Способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ла



Способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ла
Способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ла

 


Владельцы патента RU 2539769:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) (RU)

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к способу определения аэродинамических характеристик (АДХ) моделей летательных аппаратов (ЛА). