Способ определения подъемной силы аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата



Способ определения подъемной силы аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата
Способ определения подъемной силы аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата
Способ определения подъемной силы аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2435150:

Тяппо Александр Евгеньевич (BY)
Тяппо Андрей Александрович (BY)

Изобретение относится к аэродинамическим испытаниям авиационной техники. Способ определения подъемной силы аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата, включает форму крыла, которую задают в виде компьютерной графики, действие внешних сил от набегающего воздушного потока под углом атаки на аэродинамический профиль крыла (1), имеющего нижнюю поверхность (2) и верхнюю поверхность (3). Подъемную силу определяют по системе уравнений с учетом площади крыла, коэффициента кривизны, плотности и скорости набегающего воздушного потока в процессе обдува крыла (1). Изобретение направлено на повышение точности. 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, преимущественно к области конструирования крыльев и фюзеляжей летательных аппаратов тяжелее воздуха и подводных и надводных судов, и может быть использовано в различных областях хозяйственной деятельности.

Известен способ определения подъемной силы и силы сопротивления аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата, включающий измерения площади крыла, плотности и скорости набегающего воздушного потока в процессе обдува крыла или тела вращения набегающим воздушным потоком в аэродинамической трубе [1].

Недостаток известного способа заключается в технической сложности как самой аэродинамической трубы, так и измерительной аппаратуры, кроме того, его отличает высокая стоимость, большие временные затраты, что не всегда технологично и экономически не выгодно.

В качестве прототипа принят способ определения подъемной силы и силы сопротивления аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата, включающий измерения площади крыла, плотности и скорости набегающего воздушного потока в процессе обдува крыла или модели летательного аппарата набегающим воздушным потоком [2].

Прототип не решает технической задачи определения высокой точности определения подъемной силы и силы сопротивления аэродинамического профиля и, как правило, требует коррекции упомянутых параметров непосредственно после испытаний натурного образца летательного аппарата.

Изменение воздушной скорости компенсируется увеличением или уменьшением режима работы источника ветрового потока аэродинамической трубы и производится со значительными искажениями, которые вносят искажения в точность.

Таким образом, известный уровень технологии определения подъемной силы и силы сопротивления аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата, требует изготовления модели подобия будущего натурного гигантского летательного аппарата, проведения его аэродинамической обдувки набегающим ветровым потоком и определения в процессе обдувки аэродинамических коэффициентов с допускаемой погрешностью, которую необходимо устранять при непосредственных натурных испытаниях летательного аппарата с натуральную величину, кроме того, чем больше различия в скорости летательного аппарата и скорости его обдува в аэродинамической трубе, тем больше возникает погрешность между расчетами и фактическими показателями аэродинамических коэффициентов.

В основу изобретения поставлена техническая задача определения оптимального значения подъемной силы и силы сопротивления аэродинамического профиля на основании действительных значений величины аэродинамических коэффициентов путем исключения аэродинамической продувки не только натурализованного летательного аппарата, но и его модели.

Техническая задача достигается тем, что в способе определения подъемной силы и силы сопротивления аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата, включающем измерение площади крыла, плотности и скорости набегающего воздушного потока в процессе обдува крыла набегающим воздушным потоком, согласно изобретению форму крыла задают в виде компьютерной графики, по которой определяют коэффициент кривизны верхней и нижней поверхностей крыла, и по параметрам площади крыла, плотности, скорости набегающего воздушного потока и согласующего коэффициента, учитывающего материал покрытия крыла, определяют действительную величину подъемной силы по следующей системе уравнений:

1.

2.

3.

где Fдавл.уч.2=f(ρ v sуч.2 α rуч.2 k1)

Fдавл.уч.1=f(ρ v sуч.1 α rуч.1 k1)

Fдавл.уч.3=f(ρ v sуч.3 α rуч.3 k1)

Fдавл.уч.4=f (ρ v sуч.4 α rуч.4 k1)

Y - подъемная сила крыла

Fдавл.и.поверхн. - сила давления, действующая на нижнюю поверхность

Fдавл.верхн.поверхн. - сила давления, действующая на верхнюю поверхность

ρ - плотность набегающего воздушного потока

v - скорость набегающего воздушного потока

α - угол атаки крыла

r1 r2 r3 r4 - коэффициент, учитывающий кривизну, соответственно участкам, 1-4, нижней поверхности крыла

k1 - согласующий коэффициент, учитывающий материал покрытия

sуч.2 - площадь участка с пониженным давлением, действующим на аэродинамический профиль

rуч.2 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с пониженным давлением

sуч.1 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

rуч.1 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

sуч.3 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

rуч.3 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

sуч.4 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

rуч.4 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль.

Технический результат изобретения характеризуется возможностью без аэродинамической обдувки определять аэродинамические коэффициенты.

Для лучшего понимания изобретение поясняется чертежами, где

Фиг.1 - общий вид аэродинамического профиля крыла со схемой преобразования набегающего воздушного потока на профиль крыла;

Фиг.2 - описывает график изменения сил трения и сил давления на верхней поверхности;

Фиг.3 - описывает график изменения сил трения и сил давления на нижней поверхности крыла.

Полная аэродинамическая сила крыла является результирующей трех ее составляющих сил: силы лобового давления, подъемной силы и силы трения. На основании этих сил основан полет летательных аппаратов тяжелее воздуха в воздушной среде. Причиной подъемной силы является разность давлений на верхней и нижней поверхностях крыла при несимметричном обтекании его набегающим потоком встречного воздуха. Величина подъемной силы зависит от скорости потока, плотности и температуры воздуха, формы крыла и его площади.

Способ определения подъемной силы и силы сопротивления аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата, включает следующие технологические признаки.

Форму крыла задают в виде компьютерной графики по фиг.1. Рассматривая схему действия внешних сил от набегающего ветрового потока А, движущегося со скоростью V и ρ - плотностью.

На аэродинамическом профиле крыла 1, имеющего нижнюю поверхность 2 и верхнюю поверхность 3, образованную участком 1 и участком 2, оцениваем подъемную силу Y крыла, исходя из действия набегающего потока А воздуха под углом α атаки крыла 1, подъемной силы действующего вдоль хорды O-O профиля крыла 1.

Путем определения площади крыла, плотности ρ и скорости V набегающего воздушного потока А в процессе учета параметров набегающего воздушного потока на профиль крыла 1 по фиг.1 определяют коэффициент кривизны по заданному алгоритму верхней поверхности 3 крыла 1 и нижней поверхности 2 крыла 1. По параметрам: sуч.2 - площадь участка с пониженным давлением, действующим на аэродинамический профиль; rуч.2 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с пониженным давлением; sуч.1 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль; rуч.1 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль; sуч.3 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль; rуч.3 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль; sуч.4 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль; rуч.4 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль; плотности ρ, скорости V набегающего воздушного потока А и согласующего коэффициента k1, учитывающего материал покрытия крыла, определяют действительную величину подъемной силы Y по следующей системе уравнений:

4.

5.

6.

где Fдавл.уч.2=f(ρ v sуч.2 α rуч.2 k1)

Fдавл.уч.1=f(ρ v sуч.1 α rуч.1 k1)

Fдавл.уч.3=f(ρ v sуч.3 α rуч.3 k1)

Fдавл.уч.4=f(ρ v sуч.4 α rуч.4 k1)

Y - подъемная сила крыла

Fдавл.н.поверхн. - сила давления, действующая на нижнюю поверхность

Fдавл.верхн.поверхн. - сила давления, действующая на верхнюю поверхность

ρ - плотность набегающего воздушного потока

v - скорость набегающего воздушного потока

α - угол атаки крыла

r1 r2 r3 r4 - коэффициент, учитывающий кривизну, соответственно участкам, 1-4, нижней поверхности крыла

k1 - согласующий коэффициент, учитывающий материал покрытия

sуч.2 - площадь участка с пониженным давлением, действующим на аэродинамический профиль

rуч.2 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с пониженным давлением

sуч.1 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

rуч.1 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

sуч.3 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

rуч.3 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

sуч.4 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль

rуч.4 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль.

Как следует из анализа приведенных на фиг.2 и фиг.3 графиков, построенных в координатах: v - скорость набегающего воздушного потока А - Fсопр. сила сопротивления аэродинамического профиля, значения сил Fтр трения и сил Fдавл давления изменяются не в одинаковой степени при росте скорости V набегающего воздушного потока А. Очевидно, что силы трения Fтр на фиг.2 имеют алгоритм изменения, отличный от алгоритма сил Fтр трения на фиг.3. Разница в том, что фиг.2 описывает изменение сил Fтр трения на верхней поверхности 3, а фиг.3 описывает изменение сил Fтр трения на нижней поверхности 2 крыла 1. Те же различия характерны и для сил Fдавл давления. Суммарное решение этих уравнений при введении необходимых числовых данных решает задачи по нахождению силы сопротивления и действительной величины подъемной силы Y без обдувки крыла или любого исследуемого аэродинамического профиля, как то: тела вращения, эллипсоида и др. тел. Возможны варианты, когда на какой-либо скорости данные обдувки двух обтекаемых тел, например профили крыльев, могут быть одинаковы, а их составляющие - разными, например, верхние и нижние поверхности вносят различный вклад в общий коэффициент сопротивления. Следовательно, при изменении скорости V набегающего воздушного потока А на аэродинамические профили крыльев значения коэффициентов, учитывающих форму аэродинамических профилей, начнут быстро расходиться в своих численных значениях.

