Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии



Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии
Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии
Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии
Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии

 


Владельцы патента RU 2488796:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов, преимущественно к разработке методов воспроизведения в аэродинамических трубах условий обтекания летательных аппаратов и разработке методов повышения аэродинамического качества летательных аппаратов. Способ включает создание модели летательного аппарата и ее весовые испытания в аэродинамической трубе. Для определения прироста подъемной силы натурного летательного аппарата при внешнем подводе энергии по испытаниям его модели в аэродинамической трубе при изготовлении модели соблюдают геометрическое подобие с натурой формы ЛА и места энергоподвода, а в качестве внешнего энергоносителя используют нереагирующий газ с высокой удельной статической энтальпией, например гелий. Измеряют в аэродинамической трубе прирост подъемной силы модели при внешнем подводе энергоносителя и определяют коэффициент подобия, а затем определяют прирост подъемной силы для условий натурного полета. Технический результат заключается в возможности определения прироста подъемной силы натурного летательного аппарата при внешнем подводе энергии путем экспериментов на модели в аэродинамической трубе. 4 ил.

 

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов (ЛА), преимущественно к разработке методов воспроизведения в аэродинамических трубах (АДТ) условий обтекания ЛА и разработке методов повышения аэродинамического качества ЛА.

Известны способы и устройства определения аэродинамических нагрузок в АДТ на моделях ЛА [А.Поуп, К.Гойн. Аэродинамические трубы больших скоростей. М., 1968, Мир, с.504], заключающиеся в том, что геометрически подобную модель ЛА устанавливают в АДТ на аэродинамические весы и измеряют подъемную силу, силы аэродинамического сопротивления, моментные характеристики. Такой способ не пригоден при исследованиях влияния внешнего подвода энергии на аэродинамические нагрузки натурного ЛА, так как в аэродинамических трубах практически невозможно воспроизвести из-за существенного отличия размеров ЛА и его модели необходимое соотношение характеристик аэродинамических его времен обтекания и времен воспламенения и сгорания топлив..

Более близким к предлагаемому изобретению относится способ исследования влияния внешнего подвода энергии на нагрузки модели ЛА, изложенный в работе [Е.А.Флетчер, Р.Дж.Дорш, X.Ален. Горение высокореактивных топлив в сверхзвуковых воздушных потоках. ВРТ, ИЛ, М., №4, 1961, с.3]. Способ основан на том, что модель помещают в поток газа в АДТ, через отверстия в модели подают горячий газ-энергоноситель, являющийся продуктом горения борогидрида алюминия, воспламеняемого электрическим разрядом, измеряют распределение статического давления по поверхности модели и по этому распределению рассчитывают влияние впрыска горящего топлива на подъемную силу.

Однако такой способ чреват ошибками. Во-первых, это ошибки в определении количества подведенной энергии, так как время реакций горения при большой скорости потока соизмеримо с временем перемещения массы газа, то есть полностью энергия горения выделится за моделью вниз по потоку. Во-вторых, определение подъемной силы по распределению давления менее надежно, чем прямые измерения с помощью весов, а в горящем потоке использование, например, тензовесов затруднено.

Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения является, прямое измерение прироста подъемной силы при подводе энергии к модели летательного аппарата с помощью нереагирующего энергоносителя, определение критерия подобия β связывающего результаты измерения прироста подъемной силы на модели в АДТ с приростом ее в натурном полете ЛА при внешнем подводе энергии.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе определения подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии включающем создание модели летательного аппарата и ее весовые испытания в аэродинамической трубе, создают геометрически подобные модели и места подвода газа-энергоносителя, реализуют в аэродинамической трубе режим полета натурного летательного аппарата, а вместо натурного энергоносителя используют нереагирующий газ с высокой удельной статической энтальпией, например, гелий или холодный водород, производят измерение приращения подъемной силы модели и силы аэродинамического сопротивления в зависимости от расхода газа-энергоносителя и параметров набегающего потока, по известным значениям параметров набегающего потока и его энтальпии, а также величины расхода энергоносителя и его энтальпии определяют коэффициент подобия β для пересчета трубных измерений на натурный полет равный:

