Устройство для определения аэродинамических характеристик модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе

Предлагаемое изобретение относится к измерительной технике, а именно к устройствам для определения аэродинамических характеристик моделей различных модификаций в сверхзвуковой аэродинамической трубе, по которым определяются суммарные аэродинамические характеристики натурного летательного аппарата, движущегося с гиперзвуковой скоростью, и может быть использовано в авиационной и аэрокосмической промышленности. Сущность изобретения заключается в том, что в устройстве для определения аэродинамических характеристик модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе, содержащем модель со съемной головной частью, закрепленной на тензовесах путем посадки ее на коническую часть и зафиксированной болтом, соединенных с державкой, установленной в трубе, тензостанцию и пульт управления, расположенные в аэродинамической трубе, внутри корпуса модели закреплен стакан с отверстиями и спиральными канавками снаружи и установлен посредством переходника с двумя полостями с отверстиями и упора на тензовесах, а спиральные канавки через отверстие в стакане и полости соединены с системой охлаждения, расположенной в препараторской. Технический результат заявленного изобретения - повышение точности, надежности измерения аэродинамических характеристик модели, снижение стоимости при испытаниях в сверхзвуковой аэродинамической трубе и сокращение времени проведения испытаний. 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к измерительной технике, а именно к устройствам для определения аэродинамических характеристик модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе, по которым определяются суммарные аэродинамические характеристики натурного изделия, движущегося со сверхзвуковой скоростью, и может быть использовано в авиационной и аэрокосмической промышленности.

Известно устройство для определения аэродинамических характеристик модели, содержащее модель тела вращения, закрепленную на тензовесах (внутримодельных тензометрических весах) посредством болта и установеленную на державке в аэродинамической трубе (Н.Ф.Краснов и другие. Прикладная аэродинамика. Москва. Высшая школа. 1974 г., с.240-248).

Существенным недостатком этого устройства является конструкция узла крепления модели на тензовесах, не обеспечивающая точность замера параметров модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе из-за мощного теплового потока, перетекающего с модели непосредственно на тензовесы. При числах Маха больше 5 температура торможения изменяется с 540° до 1500° при М, равном 10,5.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому результату является устройство для определения сил и моментов модели, действующих на нее при испытаниях в сверхзвуковой аэродинамической трубе, содержащее модель со съемной головной частью, закрепленной на тензовесах путем посадки ее на коническую часть и зафиксированной болтом, тензовесы, соединенные с державкой, установленные в трубе тензостанцию и пульт управления, расположенные в препараторской аэродинамической трубе (Н.Ф.Краснов и другие. Прикладная аэродинамика. Москва. Высшая школа. 1974 г., с.277-282).

Недостатком известного устройства является то, что узел крепления модели, состоящей из съемной головной части, закрепленной на тензовесах путем посадки ее на коническую поверхность тензовесов и зафиксированной фиксатором, не позволяет обеспечить точность и надежность определения аэродинамических сил и моментов модели при больших сверхзвуковых скоростях потоков в трубе из-за конструкции модели и установки ее при испытаниях в сверхзвуковой аэродинамической трубе. Головная часть модели при испытаниях сильно нагревается, мощный поток непосредственно передается на тензовесы. Они перестают нормально работать. Результаты испытаний получаются неточными. Для получения достоверных результатов приходится проводить много серий испытаний. Все это значительно удорожает стоимость экспериментов.

Кроме того, в известном устройстве на тензовесы действует мощный тепловой поток непосредственно от корпуса модели. В результате показания тензовесов при испытаниях в сверхзвуковой аэродинамической трубе при сверхзвуковых скоростях в трубе и их работа не обеспечивают получение точных и надежных измерений аэродинамических характеристик модели.

Технический результат предлагаемого изобретения - повышение точности, надежности измерения аэродинамических характеристик модели, снижение стоимости при испытаниях в сверхзвуковой аэродинамической трубе и сокращение времени проведения испытаний.

