки и с иным устройством.

Заявляемая аэродинамическая установка устроена следующим образом.

Установка содержит экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы, модель летательного аппарата 1, систему разрежения и источник газа. Установка размещается в рабочей части аэродинамической трубы, например аэродинамической трубы с открытой рабочей частью Т-104 (см., например, А.Н.Радциг. Экспериментальная гидроаэромеханика. М., изд. МАИ, 2004 г., стр.273-274), между ее соплом и диффузором.

Экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы выполнен с возможностью разворота относительно вертикальной оси 8. При этом, как показано на фиг.1, экран-имитатор взлетно-посадочной полосы может быть размещен в рабочей части аэродинамической трубы на стойках 13, расположенных на кабине управления 14, причем кабина управления 14 и экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы могут быть выполнены с возможностью совместного поворота вокруг вертикальной оси 8. При разработке установки для проведения аэродинамических испытаний модели летательного аппарата в условиях его движения по взлетно-посадочной полосе целесообразно предусмотреть возможность отворота экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы с моделью летательного аппарата до угла 15-20 градусов от оси аэродинамической трубы.

Передний торец 15 экрана-имитатора 7 взлетно-посадочной полосы (см. фиг.2) целесообразно выполнить овальной формы в плане. Переднюю кромку экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы целесообразно выполнить скругленной, как показано на фиг.20.

В передней части экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед моделью летательного аппарата целесообразно разместить поперечную щель 16 (см. фиг.2, 19). Щель должна быть выполнена с возможностью обеспечения перетока пограничного слоя с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю его поверхность. Как показано на фиг 2, щель в экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы может быть выполнена из четырех отдельных секций.

Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы может быть выполнен в виде плоской панели (см. фиг.19), содержащей верхнюю и нижнюю обшивки 17, между которыми размещены поперечные перегородки 18. При этом щель экрана-имитатора выполнена в виде прорезей на нижней и верхней обшивках экрана-имитатора, которые сдвинуты относительно друг друга по направлению потока воздуха. Упомянутые поперечные перегородки размещены вблизи прорезей.

На нижней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед каждой из щелей может быть размещен козырек 19. При обтекании козырька за ним формируется зона отрывного течения с пониженным давлением, что обеспечивает переток пограничного слоя с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю поверхность. Наиболее предпочтительно выполнить козырек с обеспечением возможности изменения его угла наклона α к нижней поверхности экрана-имитатора, что позволяет регулировать расход воздуха из пограничного слоя, перетекаемого с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю поверхность.

Для замера толщины пограничного слоя на верхней поверхности экрана-имитатора может быть использованы гребенки 20, которые могут быть установлены на верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед щелью слива пограничного слоя и за ней.

Модель летательного аппарата 1 в заявляемом решении установки для аэродинамических испытаний составлена из модели планера 2 и моделей мотогондол 3. Модель планера и модели мотогондол могут быть установлены относительно друг друга с зазором 23 δ (см. фиг.3, 16). Модель планера 2 при этом может закрепляться на хвостовой державке 21. Хвостовая державка 21 при этом может быть установлена на экране-имитаторе 7 взлетно-посадочной полосы. Модель летательного аппарата на хвостовой державке необходимо установить относительно экрана-имитатора взлетно-посадочной в положении, соответствующем положению летательного аппарата при его движении по взлетно-посадочной полосе.

Модели мотогондол 3 установлены на основаниях 22 (см. фиг.3) на экране-имитаторе 7 взлетно-посадочной полосы.

Каждая из моделей мотогондол 3 (см. фиг.3-6) снабжена сквозным каналом 4 для протока воздуха, реверсивной камерой 5 и имитаторами реверсивных устройств 6. Имитаторы реверсивных устройств 6 выполнены с возможностью обеспечения истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха. Для расширения диапазона исследований в конструкции модели мотогондолы может быть предусмотрена возможность использования различных по геометрии имитаторов реверсивных устройств, что дает дополнительную возможность по поиску оптимальных конструктивных решений реверсивных устройств в условиях эксперимента.

Реверсивные камеры 5 могут быть выполнены в виде кольцевой полости, охватывающей сквозной канал модели мотогондолы.