β = Δ У U m ˙ ( H + H m ) ,

где ΔУ - прирост подъемной силы модели,

U - скорость набегающего на модель потока,

m ˙ - расход газа-энергоносителя,

H - энтальпия набегающего потока,

Hm - энтальпия газа-энергоносителя,

а затем определяют прирост подъемной силы для условий натурного полета

Δ У н а т = β m ˙ н а т ( H н а т + H m н а т ) U н а т ,

где β - коэффициент подобия,

m ˙ н а т - расход газа-энергоносителя,

H∞нат - энтальпия набегающего потока,

Hmнат - энтальпия газа-энергоносителя,

U∞нат - скорость набегающего потока,

нат - относится к условиям натурного полета.

Схемы и графики, поясняющие способ, приведены на фигурах 1, 2, 3, 4.

На фигуре 1 представлена схема трубного эксперимента.

На фигуре 2 - фотография модели, имеющей вид пластины.

На фигуре 3 показана зависимость приращения подъемной силы и лобового сопротивления на модели сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) от расхода газа - энергоносителя.

На фигуре 4 показано приращение подъемной силы от параметра t (обобщающие результаты для разных моделей: пластина, треугольное крыло, сверхзвуковой пассажирский самолет (СПС).

На фигуре 1:

1 - сопло;

2 - рабочая часть (камера Эйфеля);

3 - диффузор;

4 - державка с моделью;

5 - холодильник;

6 - вакуумный затвор;

7 - баллон с газом-энергоносителем.

На фигуре 2:

4 - модель (пластина);

8 - отверстия для выхода газа - энергоносителя;

9 - элемент аэродинамических весов; 10 - державка;

11- трубки для подвода газа-энергоносителя.

Способ реализуется следующим образом. Поток воздуха подается в тракт АДТ из атмосферы и двигается за счет перепада давления между атмосферой и вакуумной емкостью. Поток (фиг.1) разгоняется в сопле 1, проходит через камеру Эйфеля 2, диффузор 3, холодильник 5, затвор 6. В камере Эйфеля размещена испытуемая модель 4. При достижении заданного режима работы АДТ из баллонов 7 к модели 4 через отверстия в модели 8, (фиг.2) по трассам 11 (фиг.2) подается газ-энергоноситель. Проводят весовые измерения с помощью внутримодельных весов 9 (фиг.2). Измеряют приращение подъемной силы и лобового сопротивления.

Для весовых измерений использованы быстродействующие 3-компонентные тензовесы с диапазоном измерений до 1 кг и быстродействием ~7·10-3 с. Тензовесы градуированы вместе с моделями и пневмотрассами. Влияние динамических составляющих сил проверяют на динамическом стенде.

Пример условий эксперимента:

число M потока М=5, давление Р0=1 атм, температура T0≈298 K, статическое давление в камере Эйфеля Рст≈2·102 Па, рабочий газ-воздух, газы-энергоносители - гелий, азот, кислород.

Измерялась подъемная сила У0 без подвода энергии к внешней поверхности модели, У - с подводом энергии, сила реакции при подводе газа-энергоносителя Fp. Тогда приращение подъемной силы ΔУ при подводе энергии равно:

ΔУ=У-У0-Fp

Расход подводимого к модели газа-энергоносителя m определялся по величине полного давления перед мерным соплом в трассе подвода газа. Величина скорости набегающего потока определялась по числу М потока для выбранного сопла (M=5).

Из приближенного интегрального анализа процессов массо и теплоотвода к гиперзвуковому потоку следует, что величина приращения подъемной силы ΔУ при подводе энергии к внешней поверхности модели зависит от расхода энергоносителя m ˙ , энтальпии набегающего потока H, энтальпии энергоносителя Hm скорости набегающего потока U, и определяется из следующего соотношения:

Δ У = f [ m ˙ ( H + H m ) U ] , ( 3 )

Для удобства обозначим:

m ˙ ( H + H m ) U = t , т.е.

