Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах



Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах
Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах

 


Владельцы патента RU 2539763:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) (RU)

Заявленное изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, и может быть использовано для определения их аэродинамических статических и динамических характеристик. Устройство содержит адаптер для крепления испытываемой модели, установленный с помощью шарнира с возможностью свободного поворота в заданных пределах на донной державке, размещаемой в рабочей части аэродинамической трубы, датчик углового положения адаптера, силоизмерительный элемент и механизм установки и пуска адаптера с заданного начального угла относительно державки в виде размещенного по оси в теле державки пневмоцилиндра, шток которого связан с фиксатором и ловителем, выполненным с наклонными и продольными относительно оси державки контактными поверхностями, взаимодействующими при движении штока с кулачком, закрепляемым на адаптере под заданным начальным углом. Кулачок выполнен в виде плоской вставки с тремя разнесенными по высоте контактными элементами, при этом контактные поверхности ловителя образованы на передней части штока на уровнях, соответствующих расположению контактных элементов кулачка. Фиксатор выполнен в виде установленной на поверхности державки с возможностью продольного перемещения втулки, взаимодействующей с наружными боковыми поверхностями кулачка и со штоком пневмоцилиндра посредством водила, размещенного в продольной прорези штока. Шарнир установлен в кольцевых корпусах, выполненных на консольной части державки, разнесенных относительно ее продольной оси и соединенных с ней посредством упругих продольных балок с тензопреобразователями, соответственно соединенными в мостовые измерительные схемы. При этом соединение указанных балок с телом державки осуществлено посредством образованных на теле державки двух жестких консольных продольных балок и четырех поперечно расположенных дугообразных перемычек, концы которых соединены с боковыми гранями продольных упругих и жестких консольных балок, а поперечные дугообразные перемычки выполнены в виде параллелограммов с упругими дугообразными балками, на поверхности которых размещены тензопреобразователи, соответственно соединенные в мостовые измерительные схемы. Технический результат заключается в расширении номенклатуры определяемых аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов, повышении надежности работы устройства, а также повышении точности испытаний. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Предлагаемое техническое решение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, и может быть использовано для определения комплекса стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов.

Известно устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах (см. V.I. Lagutin, V.I. Lapygin, S.L. Zolotarev. Strain-Gauge Balances for Free Oscillation Tests, Proceedings of the 5th International Symposium on Strain Gage Balances, ONERA, France, 2006), содержащее адаптер для крепления испытываемой модели, установленный с помощью шарнира в виде пары шарикоподшипников с возможностью свободного углового движения в заданных пределах на донной державке, размещаемой в рабочей части аэродинамической трубы, датчик углового положения адаптера и выполненный на теле державки силоизмерительный элемент с последовательно расположенными упругими продольными и поперечными балками и размещенными на них тензопреобразователями.

Устройство обеспечивает определение комплекса стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов в плоскости угла атаки α (коэффициентов лобового сопротивления cx и подъемной силы cy, статической и динамической производных m z α и m z ϖ z момента тангажа Mz, где ωZ - скорость изменения угла α) при динамическом изменении угла атаки вокруг балансировочного.

Недостатком этого устройства является отсутствие возможности осуществления в пределах одного рабочего цикла (запуска) аэродинамической трубы неоднократной постановки адаптера (модели) на заданный начальный угол атаки и пуска с этого угла, что существенно снижает эффективность использования устройства. Кроме того, последовательное расположение упругих балок силоизмерительного элемента приводит к снижению точности измерения аэродинамических нагрузок на модель из-за увеличения влияния изгибающего момента.