Вблизи входа канала моделей мотогондол размещены приемники датчиков для измерения параметров входного потока 24 (см. фиг.7). В качестве датчиков параметров входного потока могут использоваться датчики температуры, датчики полного давления. Датчики параметров входного потока наиболее предпочтительно размещать в сквозном канале модели мотогондолы практически в одной плоскости, что обеспечивает измерение параметров входного потока по всему сечению канала. При испытаниях летательного аппарата, снабженного несколькими мотогондолами, например пассажирского самолета с подкрыльевым расположением двигателей с двумя мотогондолами, в одной из моделей мотогондол могут быть размещены датчики параметров входного потока для измерения его температуры, а в другой модели мотогондолы при этом могут быть размещены датчики параметров входного потока для измерения полного давления, как показано на фиг.7.

В качестве датчиков параметров входного потока для измерения температуры могут быть использованы термопары.

В качестве датчиков параметров входного потока для измерения полного давления могут быть использованы датчики стационарных давлений, обеспечивающие возможность регистрации полного давления и осреднения его значения на значительном интервале, например датчики типа MSP-32. Кроме того, в качестве датчиков полного давления могут быть использованы малоинерционные датчики давления, обеспечивающие возможность регистрации полного давления с частотой порядка 10…20 кГц, по измерениям которых может быть рассчитано отклонение δРо(τ) полного давления от его среднего значения Po и осреднения этого отклонение δРо(τ) на периоде (T) до 20 с.

Система разрежения (см. фиг.16) включает воздуховоды 25, соединенные с выходами 26 каналов 4 каждой из моделей мотогондол, средство отсоса воздуха 27 и средство обеспечения заданного уровня расхода воздуха 28 из каналов каждой из мотогондол. Вход воздуховода 25 соединен с выходом 26 канала каждой из мотогондол. Для отсоса воздуха из каналов моделей мотогондол выход воздуховода 25 соединен со средством отсоса воздуха 27 из каналов моделей мотогондол, в качестве которого может быть использован, как показано на фиг.16, эжектор, соединенный с источником воздуха высокого давления, например газгольдером. Средство обеспечения заданного уровня расхода воздуха 28, отсасываемого из каналов моделей мотогондол, может быть выполнено при этом в виде, например, многопозиционной заслонки, установленной в тракте подвода воздуха повышенного давления к эжектору. Возможны и иные конструктивные варианты выполнения системы разрежения для обеспечения отсоса воздуха из каналов моделей мотогондол с заданным уровнем расхода.

Источник газа (см. фиг.17) выполнен с обеспечением возможности генерирования газа. При этом источник газа выполнен с возможностью регулирования температуры газа от температуры окружающей среды до температуры 400°C. Кроме того, источник газа заявляемой установки выполнен с обеспечением регулирования его расхода. Источник газа соединен через магистрали подвода газа 33 (см. фиг.16, 17) с реверсивными камерами моделей мотогондол 5. Магистрали подвода газа пропущены сквозь основания моделей мотогондол 22.

Источник газа (фиг.17) может включать источник жидкого топлива 30, подогреватель газа 31, смесительную камеру 32 и газопроводы подачи газа 33 в реверсивные камеры 5 моделей мотогондол 3.

Источник топлива 30 целесообразно выполнять с обеспечением возможности подачи в подогреватель газа жидкого топлива под давлением, например, 5…15 МПа, расходом 0,1…0,5 кг/с, возможности регулирования расхода подаваемого в подогреватель жидкого топлива от номинального до нуля и слива жидкого топлива. Кроме того, источник топлива должен в целях безопасности иметь возможность ограничения предельного давления подаваемого жидкого топлива. Выход источника топлива 30 соединен с топливной магистралью 34.

Топливная магистраль 34 может быть снабжена отсечным клапаном 35, выполненным с обеспечением возможности перепуска жидкого топлива через топливную магистраль в подогреватель газа 31 или перекрытия подачи жидкого топлива в подогреватель газа. Отсечной клапан 35 может быть выполнен в виде трехпозиционного распределителя с серводействием, клапанами и золотниковым распределителем, имеющем три положения: нейтральное, подача топлива в подогреватель, сброс топлива на слив. При этом в нейтральном положении магистраль 34 подачи топлива в подогреватель газа 31 перекрыта.

Подогреватель газа 31 (см. фиг.18) должен обеспечивать сжигание жидкого топлива. Первый вход 36 подогревателя газа соединен с топливной магистралью 34. Второй вход 37 подогревателя газа соединен через первый выход тройника 40 с магистралью подвода сжатого воздуха 38. В качестве жидкого топлива в установке наиболее целесообразно использовать керосин, при этом при его сжигании в подогревателе может быть получен газ температурой 1000…1100°C.

Магистраль 38 подачи сжатого воздуха снабжена регулируемым клапаном 39, выполненным с обеспечением возможности регулирования расхода пропускаемого сжатого воздуха.