ΔУ=f(t)

Эта величина имеет размерность силы и является функцией прироста подъемной силы. Но, кроме того, прирост подъемной силы зависит от условий подвода энергоносителя: места подвода, расположения зоны реакции, направления потока газа - энергоносителя.

Как сказано выше, эту зависимость в заявляемом способе предложено определять в трубном эксперименте как коэффициент подобия β. Экспериментами с варьированием газов-энергоносителей с разными удельными энтальпиями (гелий, кислород, азот), с варьированием расходов энергоносителей была показана универсальность этого коэффициента при соблюдении геометрического подобия схем энергоподвода. Это является предпосылкой для использования этого коэффициента, определенного в АДТ, в условиях натурного полета (в дальнейшем это будет проверено в натурном полете).

Тогда приращение подъемной силы при внешнем подводе энергии в натурном полете определится:

Δ У н а т = β m ˙ н а т ( H н а т + H m н а т ) U н а т .

На фигуре 3 приведены измеренные значения прироста подъемной силы ΔУ при подводе энергоносителя на модели СПС, прирост лобового сопротивления ΔX незначителен. Это относится только к малым углам атаки (α≈1°). На фигуре 4 представлена зависимость коэффициента β от параметра t для разных моделей. Согласно фигуре 4, в экспериментах максимальное увеличение подъемной силы при внешнем подводе энергии получено на модели треугольного крыла при значениях параметра t≤0,2 Ньютона.

Приведем пример использования измеренного по предлагаемому способу коэффициента β для оценки эффективности влияния на подъемную силу внешнего подвода энергии на натурном ЛА. В соответствии с вышеизложенным, при внешнем подводе энергии

Δ У н а т = β m ˙ н а т ( H н а т + H m н а т ) U н а т .

В то же время при увеличении тяги двигателя за счет дополнительного расхода топлива m ˙ н а т рост подъемной силы составляет

Δ У l н а т = I m ˙ н а т K g

где I - удельный импульс двигателя,

K - аэродинамическое качество,

g - ускорение силы тяжести.

Тогда Δ У н а т Δ У l н а т = β ( H н а т + H m н а т ) U н а т I K g .

Это отношение больше единицы при значениях: I=2800 с (для ГПВРД на водороде, для которого Нmнат=1,22·105 кДж/(кг), β=1,45, U∞нат=1500 м/с, K≤4,2.

Для ЛА с ПВРД на керосине I≈1700 с. Тогда Δ У н а т Δ У l н а т > 1 вплоть до значений качества К=7.

Таким образом, при использовании способа решена важная задача: в результате ряда методических экспериментов в АДТ с разными газами-энергоносителями и разными массовыми расходами их найден и предложен критерий подобия β связывающий результаты измерения прироста подъемной силы на модели в АДТ с приростом ее в натурном полете ЛА при внешнем подводе энергии. Это открывает возможность поиска путей повышения аэродинамического качества ЛА за счет подвода внешней энергии к его модели в трубном эксперименте с последующим пересчетом полученных результатов на условия натурного полета. Проведенные эксперименты с использованием других газов: азота, кислорода и др. подтвердили универсальность предложенной зависимости.

Изобретение позволяет определить прирост подъемной силы натурного летательного аппарата при внешнем подводе энергии путем экспериментов на модели в аэродинамической трубе, что дает значительные преимущества по сравнению со способом получения такой информации методом исследований в натурном полете.

Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии, включающий создание модели летательного аппарата и ее весовые испытания в аэродинамической трубе, отличающийся тем, что создают геометрически подобные модели и места подвода газа-энергоносителя, реализуют в аэродинамической трубе режим полета натурного летательного аппарата, а вместо натурного энергоносителя используют нереагирующий газ с высокой удельной статической энтальпией, например гелий или холодный водород, производят измерение приращения подъемной силы модели и силы аэродинамического сопротивления в зависимости от расхода газа-энергоносителя и параметров набегающего потока, по известным значениям параметров набегающего потока и его энтальпии, а также величинам расхода энергоносителя и его энтальпии определяют коэффициент подобия Р для пересчета трубных измерений на натурный полет, равный:
β = Δ У U m ˙ ( H + H m ) ,
где ΔУ - прирост подъемной силы модели,
U - скорость набегающего на модель потока,
m ˙ - расход газа-энергоносителя,
Н - энтальпия набегающего потока,
Hm - энтальпия газа-энергоносителя,
а затем определяют прирост подъемной силы для условий натурного полета
Δ У н а т = β m ˙ н а т ( H н а т + H m н а т ) U н а т ,
где β - коэффициент подобия,
- расход газа энергоносителя,
H∞нат - энтальпия набегающего потока,
Hmнат - энтальпия газа энергоносителя,
U∞нат - скорость набегающего потока,
нат - относится к условиям натурного полета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборудованию для испытаний на надежность окон, дверей, различных открывающихся створок и может быть использовано при механических испытаниях.

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики, в частности к гиперзвуковым аэродинамическим трубам (АДТ). .

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. .

Изобретение относится к области эксплуатации машин и может быть использовано при диагностировании датчиков массового расхода воздуха автомобилей, оборудованных микропроцессорной системой управления двигателем внутреннего сгорания.

Изобретение относится к строительной отрасли промышленности и может быть использовано для испытания и исследования рабочих органов для бестраншейной замены трубопроводов.

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при исследованиях характеристик аэродинамических моделей (АДМ) транспортных средств. .

Изобретение относится к области испытаний на прочность, в частности к изготовлению и конструкции образцов лопасти модели воздушного винта, предназначенных для таких испытаний.

Изобретение относится к области нефтяного машиностроения, а именно к оборудованию для испытаний гидравлических ясов

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к исследованию проблем аэроупругости летательных аппаратов в области авиационной техники, а именно к разработке моделей для аэродинамических труб. Модель содержит силовой сердечник и крышку, представляющие в сборе единую разборную конструкцию замкнутой аэродинамической формы. Крышка выполнена из единого блока низкомодульного материала типа пенопласта переменной толщины по размаху и хорде несущей поверхности, разделенного на отсеки. Толщины отсеков плавно уменьшаются по направлению от локальных площадок контакта отсеков с сердечником модели к переходным зонам, при этом углы скоса граней отсеков составляют не более 45-50°. Локальные площадки расположены в центральной части каждого из отсеков, а переходные зоны между отсеками образованы за счет уменьшения толщины единого блока материала. Предлагаемый способ изготовления аэродинамической модели включает фрезерование сердечника и крышки на станках с ЧПУ, а также итерационную доводку жесткостных характеристик модели в сборе. Крышку изготавливают формованием или методом быстрого прототипирования из единого блока низкомодульного материала. На его внутренней поверхности создают отсеки с локальными площадками контакта с сердечником со скошенными поверхностями граней отсека и переходные зоны отсеков. Снаружи и изнутри крышку армируют тканью однонаправленного композита, а ее переходные зоны армируют дополнительно. Технический результат заключается в упрощении конструкции аэродинамической модели, ускорении способа ее изготовления. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к автомобильной технике. Способ профилактики работы двигателя автомобиля включает оценку соответствия топлива по его устойчивости к окислению на основании определения процентного содержания ВНТ в топливе питания двигателя посредством спектроскопии в ближней инфракрасной области с возможностью изменения указанного содержания и уведомление пользователя о качестве топлива на основании результатов вышеуказанного определения. Также представлен автомобиль, в отношении которого осуществим данный способ. Достигается повышение надежности профилактики. 2 н. и 9 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Способ заключается в том, что управление гибкими стенками сопла осуществляют автоматическими приводными механизмами по заданной программе. Задание на изменение контура сопла в виде заданного числа М трансформируется в конечное положение ведущего ряда, а управление ведомыми рядами ведется синхронно в функции заданного на текущий момент времени положения ведущего ряда. Технический результат заключается в повышении точности установки гибких стенок сопла аэродинамической трубы, снижении потребной мощности приводов, снижении напряжений в гибкий стенках и упрощении эксплуатации сопла. 2 ил.