Известно устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах (см. N.V. Golubin, V.V. Kislykh, V.I. Lagutin, V.M. Mikhailov. Methods and Means of Studying Dynamic Stability Characteristics of Hypersonic Flying Vehicles Used in Piston Gasdynamic Facilities, Proceedings of the 7-th International Conference on Methods of Aerophysical Research, Novosibirsk, Russia, 1994, part 1, pp.98-103), содержащее адаптер для крепления испытываемой модели, установленный с помощью шарнира в виде пары шарикоподшипников с возможностью свободного поворота в заданных пределах на донной державке, размещаемой в рабочей части аэродинамической трубы, датчик углового положения адаптера, силоизмерительный элемент в виде выполненной на передней части державки позади шарнира упругой продольной балки с размещенными на ее гранях тензопреобразователями, механизм установки и пуска адаптера с заданного начального угла относительно державки в виде размещенного по оси в теле державки пневмоцилиндра, шток которого связан с фиксатором и ловителем, выполненным в виде обращенного к адаптеру раструба с наклонными и продольными относительно продольной оси державки контактными поверхностями, перпендикулярными к плоскости поворота адаптера и взаимодействующими при движении штока с кулачком, закрепляемым на адаптере под заданным начальным углом.

Это устройство обеспечивает возможность многократной установки и пуска адаптера (модели) с заданного начального угла и определение комплекса аэродинамических характеристик летательных аппаратов в плоскости угла атаки (коэффициентов cy, m z α и m z ϖ z ) при динамическом изменении угла атаки вокруг балансировочного.

Рассмотренное последним техническое решение является наиболее близким аналогом к заявленному предложению и выбрано в качестве прототипа.

Недостатком этого устройства является отсутствие возможности измерения продольных компонентов аэродинамической силы из-за громоздкости конструкции механизма установки и пуска адаптера с заданного начального угла. Кроме того, в этом устройстве из-за особенностей фиксирующего и пускового механизма пуск модели происходит с некоторым запаздыванием, при этом фактическая величина начального угла может значительно отличаться от заданной.

Задачей, на решение которой направлено данное предложение, является расширение функциональных возможностей устройства (за счет расширения номенклатуры определяемых аэродинамических характеристик модели) и повышение надежности его работы, а также повышение точности испытаний.

Технический результат, который обеспечивается данным предложением, заключается в расширении номенклатуры определяемых аэродинамических характеристик летательных аппаратов при повышении точности их определения и надежности работы устройства.

Этот результат достигается тем, что в известном техническом решении, выбранном в качестве прототипа и содержащем адаптер для крепления испытываемой модели, установленный с помощью шарнира в виде пары шарикоподшипников с возможностью свободного поворота в заданных пределах на донной державке, размещаемой в рабочей части аэродинамической трубы, датчик углового положения адаптера, силоизмерительный элемент в виде выполненной на передней части державки позади шарнира упругой продольной балки с размещенными на ее гранях тензопреобразователями, механизм установки и пуска адаптера с заданного начального угла относительно державки в виде размещенного по оси в теле державки пневмоцилиндра, шток которого связан с фиксатором и ловителем, выполненным в виде обращенного к адаптеру раструба с наклонными и продольными относительно оси державки контактными поверхностями, взаимодействующими при движении штока с кулачком, закрепляемым на адаптере под заданным начальным углом, кулачок выполнен в виде поворотной вокруг оси шарнира и фиксируемой в прорези, созданной в серединной части тела адаптера плоской вставки с тремя разнесенными по высоте контактными элементами, снабженными обращенными навстречу друг другу контактными поверхностями, параллельными продольной оси кулачка, причем один из указанных контактных элементов размещен в серединной части кулачка, а два других выполнены с противоположной относительно первого ориентацией контактных поверхностей и размещены симметрично по высоте относительно первого, при этом наклонные и продольные контактные поверхности ловителя образованы на передней части штока на уровнях, соответствующих расположению контактных элементов кулачка, а внешние продольные контактные поверхности ловителя отстоят друг от друга на расстояние, соответствующее расстоянию между внутренними поверхностями контактных элементов кулачка, причем фиксатор выполнен в виде установленной на поверхности державки с возможностью продольного перемещения втулки, взаимодействующей с наружными боковыми поверхностями кулачка, а взаимодействие фиксатора со штоком пневмоцилиндра осуществлено посредством введенного водила, поперечно закрепленного в стенках втулки и размещенного в про дольной прорези штока, шарикоподшипники установлены в двух кольцевых корпусах, выполненных на консольной части державки, разнесенных относительно ее продольной оси и соединенных с ней посредством основной и введенной дополнительно упругих продольных балок с дополнительно введенными тензопреобразователями, соответственно соединенными в мостовые измерительные схемы, при этом соединение указанных продольных балок с телом державки осуществлено посредством образованных на теле державки двух жестких консольных продольных балок, расположенных в пространстве между указанными упругими продольными балками, и четырех введенных поперечно расположенных дугообразных перемычек, концы которых соединены с боковыми гранями указанных продольных упругих и жестких консольных балок, а указанные поперечные дугообразные перемычки выполнены в виде параллелограммов с упругими дугообразными балками, на поверхности которых размещены введенные дополнительно тензопреобразователи, соответственно соединенные в мостовые измерительные схемы.