Выход 41 подогревателя газа через первый управляемый дроссель 42 соединен с диффузором аэродинамической трубы и через второй управляемый дроссель 43 соединен с первым входом 44 смесительной камеры 32. Второй вход 45 смесительной камеры 32 соединен со вторым выходом тройника 40. Выход смесительной камеры 32 соединен с газопроводами подачи газа 33 в реверсивные камеры 5 моделей мотогондол 3.

Подогреватель газа 31 (см. фиг.18) может содержать цилиндрообразный корпус 46, внутри которого помещена камера сгорания 47 с форсункой 48. Упомянутый выше первый вход 36 подогревателя газа размещен на боковой стенке корпуса, выполнен в виде штуцера и соединен форсункой 48. На первом торце корпуса подогревателя газа, выполненного в виде фланца, размещен второй вход 37 подогревателя газа, а на втором торце, также выполненного в виде фланца, - выход 41 подогревателя газа. Камера сгорания 47 выполнена в виде тонкостенного осесимметричного кожуха, в котором выполнены прорези 50. Один торец кожуха камеры сгорания выполнен закрытым, на нем размещена форсунка 48, другой торец кожуха открыт и обращен к выходу 41 подогревателя газа. Камера сгорания размещена с зазором относительно стенок корпуса.

При проведении аэродинамических испытаний модель летательного аппарата, составленную из модели планера и моделей мотогондол, размещают в рабочей части аэродинамической трубы на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы. Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы разворачивают вместе с моделью летательного аппарата на заданный угол скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы и проводят обдув модели летательного аппарата воздушным потоком аэродинамической трубы. Обдув модели летательного аппарата начинают от скорости, близкой посадочной скорости летательного аппарата. При обдуве с использованием средств аэродинамической трубы монотонно уменьшают скорость воздушного потока.

При обдуве модели воздушный поток пропускают через сквозные каналы моделей мотогондол и отсасывают его из сквозных каналов с помощью средства отсоса воздуха 22. Отсасывание проводят с заданным уровнем расхода, задавая его с помощью средства регулирования расхода 28. В случае необходимости в процессе обдува изменяют уровень расхода отсасываемого воздуха.

При имитации реверсивных струй силовой установки газом с температурой, близкой температуре окружающей среды в соответствии со вторым вариантом способа испытаний, перекрывают отсечной клапан 35, и, используя клапан 39, первый 42 и второй 43 управляемые дроссели, подают газ в реверсивные камеры мотогондол с заданным уровнем расхода.

При имитации реверсивных струй силовой установки с температурой, превышающей температуру окружающей среды в соответствии с первым заявляемым вариантом способа испытаний, открывают отсечной клапан 35 и подают жидкое топливо в подогреватель. Сжатый воздух через клапан 39 и тройник 40 подают в подогреватель, где проводят сжигание жидкого топлива. В начале работы перекрывают управляемый дроссель 43 и через дроссель 42 газ из подогревателя направляется в диффузор аэродинамической трубы 47. После установления заданной температуры горячий газ направляется в реверсивные камеры моделей мотогондол.

При обдуве модели летательного аппарата датчики параметров входного потока измеряют необходимые параметры.

Заявляемая установка для аэродинамических испытаний обеспечивает проведение испытаний в соответствии с первым и вторым заявляемыми способами испытаний. На фиг.21 приведены результаты экспериментов по определению скорости реинжекции - началу попадания реверсивных струй во входное сопло модели воздухозаборника в зависимости от расхода газа через реверсивное устройство, полученные в соответствии с первым заявляемым способом испытаний (кривая 51) и в соответствии со вторым вариантом заявляемого способа испытаний (кривая 52). Сравнение результатов показывает, что результаты практически совпадают.

Кроме проведения экспериментов в соответствии с заявляемыми способами аэродинамических испытаний, заявляемая установка может быть использована и для других испытаний по исследованию влияния реверсивных струй на характеристики летательного аппарата и его движение по взлетно-посадочной полосе.

1. Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата, составленной из модели планера и моделей мотогондол со сквозными каналами для протока воздуха и реверсивными камерами с имитаторами реверсивных устройств, при котором модель летательного аппарата размещают в рабочей части аэродинамической трубы на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы, разворачивают его вместе с моделью летательного аппарата на заданный угол скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы, проводят обдув модели летательного аппарата воздушным потоком аэродинамической трубы, сопровождаемый монотонным уменьшением скорости воздушного потока от значения, близкого посадочной скорости летательного аппарата, при этом при обдуве модели имитируют расход воздуха через двигатели, пропуская воздушный поток аэродинамической трубы сквозь каналы моделей мотогондол, отсасывая его из каналов с заданным уровнем расхода и выводя его за пределы рабочей части аэродинамической трубы, имитируют реверсивные струи силовой установки, подавая в реверсивные камеры моделей мотогондол горячий газ с заданным уровнем расхода и направляя его при этом воздействием упомянутых имитаторов реверсивных устройств навстречу набегающему воздушному потоку, измеряют температуру потока вблизи входа сквозного канала, по крайней мере, одной из моделей мотогондол, и по возрастанию температуры воздушного потока судят о попадании реверсивных струй силовой установки в канал модели мотогондолы.

2. Способ аэродинамических испытаний по п.1, отличающийся тем, что в качестве газа используют смесь продуктов сгорания жидкого топлива и воздуха.

3. Способ аэродинамических испытаний по п.2, отличающийся тем, что при обдуве модели летательного аппарата перед подачей горячего газа в реверсивные камеры продукты сгорания жидкого топлива смешивают с воздухом и, изменяя расход воздуха, доводят температуру газа до заданной, перепуская при этом полученный газ в диффузор аэродинамической трубы, а после достижения газом заданной температуры направляют его в реверсивные камеры моделей мотогондол.

4. Способ аэродинамических испытаний по п.1, отличающийся тем, что при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха проводят отсос пограничного слоя с поверхности экрана имитатора взлетно-посадочной полосы перед моделью летательного аппарата.

5. Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата, составленной из модели планера и моделей мотогондол со сквозными каналами для протока воздуха и реверсивными камерами с имитаторами реверсивных устройств, при котором модель летательного аппарата размещают в рабочей части аэродинамической трубы на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы, разворачивают его вместе с моделью летательного аппарата на заданный угол скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы, проводят обдув модели летательного аппарата воздушным потоком аэродинамической трубы, сопровождаемый монотонным уменьшением скорости воздушного потока от значения, близкого посадочной скорости летательного аппарата, при этом при обдуве модели имитируют расход воздуха через двигатели, пропуская воздушный поток аэродинамической трубы сквозь каналы моделей мотогондол, отсасывая его из каналов с заданным уровнем расхода и выводя его за пределы рабочей части аэродинамической трубы, имитируют реверсивные струи силовой установки, подавая в реверсивные камеры моделей мотогондол газ с заданным уровнем расхода и направляя его при этом воздействием упомянутых имитаторов реверсивных устройств навстречу набегающему воздушному потоку, измеряют полное давления потока вблизи входа канала, по крайней мере, одной из моделей мотогондол, рассчитывают относительную амплитуду пульсаций полного давления входного потока, по возрастанию которой судят о попадании реверсивных струй в сквозной канал модели мотогондолы.

6. Способ аэродинамических испытаний по п.5, отличающийся тем, что в качестве газа используют воздух.

7. Способ аэродинамических испытаний по п.5, отличающийся тем, что при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха проводят отсос пограничного слоя с поверхности экрана имитатора взлетно-посадочной полосы перед моделью летательного аппарата.

8. Установка для аэродинамических испытаний, содержащая экран-имитатор взлетно-посадочной полосы, выполненный с передним торцом овальной формы в плане и с возможностью разворота относительно вертикальной оси, модель летательного аппарата, установленную на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы и составленную из модели планера и моделей мотогондол, каждая из которых закреплена на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы на основании и снабжена сквозным каналом для протока воздуха, вблизи входа которого размещены приемники датчиков для измерения параметров входного потока, реверсивной камерой с имитаторами реверсивных устройств, выполненных с возможностью обеспечения истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха, систему разрежения, соединенную воздуховодами с выходами сквозных каналов каждой из моделей мотогондол и снабженную средством отсоса воздуха и средством обеспечения заданного уровня расхода воздуха из каналов мотогондол, источник газа, обеспечивающий возможность генерирования газа с заданным расходом и заданной температурой из диапазона от температуры окружающей среды до температуры 400°С и заданным расходом и соединенный магистралями подвода газа, пропущенными сквозь упомянутые основания, с реверсивными камерами моделей мотогондол.

9. Установка для аэродинамических испытаний по п.8, отличающаяся тем, что источник газа включает источник жидкого топлива, подогреватель газа и смесительную камеру, при этом выход источника жидкого топлива соединен через топливную магистраль, снабженную отсечным клапаном, с первым входом подогревателя, второй вход которого соединен через первый выход тройника с магистралью подачи сжатого воздуха, снабженную регулируемым клапаном, выполненным с обеспечением возможности регулирования расхода сжатого газа, выход подогревателя газа через первый управляемый дроссель соединен с диффузором аэродинамической трубы, а через второй управляемый дроссель - с первым входом смесительной камеры, при этом второй вход смесительной камеры соединен со вторым выходом упомянутого тройника, а выход смесительной камеры соединен с газопроводами подачи газа в реверсивные камеры моделей мотогондол.

10. Установка для аэродинамических испытаний по п.9, отличающаяся тем, что подогреватель газа содержит цилиндрообразный корпус с камерой сгорания и помещенную внутри нее форсунку, при этом первый вход подогревателя газа размещен на боковой стенке корпуса и соединен форсункой, на одном торце корпуса подогревателя газа размещен второй вход подогревателя газа, а на другом торце - выход подогревателя газа, камера сгорания выполнена в виде снабженного прорезями тонкостенного осесимметричного кожуха с открытым торцом, обращенным к выходу подогревателя газа, и размещена с зазором относительно корпуса.

11. Установка для аэродинамических испытаний по п.8, отличающаяся тем, что передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы выполнен со скругленной передней кромкой.

12. Установка для аэродинамических испытаний по п.8, отличающаяся тем, что экран-имитатор взлетно-посадочной полосы снабжен поперечной щелью, выполненной с возможностью обеспечения перетока пограничного слоя с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю его поверхность.

13. Установка для аэродинамических испытаний по п.12, отличающаяся тем, что на нижней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед каждой из щелей размещены козырьки, выполненные с обеспечением возможности изменения их углов наклона к нижней поверхности экрана-имитатора.

14. Установка для аэродинамических испытаний по п.12, отличающаяся тем, что экран-имитатор взлетно-посадочной полосы выполнен в виде плоской панели, включающей верхнюю и нижнюю обшивки и поперечные перегородки, размещенные между ними, при этом щель экрана-имитатора выполнена в виде прорезей на нижней и верхней обшивках экрана-имитатора, которые сдвинуты относительно друг друга по направлению потока воздуха, причем упомянутые поперечные перегородки размещены вблизи прорезей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к аэродинамическим испытаниям на установках для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов при работе силовой установки в режиме реверса тяги при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе.

Изобретение относится к оборудованию для научно-исследовательских работ. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик при проведении исследований летательных аппаратов. .

Изобретение относится к технике проведения климатических испытаний различных, в частности радиотехнических, изделий. .

Изобретение относится к испытательной технике, а именно к испытаниям подкрановых конструкций. .

Изобретение относится к линейному исполнительному механизму, в частности для дистанционного управления регулируемыми компонентами аэродинамических моделей. .

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при изготовлении аэродинамических моделей (АДМ) транспортных средств, например самолетов, ракет, автомобилей, железнодорожного транспорта и т.д.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к устройствам для определения аэродинамических характеристик моделей различных модификаций в сверхзвуковой аэродинамической трубе, и может быть использовано в авиационной и аэрокосмической промышленности.

Изобретение относится к области экспериментальной аэрогазодинамики и может быть использовано в импульсных установках для нагрева сжатого давлением газа, когда при моделировании и экспериментальном исследовании струйных течений в вакуумных камерах требуется импульсный нагрев сжатого воздуха давлением 10-30 МПа до температуры 500-600 К и выше

Изобретение относится к области строительства атомных электрических станций, в частности к испытанию герметичных защитных оболочек реакторных отделений на прочность и герметичность

Изобретение относится к контролю качества измерения массовой плотности для многофазной смеси флюидов, а также к определению фактического значения характеристического отношения смеси флюидов и фактического значения параметра, воздействующего на характеристическое отношение смеси флюидов, для многофазной смеси флюидов

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиационной промышленности при исследовании процессов обледенения различных объектов, например самолетов

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности для исследований нестационарной аэродинамики машущего крыла

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, предназначенному для гидроиспытаний корпусов ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) на внутреннее давление

Изобретение относится к аэродинамическим испытаниям авиационной техники

Изобретение относится к области теории управления, а именно к способам определения постоянных времени формирования пограничного слоя упруго опертой жесткой пластины на основе оценки устойчивости упругих пластин при дозвуковом обтекании потоком газа, и может быть использовано в авиационной технике

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока газа в диапазоне чисел Маха 4-20 в лабораторных условиях
Наверх