Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии

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.

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

Наверх