Дополнительно качество достигаемого результата (точность измерения) повышается за счет того, что на внутренней стороне поперечных упругих дугообразных балок около мест их соединения с указанными продольными упругими и дополнительными жесткими консольными балками выполнены цилиндрические подрезы, а указанные дополнительные тензопреобразователи размещены на поверхности дугообразных балок напротив подрезов.

Кроме того, расширение номенклатуры определяемых аэродинамических характеристик испытываемой модели обеспечивается соответствующим соединением в мостовые измерительные схемы тензопреобразователей, размещенных на поперечных дугообразных перемычках, примыкающих к продольным упругим балкам а также тензопреобразователей, размещенных на этих балках.

Сущность предложения заключается в максимально возможном приближении чувствительных элементов многокомпонентной динамометрической системы к точке приложения измеряемой нагрузки (на оси шарнира), чем обеспечивается повышенная точность результатов испытаний за счет снижения влияния изгибающего момента. Компактное и симметричное устройство элементов механизма установки и пуска адаптера с заданного начального угла обеспечивает его надежную работу при повторных установках и пусках адаптера (модели).

На фиг.1 показан общий вид устройства для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах; на фиг.2 - вид этого устройства с продольным вырезом; на фиг.3 - вид адаптера устройства; на фиг.4 - вид штока с ловителем механизма установки и пуска адаптера с заданного начального угла; на фиг.5 - вид силоизмерительного элемента с корпусами шарикоподшипников; на фиг.6 - вид силоизмерительного элемента с тензопреобразователями без корпусов шарикоподшипников и передней части продольных упругих балок; на фиг.7-11 - схемы соединения тензопреобразователей.

Представленная конструкция устройства включает адаптер 1 для крепления исследуемых моделей летательных аппаратов. Адаптер соединен с державкой 2 с помощью шарнирного узла, включающего ось 3 и два шарикоподшипника 4, устанавливаемых в кольцевых корпусах 5, выполненных на консольной части державки. Шарикоподшипники зафиксированы на концах оси. Для регистрации угловых движений испытываемой модели используются бесконтактные индуктивные датчики, включающие якорь 6 и чувствительный элемент 7. На стенках адаптера, обращенных к корпусам подшипников, закреплены выполненные из электротехнической стали кольцевые вставки - якоря 6, профилированные таким образом, чтобы величина зазора между поверхностью указанных вставок и установленными в теле кольцевых корпусов 5 чувствительными элементами 7 (катушками индуктивности) датчиков изменялась линейно в зависимости от угла его поворота.

Устройство оснащено механизмом установки и пуска модели с заданного угла атаки, выполненным в виде размещенного по оси в теле державки пневмоцилиндра 8 с поршнем и односторонним штоком-ловителем 9. На передней, торцовой части штока имеются клиновые 10 и продольные 11 плоскости, взаимодействующие с соответствующими контактными элементами кулачка 12, установленного на адаптере. Кулачок выполнен в виде поворотной вокруг оси шарнира 3 и фиксируемой (с помощью сменных вкладышей 13) под требуемым углом в прорези 14 адаптера, плоской вставки с тремя разнесенными относительно ее продольной оси контактными элементами 15 с обращенными навстречу друг другу внутренними контактными поверхностями, параллельными продольной оси кулачка. Один из указанных контактных элементов размещен в серединной части кулачка, а два других выполнены с противоположной относительно первого ориентацией контактных поверхностей и размещены симметрично по высоте относительно первого. В состав механизма входит также фиксатор 16, выполненный в виде установленной на поверхности державки с возможностью продольного перемещения втулки, взаимодействующей с наружными боковыми поверхностями кулачка 12, а взаимодействие фиксатора со штоком пневмоцилиндра осуществлено посредством водила 17, поперечно закрепленного в стенках втулки и размещенного в продольной прорези 18 штока 9.

В состав устройства также входит многокомпонентный силоизмерительный элемент в виде продольных упругих балок прямоугольного сечения 19 с размещенными на их гранях тензопреобразователями R9-R18, соответственно включенными в мостовые измерительные схемы (фиг.9-11), соединяющих кольцевые корпуса 5 шарикоподшипников шарнира с телом державки 2 посредством двух консольных жестких продольных балок 20, выполненных на теле державки и четырех поперечно расположенных дугообразных перемычек 21, концы которых соединены с боковыми гранями продольных упругих и консольных жестких балок 19 и 20. Указанные дугообразные перемычки выполнены с прорезями 22 посередине, образующими параллелограммы с поперечными упругими дугообразными балками, на поверхности которых размещены тензопреобразователи R1-R8, соответственно включенные в мостовые измерительные схемы (фиг.7, 8). На внутренней стороне этих дугообразных балок около мест их соединения с продольными упругими и жесткими консольными балками выполнены цилиндрические подрезы 23, а тензопреобразователи R1-R8 размещены на поверхности дугообразных балок напротив подрезов.

Работа устройства осуществляется следующим образом. Устройство с помощью державки 2 закрепляют в рабочей части аэродинамической трубы, на адаптер 1 закрепляют модель испытываемого летательного аппарата.

При подаче сжатого воздуха в заднюю полость пневмоцилиндра поршень и шток 9 перемещаются вперед и в зависимости от углового положения модели (адаптера) и кулачка 12 средняя или периферийные клиновые плоскости 10 штока вступают в контакт со средним или периферийными контактными элементами кулачка, вызывая соответствующий поворот адаптера 1, продолжающийся пока в контакт не вступят продольные плоскости 11 торцовой части штока. В этот момент продольная ось кулачка совпадает с продольной осью штока 9 и державки 2, а адаптер 1 (и испытываемая модель) находятся под требуемым начальным углом атаки, под которым кулачок 12 зафиксирован относительно оси адаптера. До этого момента фиксатор 16 находился в крайнем заднем положении и шток свободно перемещался относительно водила 17 фиксатора. При дальнейшем движении штока водило 17 вступает в контакт со штоком и начинает перемещаться вместе с фиксатором 16 в крайнее переднее положение, вступая во взаимодействие с наружными боковыми поверхностями кулачка 12, фиксируя его и адаптер 1 (а также испытываемую модель летательного аппарата) в заданном угловом положении. Далее поршень 9 доходит до упора и движение останавливается.

Производят запуск аэродинамической трубы, при этом на модель воздействует поток воздуха с требуемыми параметрами по давлению, температуре, скорости.

Пуск модели осуществляется при стравливании сжатого воздуха из задней полости пневмоцилиндра 8 и подаче - в переднюю. При этом шток 9 движется назад, выходит из зацепления с контактными элементами кулачка 12, затем вступает в контакт с водилом 17, посредством которого выводит фиксатор 16 из зацепления с кулачком 12, обеспечивая необходимое пространство для угловых колебаний кулачка, адаптера и модели. Следует отметить, что разрыв контакта кулачка и фиксатора (пуск модели) происходит практически мгновенно из-за прямоугольной формы контактирующих поверхностей и большой скорости фиксатора в конце его хода.