Таким образом, новая технология, регламентирующая размерные и динамические соотношения аэродинамических профилей, их взаимосвязь со скоростью V набегающего воздушного потока А и согласующий коэффициент k, позволяют учитывать полеты в особых условиях, например, когда во время сильного дождя поверхность аэродинамических профилей самолета обдувается не только набегающим воздухом, но и омывается водой, при этом на поверхности аэродинамического профиля образуется тончайшая пленка воды. Вязкость воздуха при взаимодействии с водой отлична от взаимодействия воздуха с другим телом, а значит, и аэродинамические коэффициенты в этих случаях будут различны. Новая технология, основанная на полученных алгоритмах, показывает, что водяная капля летит значительно медленнее, чем точно такой же формы тело, состоящее из другого материала. Более того, расчеты дают именно такую форму капли, как имеющую в полете на данной скорости наименьшее сопротивление. Таким образом, в известных формулах, используемых в настоящее время по базовой технологии, размерные соотношения для определения аэродинамических сил

необходимо учитывать согласующий коэффициент k, который зависит от материала из которого изготовлена поверхность аэродинамического профиля, следовательно, формулы (4, 5) примут следующий вид:

Y - подъемная сила, X - сила сопротивления

V2 - скорость обдува,

Cy - коэффициент,

S - площадь крыла - поперечного сечения для тела вращения,

ρ - плотность

коэффициент k характеризуется тем, что идентичные аэродинамические профили при обдуве на одних и тех же скоростях, но изготовленные из разных материалах будут иметь различные величины Х и Y. Более того, формулы (6-7) справедливы лишь на скоростях, близких к скорости обдува аэродинамического профиля в аэродинамической трубе. Особенно быстро это различие начинает сказываться на малых скоростях полетов.

Учитывая, что традиционно делать расчеты, используя коэффициенты Cy и Cx, можно найти их значения на основе формул (4), (5).

где Cx и Cy - аэродинамические коэффициенты для крыла; Cx - аэродинамический коэффициент для обтекаемых тел вращения. Технологически необходимо определить базовые значения коэффициентов Cy и Cx для какого-либо эталонного материала крыла. Для учета изменения величины Cy и Cx при определении аэродинамических сил для крыла идентичного профиля, но изготовленного из другого материала, - необходимо значения коэффициентов Cy и Cx умножить на согласующий коэффициент k, который для каждого материала имеет свое значение. Следовательно, формулы (7, 8) будут справедливы при учете коэффициента k.

Изобретение по новому способу дает возможность без аэродинамической обдувки определять аэродинамические коэффициенты, объясняет причину отклонений численных значений коэффициентов от значений, полученных при обдувке в аэродинамической трубе, в случае если эти скорости отличаются от скоростей, при которых тело обдувалось в аэродинамической трубе, а также дает теоретическое обоснование изменения этих коэффициентов в зависимости от высоты полета.

Используя новый способ, появляется возможность определять критические углы атаки исследуемых профилей с учетом изменения высоты полета, скорости и ряда других параметров, в т.ч. и водного транспорта и других аэрогидродинамических тел.

В основу изобретения заложена технология, позволяющая оптимизировать величину согласующего коэффициента, учитывающего различие механической обработки верхней и нижней поверхностей крыла, материал покрытия, размерные изменения сил давления и трения, которые позволяют добиться максимального значения аэродинамического качества летательного аппарата в зависимости от скорости полета - обдувки.

Пример.

Как следует из источника [2] с.49 «…Обтекаемое тело вращения каплевидной формы с отношением длины тела к наибольшему его диаметру, которое выражается как величина удлинения, равного 5, у которого коэффициент сопротивления Cx=0,006.

Если в формулу (5) ввести реальные данные силы сопротивления аэродинамического тела на скорости обдува этого тела в аэродинамической трубе при V=100 м/с и радиусе, равном 0,2345 м, то сила сопротивления будет равна 6,47 кГ. Аналогичные данные могут быть получены при использование заявленного способа. Если же в формулу (5) ввести данные этого же тела, но при скорости обдува 50 м/с, то сила сопротивления в этом случае будет равна 1,62 кГ. Заявленный способ дает величину данного значения, равную 1,9969 кГ. Еще большее расхождение получается при нахождении силы сопротивления на скорости 5 м/с.Формула (5) при подстановке данных дает значение величины силы, равное 0,0162 кГ. Заявленный способ дает значение величины силы, равное 0,1056 кГ.