Указанный технический результат предлагаемого изобретения достигается тем, что в устройстве для определения аэродинамических характеристик модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе, содержащем модель со съемной головной частью, закрепленной на тензовесах путем посадки ее на коническую часть и зафиксированной болтом, соединенных с державкой, установленной в трубе, тензостанцию и пульт управления, расположенные в препараторской трубы, внутри корпуса модели закреплен стакан с отверстиями и спиральными канавками снаружи, который установлен посредством переходника с двумя полостями с отверстиями и упора на тензовесах, а спиральные канавки через отверстия в стакане и полости соединены с системой охлаждения, расположенной в препараторской.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид устройства.

Устройство для определения аэродинамических характеристик модели 1 в сверхзвуковой аэродинамической трубе содержит модель 1 со съемной головной частью 2, закрепленной на тензовесах 3 путем посадки ее на коническую часть 4 и зафиксированной болтом 5, соединенных с державкой 6, установленной в трубе 7, тензостанцию 8 и пульт управления 9, расположенные в препараторской 10. Внутри корпуса 11 модели 1 закреплен винтами 12 стакан 13, на наружной поверхности 14 стакана 13 выполнены спиральная канавка 15 и спиральная канавка 16. Внутри стакана 13 установлен на фиксаторе 17 переходник 18 с герметичной полостью 19 и герметичной полостью 20. В стакане 13 спиральная канавка 15 соединена отверстием 21 с полостью 19, а спиральная канавка 16 отверстием 22 с полостью 20. Переходник 18 упором 23 посредством болта 5 зафиксирован на тензовесах 3. Полости 20 и 19 соответственно соединены шлангами 24 и 25 с системой охлаждения 26, расположенной в препараторской 10. В качестве охлаждающей жидкости 27 применяется вода 28 и другие жидкости. На державке 6 над тензовесами 3 установлен цилиндр 29, дополнительно предохраняющий их от нагрева при испытаниях модели 1. Из препараторской 10 охлаждающая жидкость 27 подается через шланг 24 под большим давлением.

Расположение внутри корпуса 11 модели 1 стакана 13 спиральных канавок 15 и 16, по которым под большим давлением протекает охлаждающая жидкость 28, снижает температуру нагрева корпуса 11 модели 1, обеспечивая тем самым нормальную работу тензовесов 3, а также повышает точность определения аэродинамических характеристик модели 1.

Выполнение внутри стакана 13 отверстий 21 и 22, соединяющих спиральные канавки 15 и 16 с герметичными полостями 19 и 20 для движения охлаждающей жидкости 27, значительно уменьшает тепловой поток от корпуса 11 модели 1 на тензовесы 3, повышает надежность и точность работы их при испытаниях и во много раз сокращает время проведения экспериментальных работ. Установка цилиндра 29 над тензовесами 3 также уменьшает влияние теплового потока от корпуса 11 модели 1 на работу тензовесов 3

В основе устройства для определения аэродинамических сил и моментов, действующих на модель, применяется весовой метод, основанный на применении внуримодельных тензовесов.

Работа устройства заключается в следующем: на державке 6 устанавливаются тензовесы 3 и цилиндр 29. С помощью болта 5 на конической части 4 крепится переходник 18 со шлангами 24 и 25. Затем фиксаторами 17 на переходнике 18 размещается стакан 13, на стакане 13 винтами 12 крепится модель 1. На модели 1 устанавливается головная часть 2 и с помощью винтов 12 крепится на стакане 13.

В препараторской 10 с пульта управления 9 проверяется функционирование системы охлаждения 26, работа тензовесов 3 и тензостанции 8. Затем по команде с пульта управления 9 включается система охлаждения 26. Охлаждающая жидкость 27 по шлангу 24 поступает в полость 19. Через отверстие 21 протекает в спиральную канавку 15 и спиральную канавку 16. Далее через отверстие 22 охлаждающая жидкость 27 попадает в полость 22 и далее протекает через шланг 25 в систему охлаждения 26. При протекании охлаждающая жидкость 27 экранирует тензовесы 3 от мощного теплового потока от модели и головной части.