При освобождении кулачка и адаптера под действием аэродинамических сил модель и адаптер осуществляют свободные угловые колебания относительно державки, при этом соответственно изменяется зазор между якорями 6 и чувствительными элементами 7 датчика угла, который выдает сигнал, величина которого пропорциональна углу отклонения модели.

При повторении цикла обеспечивается повторная установка модели под заданным начальным углом атаки и пуск модели с этого угла

При свободных колебаниях модели действующая на нее аэродинамическая нагрузка через ось 3, шарикоподшипники 4 и кольцевые корпуса 5 передается на продольные упругие балки 19 и дугообразные перемычки 21, вызывая их соответствующие деформации и деформации размещенных на них тензопреобразователей R1-R20. При этом в соответствующих измерительных схемах появляются электрические сигналы, пропорциональные величинам приложенных компонентов нагрузки.

Ортогональная система координат Oxyz, в соответствии с которой осуществляется измерение компонентов аэродинамической нагрузки данным устройством, образована следующим образом: начало системы координат находится на пересечении продольной оси державки 2 устройства и оси шарнира 3, продольная ось Ox совпадает с продольной осью державки, ось Oz совпадает с осью шарнира, а ось Oy параллельна плоскости подшипников.

Измерительные элементы, образованные из тензопреобразователей R1-R8, предназначены для измерения продольной силы X, причем эти элементы разделены на две группы, каждая из которых примыкает к одной из продольных упругих балок и предназначена для измерения продольных сил X1 (фиг.7) и X2 (фиг.8), действующих вдоль этих балок; сумма этих сил составляет продольную силу X, действующую на испытываемую модель X=X1+X2.

Разность этих сил позволяет определить момент рыскания My, действующий вокруг оси Oy на испытываемую модель. При этом My=а(X1-X2), где a - расстояние между серединами (нейтральными плоскостями) продольных балок.

Размещение тензопреобразователей R1-R8 на дугообразных балках напротив подрезов (в местах концентрации механических напряжений) способствует повышенной точности измерения компонентов продольной силы.

Измерительные элементы, образованные на основе тензопреобразователей R9-R16, размещенных на узких горизонтальных гранях упругих продольных балок, предназначены для измерения нормальной (подъемной) силы Y, действующей в плоскости колебаний модели, причем эти элементы выполнены для каждой из продольных упругих балок и предназначены для измерения сил Y1 (фиг.9) и Y2 (фиг.10), действующих на каждую из этих балок; сумма этих сил является нормальной (подъемной) силой Y, действующей на испытываемую модель Y=Y1+Y2.

Разность этих сил позволяет определить момент крена Mx, действующий вокруг оси Ох на испытываемую модель. При этом Mx=a(Y1-Y2).

Измерительные элементы, образованные из тензопреобразователей R17-R20 (фиг.11), размещенных на широких вертикальных гранях обеих продольных упругих балок, предназначены для измерения боковой силы Z, действующей на модель вдоль оси Oz шарнира.

Таким образом, разработанное устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах обеспечивает измерение мгновенных значений пяти компонент аэродинамической силы и момента (коэффициентов лобового сопротивления cx подъемной cy и боковой cz сил, моментов крена mx и рыскания my) при свободных угловых колебаниях испытываемой модели. Определение статической и динамической производных m z α и m z ϖ z момента тангажа Mz осуществляется из анализа характера результатов изменения угловых положений при свободных колебаниях испытываемой модели по известным методикам. В результате обеспечивается определение комплекса аэродинамических характеристик при динамическом изменении угла атаки испытываемой модели.

Компактное и максимально близкое расположение чувствительных элементов многокомпонентной динамометрической системы к точке приложения измеряемой нагрузки (ось шарнира) обеспечивает повышенную точность результатов испытаний за счет снижения влияния изгибающего момента.

1. Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, содержащее адаптер для крепления испытываемой модели, установленный с помощью шарнира в виде пары шарикоподшипников с возможностью свободного поворота в заданных пределах на донной державке, размещаемой в рабочей части аэродинамической трубы, датчик углового положения адаптера, силоизмерительный элемент в виде выполненной на передней части державки позади шарнира упругой продольной балки с размещенными на ее гранях тензопреобразователями, механизм установки и пуска адаптера с заданного начального угла относительно державки в виде размещенного по оси в теле державки пневмоцилиндра, шток которого связан с фиксатором и ловителем, выполненным в виде обращенного к адаптеру раструба с наклонными и продольными относительно оси державки контактными поверхностями, взаимодействующими при движении штока с кулачком, закрепляемым на адаптере под заданным начальным углом, отличающееся тем, что кулачок выполнен в виде поворотной вокруг оси шарнира и фиксируемой в прорези, созданной в серединной части тела адаптера, плоской вставки с тремя разнесенными по высоте контактными элементами, снабженными обращенными навстречу друг другу контактными поверхностями, параллельными продольной оси кулачка, причем один из указанных контактных элементов размещен в серединной части кулачка, а два других выполнены с противоположной относительно первого ориентацией контактных поверхностей и размещены симметрично по высоте относительно первого, при этом наклонные и продольные контактные поверхности ловителя образованы на передней части штока на уровнях, соответствующих расположению контактных элементов кулачка, а внешние продольные контактные поверхности ловителя отстоят друг от друга на расстояние, соответствующее расстоянию между внутренними поверхностями контактных элементов кулачка, причем фиксатор выполнен в виде установленной на поверхности державки с возможностью продольного перемещения втулки, взаимодействующей с наружными боковыми поверхностями кулачка, а взаимодействие фиксатора со штоком пневмоцилиндра осуществлено посредством введенного водила, поперечно закрепленного в стенках втулки и размещенного в продольной прорези штока, шарикоподшипники установлены в двух кольцевых корпусах, выполненных на консольной части державки, разнесенных относительно ее продольной оси и соединенных с ней посредством основной и введенной дополнительно упругих продольных балок с дополнительно введенными тензопреобразователями, соответственно соединенными в мостовые измерительные схемы, при этом соединение указанных продольных балок с телом державки осуществлено посредством образованных на теле державки двух жестких консольных продольных балок, расположенных в пространстве между указанными упругими продольными балками, и четырех введенных поперечно расположенных дугообразных перемычек, концы которых соединены с боковыми гранями указанных продольных упругих и жестких консольных балок, а указанные поперечные дугообразные перемычки выполнены в виде параллелограммов с упругими дугообразными балками, на поверхности которых размещены введенные дополнительно тензопреобразователи, соответственно соединенные в мостовые измерительные схемы.

2. Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах по п.1, отличающееся тем, что на внутренней стороне поперечных упругих дугообразных балок около мест их соединения с указанными продольными и дополнительными консольными балками выполнены цилиндрические подрезы, а указанные дополнительные тензопреобразователи размещены на поверхности дугообразных балок напротив подрезов.

3. Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах по п.1 или 2, отличающееся тем, что мостовые измерительные схемы дополнительных тензопреобразователей, размещенных на каждой из пар поперечных дугообразных перемычках, примыкающих к продольным балкам, а также тензопреобразователей, размещенных на каждой из этих балок, выполнены раздельно.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области швейного материаловедения, в частности к способу исследования процессов деформации защитных конструкций одежды под действием аэродинамической нагрузки.

Изобретение относится к судостроению и касается проектирования экранопланов. При определении аэродинамических характеристик горизонтального оперения экраноплана с установленными на нем работающими маршевыми двигателями изготавливают геометрически подобную модель горизонтального оперения и двигателей силовой установки.

Изобретения относятся к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов и могут быть использованы для определения статических и нестационарных аэродинамических производных моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана.

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.

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

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 приборостроения и может быть использовано, в частности, в устройствах нагрева газа для импульсных установок. .