Таким образом, приведенный пример показывает, что известная технология дает значительную погрешность при изменении параметра скорости, для которой необходимо определить величину силы сопротивления. При этом, чем больше величина отклонения искомой скорости от скорости, при которой производилась обдувка, например, при ее номинальном значении, равном 100 м/с, тем больше возникает величина погрешности в расчете сил сопротивления, чего не наблюдается при использовании заявленного способа.

По аналогии, очевидно, что известный способ дает значительную погрешность когда размеры аэродинамического тела каплевидной формы будут отличны от размеров аналогичного тела, но с другими размерными параметрами, для которого производилась обдувка.

Например, для аэродинамического тела каплевидной формы с величиной удлинения, равной 5, но радиусом 50 см при нахождении сил сопротивлении его на скорости 50 м/с формула 5 дает значение величины силы сопротивления 7,36 кГ. По заявленному изобретению значение величины силы сопротивления равно 9,11 кГ, что коррелирует, как показывают натурные испытания летательного аппарата, с параметрами летательного аппарата в реальных условиях при его полете.

Промышленное освоение изобретения предполагается на территории стран СНГ.

Источники информации

1. Политехнический словарь, «Советская Энциклопедия». Москва. 1976, с.41.

2. А.А.Жабров. Теория и техника полета. Редиздат Аэрофлота. 1956, с.48.

Способ определения подъемной силы аэродинамического профиля, преимущественно крыла летательного аппарата, включающий измерение площади крыла, плотности и скорости набегающего воздушного потока в процессе обдува крыла или тела вращения набегающим воздушным потоком, отличающийся тем, что форму крыла задают в виде компьютерной графики, по которой определяют коэффициент кривизны верхней и нижней поверхностей крыла, а по соотношению параметров площади крыла, плотности, скорости набегающего воздушного потока и согласующего коэффициента, учитывающего материал покрытия крыла, определяют величину подъемной силы и силы сопротивления по следующей системе уравнений:
Y=Fдавл.н.поверхн.-Fдавл.верхн.поверхн.,
Fдавл.н.поверхн.=Fдавл.уч.3+Fдавл.уч.4,
Fдавл.верхн.поверхн.=Fдавл.уч.2-Fдавл.уч.1,
где Y - подъемная сила крыла,
Fдавл.уч.2=f(ρ v Sуч.2 α rуч.2 k1),
Fдавл.уч.1=f(ρ v Sуч.1 α rуч.1 k1),
Fдавл.уч.3=f(ρ v Sуч.3 α rуч.3 k1),
Fдавл.уч.4=f(ρ v Sуч.4 α rуч.4 k1),
Fдавл.н.поверхн. - давление, действующее на нижнюю поверхность,
Fдавл.верхн.поверхн. - давление, действующее на верхнюю поверхность,
ρ - плотность набегающего воздушного потока,
v - скорость набегающего воздушного потока,
α - угол атаки крыла,
r1, r2, r3, r4 - коэффициенты, учитывающие кривизну, соответственно участкам 1-4 нижней поверхности крыла,
k1 - согласующий коэффициент, учитывающий материал покрытия,
Sуч.2 - площадь участка с пониженным давлением, действующим на аэродинамический профиль,
rуч.2 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с пониженным давлением,
Sуч.1 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль,
rуч.1 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль,
Sуч.3 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль,
rуч.3 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль,
Sуч.4 - площадь участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль,
rуч.4 - коэффициент, учитывающий кривизну участка с повышенным давлением, действующим на аэродинамический профиль.



 

Похожие патенты:

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 экспериментальной аэродинамике, в частности для исследований нестационарной аэродинамики машущего крыла. .

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

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

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 аэродинамических испытаний, в частности к установкам для исследования режима реверса тяги силовой установки летательного аппарата при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе.

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 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

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

Изобретение относится к испытательным машинам, а конкретно к каплеударным испытательным установкам

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов и может быть использовано при динамических испытаниях моделей различных летательных аппаратов в аэродинамической трубе

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам изготовления телекоммуникационных спутников, в составе которых применяется система терморегулирования (СТР) с двухфазным теплоносителем - например, аммиаком

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования преимущественно в авиационной промышленности при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению в естественных условиях

Изобретение относится к конструкции и способу изготовления лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов при испытаниях в аэродинамических трубах

Изобретение относится к области измерительной и испытательной техники и предназначено для сертификации порошковых систем пожаротушения на борту транспортного средства
Наверх