Таким образом, предложенное устройство обеспечивает определение аэродинамических характеристик модели 1 при испытаниях в сверхзвуковой аэродинамической трубе 7.

Использование предлагаемого изобретения позволит обеспечить нормальную работу тензовесов при испытаниях модели 1 в аэродинамической трубе 7 и, следовательно, сократится время проведения эксперимента, повысит точность определения аэродинамических характеристик модели 1 и значительно снизить стоимость экспериментальных работ.

Устройство для определения аэродинамических характеристик модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе, содержащее модель со съемной головной частью, закрепленной на тензовесах, путем посадки ее на коническую часть и зафиксированной болтом, соединенной с державкой, установленной в трубе, тензостанцию и пульт управления, расположенные в препараторской, отличающееся тем, что внутри корпуса модели закреплен стакан с отверстиями и спиральными канавками снаружи и установлен посредством переходника с двумя полостями с отверстиями и упора на тензовесах, а спиральные канавки через отверстие в стакане и полости соединены с системой охлаждения, расположенной в препараторской.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам бестормозных испытаний двигателей внутреннего сгорания. .

Изобретение относится к транспортным средствам (ТС), оснащенным двигателями внутреннего сгорания (ДВС), работающими на бензине. .

Изобретение относится к области общего и энергетического машиностроения, в частности для испытания лопаточных машин. .

Изобретение относится к диагностированию технического состояния автомобильной техники и может быть использовано при техническом обслуживании и ремонте автомобильной техники.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности устройствам для диагностики дизельных двигателей. .

Изобретение относится к стендам огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, в частности к стендам, на которых производят огневые испытания жидкостных ракетных двигателей меньшей мощности, чем стенд большой мощности относительно расчетной для газодинамической трубы.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА) и газотурбинных электростанций (ГТЭС).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА) и газотурбинных электростанций (ГТЭС).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА) и газотурбинных электростанций (ГТЭС).

Изобретение относится к технике испытания в эксплуатационных условиях дизельных двигателей. .

Изобретение относится к области эксплуатации машин и может быть использовано при диагностировании двигателей внутреннего сгорания (ДВС)

Изобретение относится к технике испытаний газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для определения их тяговых характеристик Входное устройство для испытаний газотурбинных двигателей в термобарокамере, содержащее входной коллектор, узел лабиринтного уплотнения, присоединенный трубопровод, выполненный из набора патрубков, патрубок входа в двигатель, опоры для крепления входного коллектора к термобарокамере и опоры для крепления присоединенного трубопровода к динамометрической платформе, причем входной коллектор, узел лабиринтного уплотнения, присоединенный трубопровод и патрубок входа в двигатель последовательно соединены между собой герметичными шарнирами, а один патрубок узла лабиринтного уплотнения со стороны входного коллектора закреплен на опорах к термобарокамере, а другой патрубок со стороны двигателя закреплен на опорах к динамометрической платформе

Изобретение относится к области эксплуатации и диагностики авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к технической акустике

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД)

Изобретение относится к технике испытания в эксплуатационных условиях двигателей внутреннего сгорания (ДВС) с воспламенением рабочей смеси от сжатия

Изобретение относится к технике испытаний газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано как герметичное компенсирующее устройство стыка между фланцем присоединенного трубопровода и переходным фланцем газотурбинного двигателя при температуре рабочего воздуха, подаваемого на вход ГТД

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА) и газотурбинных электростанций (ГТЭС)

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и других энергоустановок с криогенными компонентами топлива

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к устройствам для диагностики стационарных дизельных двигателей в условиях эксплуатации

Устройство для определения аэродинамических характеристик модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе

Наверх