Заявленное изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к способу определения аэродинамических характеристик (АДХ) моделей летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано в аэродинамических трубах (АДТ) при определении параметров потока на выходе из протоков модели, имитирующих каналы силовой установки. При реализации способа модель с протоками, имитирующими каналы силовой установки, устанавливают в аэродинамической трубе с гребенкой приемников полных и статических давлений. Затем передают измеряемые давления к преобразователям давления, электрические выходы которых присоединяют к измерительной аппаратуре, причем приемники давлений подсоединяют встык к преобразователям давления, которые монтируют в одном корпусе с электронным коммутатором в хвостовой части модели. Электрические выходы преобразователей подключают к электронному коммутатору, электрический сигнал от которого передают на измерительную аппаратуру по кабелю, расположенному внутри державки модели (не снимая обтекателя державки) и проводят измерения давлений в одном эксперименте с весовыми измерениями аэродинамических сил и моментов, действующих на модель. Технический результат заключается в повышении точности измерений, возможности сокращении объема испытаний и расширении области применения. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к экспериментальной аэродинамике, и может быть использовано для испытания моделей сечений лопастей несущего винта вертолета. Способ включает обдув модели сечения лопасти регулярно пульсирующим потоком, периодическое варьирование угла атаки модели, при этом управление задатчиками частоты пульсаций скорости потока и частоты пульсаций угла атаки модели осуществляют с помощью фазовращателя, управляющий сигнал для которого вырабатывают в процессе эксперимента в аэродинамической трубе на основе измерений скорости потока и угла атаки модели. Технический результат заключается в улучшении качества моделирования при испытаниях. 1 ил.

