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:

$$\beta =\frac{\Delta У\cdot U_{\infty }}{\dot{m}\cdot \left(H_{\infty }+H_m\right)}$$ ,

где ΔУ - прирост подъемной силы модели,

U_∞ - скорость набегающего на модель потока,

$$\dot{m}$$ - расход газа-энергоносителя,

H_∞ - энтальпия набегающего потока,

H_m - энтальпия газа-энергоносителя,

а затем определяют прирост подъемной силы для условий натурного полета

$$\Delta {У}_{нат}=\beta \cdot \frac{{\dot{m}}_{нат}\cdot \left(H_{\infty нат}+H_{mнат}\right)}{U_{\infty нат}},$$

где β - коэффициент подобия,

$${\dot{m}}_{нат}$$ - расход газа-энергоносителя,

H_∞нат - энтальпия набегающего потока,

H_mнат - 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 Р_ст≈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 F_p. Тогда приращение подъемной силы ΔУ при подводе энергии равно:

ΔУ=У-У₀-F_p

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 $$\dot{m}$$ , энтальпии набегающего потока H_∞, энтальпии энергоносителя H_m скорости набегающего потока U_∞, и определяется из следующего соотношения:

$$\Delta У=f\left[\frac{\dot{m}\cdot \left(H_{\infty }+H_m\right)}{U_{\infty }}\right],\left(3\right)$$

Для удобства обозначим:

$$\frac{\dot{m}\cdot \left(H_{\infty }+H_m\right)}{U_{\infty }}=t$$ , 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:

$$\Delta {У}_{нат}=\beta \cdot \frac{{\dot{m}}_{нат}\cdot \left(H_{\infty нат}+H_{mнат}\right)}{U_{\infty нат}}.$$

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

$$\Delta {У}_{нат}=\beta \cdot \frac{{\dot{m}}_{нат}\cdot \left(H_{\infty нат}+H_{mнат}\right)}{U_{\infty нат}}.$$

В то же время при увеличении тяги двигателя за счет дополнительного расхода топлива $${\dot{m}}_{нат}$$ рост подъемной силы составляет

$$\Delta {У}_{lнат}=I\cdot \dot{m}{}_{нат}\cdot K\cdot g$$

где I - удельный импульс двигателя,

K - аэродинамическое качество,

g - ускорение силы тяжести.

Тогда $$\frac{\Delta {У}_{нат}}{\Delta {У}_{lнат}}=\beta \cdot \frac{\left(H_{\infty нат}+H_{mнат}\right)}{U_{\infty нат}\cdot I\cdot K\cdot g}.$$

Это отношение больше единицы при значениях: I=2800 с (для ГПВРД на водороде, для которого Н_mнат=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 $$\frac{\Delta {У}_{нат}}{\Delta {У}_{lнат}}>1$$ 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:
$$\beta =\frac{\Delta У\cdot U_{\infty }}{\dot{m}\cdot \left(H_{\infty }+H_m\right)},$$
где ΔУ - прирост подъемной силы модели,
U_∞ - скорость набегающего на модель потока,
$\dot{m}$ - расход газа-энергоносителя,
Н_∞ - энтальпия набегающего потока,
H_m - энтальпия газа-энергоносителя,
а затем определяют прирост подъемной силы для условий натурного полета
$$\Delta {У}_{нат}=\beta \cdot \frac{{\dot{m}}_{нат}\cdot \left(H_{\infty нат}+H_{mнат}\right)}{U_{\infty нат}},$$
где β - коэффициент подобия,
- расход газа энергоносителя,
H_∞нат - энтальпия набегающего потока,
H_mнат - энтальпия газа энергоносителя,
U_∞нат - скорость набегающего потока,
нат - относится к условиям натурного полета.