Изобретение касается систем управления в экспериментальной аэродинамике, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство содержит контроллер управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла, приводы управления гибкими стенками сопла, цифровые датчики обратной связи, а также командное устройство, цифровой блок вычисления заданного положения ведомых рядов в функции измеренного положения ведущего ряда, а также цифровой датчик положения ведущего ряда и переключатель режима работы. При этом цифровой блок вычисления заданного положения ведомых рядов в функции измеренного положения ведущего ряда последовательно соединен с датчиком положения ведущего ряда и с контроллером управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла через переключатель режима работы. Технический результат заключается в создании устройства, обеспечивающего восстановление сопла аэродинамической трубы в автоматическом режиме и повышении точности установки сопла. 1 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство состоит из силового механизма, изменяющего его контур по заданной программе, и командного устройства, управляющего этой программой. В контур управления введены последовательно включенные блок определения конечного положения ведущего ряда в функции заданного числа М, блок задания интенсивности движения ведущего ряда в функции времени управления и блок задания ординат ведомых рядов в функции заданной ординаты ведущего ряда, что позволяет с высокой точностью и скоростью изменять контур сопла. Технический результат заключается в повышении точности установки гибких стенок сопла аэродинамической трубы, а также надежности и простоты эксплуатации сопла. 1 ил.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана. Стенд содержит модель с тензовесами, установленную на стойке со штоком, и механизм ее перемещений. Также он содержит энергопривод в виде линейного электродвигателя с выдвижной тягой, посредством рычага и двухзвенного механизма с поводком вторым звеном кинематически связанный со штоком, соединенным в свою очередь с моделью. Выполнение кинематической связи второго звена двухзвенного механизма в виде установленного на штоке кронштейна или в виде ползуна с кронштейнами обеспечивает колебания модели по высоте и углам тангажа или крена. Оснащение стенда перемещающимся по направляющим экраном с прорезью для стойки со штоком обеспечивает испытания вблизи экрана. Технический результат заключается в расширении возможностей стенда при получении вращательных производных сил и моментов. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения. Средство (6) регистрации параметра движения управляющей поверхности на основании командного сигнала угла отклонения, средство (7) вычисления и средство (8) определения оценочного значения аэродинамического коэффициента. Устройство для обнаружения отказа/повреждения управляющей поверхности содержит средство оценки и устройство для оценки аэродинамического коэффициента. Группа изобретений направлена на выявление отказа/повреждения управляющей поверхности при одновременном уменьшении дискомфорта для пассажиров. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Симулятор свободного падения с замкнутой циркуляцией воздуха включает в себя камеру парения, в которой люди могут парить вследствие направленного вертикально вверх воздушного потока, с нижним отверстием на нижнем конце и верхним отверстием на верхнем конце, замкнутый воздухопровод с нагнетателем, который соединяет нижнее отверстие и верхнее отверстие камеры парения, отверстие впуска воздуха и отверстие выпуска воздуха для обмена воздуха внутри воздухопровода, отклоняющие устройства, отклоняющие пластины, которые изменяют направление воздушного потока внутри воздухопровода в угловых зонах и в зонах малого радиуса изгиба. Отверстие выпуска воздуха расположено внутри отклоняющего устройства. Вентиляционное устройство включает аэродинамическую трубу и отклоняющее устройство. Группа изобретений направлена на повышение эффективности регулирования температуры. 4 н. и 22 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает нагрев наружной поверхности обтекателя за счет пропускания электрического тока через эквидистантный этой поверхности нагреватель в виде токопроводящей тонкостенной оболочки переменной толщины по высоте, контактирующей с ограничителем из теплоизоляционного материала, также эквидистантным наружной поверхности обтекателя, и измерение температуры. Токопроводящая тонкостенная оболочка расположена к наружной поверхности обтекателя с зазором, в который нагнетают инертный газ под давлением, а ограничитель из теплоизоляционного материала выполнен пористым. Технический результат - расширение температурного диапазона воспроизведения теплового поля на наружной поверхности обтекателей из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции. 1 ил.
Наверх