Изобретение относится к областям авиакосмической и авиационной техники, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик летательного аппарата при проведении летных исследований. Предлагаемый способ заключается в том, что идентификация производится на относительно простом тестовом сигнале и без каких-либо априорных предположений относительно характера нелинейности идентифицируемых однозначных аэродинамических характеристик. Исключение ошибок априорных предположений о характере нелинейностей идентифицируемых зависимостей обеспечивает повышение достоверности определения при летных испытаниях нелинейных аэродинамических характеристик. Технический результат заключается в повышении достоверности и технологичности определения по результатам летных испытаний нелинейных аэродинамических характеристик. 5 ил.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей. В способе по одному из вариантов определения угла атаки начала отрыва потока и выявления зоны отрыва потока по характеру изменения безразмерного коэффициента давления Ср по длине рассматриваемого сечения (хорде крыла) с целью повышения точности оценок помимо самого коэффициента давления Ср определяют вначале среднеквадратичное отклонение безразмерного коэффициента давления (СКО Ср), угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста СКО Ср, а место отрыва уточняют по месту ускоренного роста СКО Ср. В другом варианте пульсации давления и угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста пульсаций давления. В еще одном варианте определение угла атаки вначале определяют спектры пульсаций коэффициента давления, а угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста амплитуд спектра пульсаций коэффициента давления и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста амплитуд спектра коэффициента давления. Технический результат заключается в повышении точности определения угла атаки начала отрыва потока и выявлении зоны отрыва потока в реальных условиях эксперимента в аэродинамической трубе. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах. Пограничный слой на обтекаемых аэродинамических поверхностях может иметь ламинарное или турбулентное состояние. Способ включает освещение исследуемого течения над обтекаемой поверхностью поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора, при этом ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя. Технический результат заключается в повышении точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное. 4 ил.
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к проведению исследований в аэродинамической трубе аэродинамических характеристик экранопланов, и может быть использовано для совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов. Способ заключается в моделировании различных режимов движения экраноплана в аэродинамической трубе при использовании модели экраноплана, оснащенной встроенным движительным комплексом и деформируемыми элементами конструкции, находящимися ниже ватерлинии. Использование деформируемых элементов в конструкции модели экраноплана позволяет варьировать величину осадки модели при моделировании границы раздела сред жестким экраном. Испытания модели экраноплана с деформируемыми элементами в аэродинамической трубе проводят на шестикомпонентных аэродинамических весах с жестким закреплением модели, при этом методику проведения испытаний изменяют в части последовательности съема данных при заданных параметрах движения, выполняют варьирование угла атаки при фиксированных высотах центра тяжести (точки поворота модели). По результатам испытаний выявляют геометрические параметры движительного комплекса и режимы его работы, а также положение органов механизации крыла, обеспечивающих наилучшее аэродинамическое качество (отношение подъемной силы к аэродинамической силе сопротивления). Технический результат заключается в сокращении времени проведения исследований, исключении масштабного эффекта и необходимости учета поправок при сопоставлении результатов испытаний нескольких разномасштабных моделей на различных экспериментальных установках.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к установкам для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе в присутствии неподвижного экрана. Стенд содержит аэродинамическую трубу с установленными на поворотной платформе аэродинамическими весами с проволочной подвеской модели. Поворот платформы обеспечивает изменение угла тангажа (атаки) модели, изменение угла установки модели в вертикальной плоскости обеспечивает изменение угла скольжения модели. Экран, установленный между вертикальными тягами проволочной подвески и выполненный с возможностью поступательного перемещения и наклона, обеспечивает изменение высоты и угла крена модели над экраном. Таким образом, обеспечивается одновременная установка модели с заданными углами крена, тангажа (атаки), скольжения (рыскания) и расстояния до экрана, что повышает точность исследований и позволяет определять комплексы перекрестных связей аэродинамических сил и моментов, действующие на модель 4 в потоке воздуха в присутствии экрана. Технический результат заключается в обеспечении одновременного изменения углов тангажа (атаки), крена и скольжения (рыскания) на разных удалениях модели от экрана и повышении точности испытаний. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока газа в лабораторных условиях. Аэродинамическая труба содержит установленные симметрично с образованием общей форкамеры два дифференциальных мультипликатора давления, поршни которых выполнены ступенчатыми и установлены с возможностью перемещения навстречу друг другу. К корпусу второго мультипликатора по оси присоединен малый мультипликатор давления, содержащий двухступенчатый поршень, малая ступень которого находится в контакте с большой ступенью поршня второго мультипликатора, а надпоршневое пространство малого мультипликатора связано через быстродействующий пневмоклапан с ресивером. Технический результат заключается в расширении экспериментальных возможностей аэродинамической трубы кратковременного действия. 1 ил.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Сущность: осуществляют воспроизведение аэродинамического силового и теплового воздействия и измерение температуры. Силовое воздействие от нагружающих элементов до наружной поверхности обтекателя передается n-ым количеством стержней (равномерно распределенных по поверхности конструкции), проходящих через стенки токопроводящей и теплоизолирующей оболочки, причем сумма площадей поперечного сечения стержней много меньше нагреваемой поверхности, а плотность распределения стержней по поверхности конструкции выбирают таким образом, чтобы исключить концентраторы механических напряжений при взаимодействии стержней с наружной поверхностью конструкции. Технический результат: полное воспроизведение аэродинамического воздействия (теплового и силового) на наружной поверхности обтекателя из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относятся к области экспериментальной аэрогазодинамики. Универсальная рабочая камера Эйфеля аэрогазодинамической установки содержит рабочую камеру, источник модельного газа на ее входе, а на выходе камеры - диффузор. В рабочей камере установлена перегородка, образующая вспомогательную камеру. В перегородке выполнены отверстия. Одно отверстие имеет диаметр в 1,1÷1,3 раза больше выходного диаметра сопла и выполнено соосно с соплом. Отверстия на периферии перегородки снабжены заглушками. Технический результат изобретения позволяет проводить испытания как моделей кормовых частей ракет с соплами ракетных двигателей, так и различных моделей летательных аппаратов при минимальных затратах на перекомпоновку и перенастройку элементов рабочей части установки. При испытаниях моделей летательных аппаратов в отверстия на периферии перегородки устанавливают заглушки. Узел крепления державки испытываемых моделей установлен во вспомогательной камере. При испытаниях кормовой части ракеты заглушки в отверстия на периферии перегородки не устанавливают. 4 ил.
Наверх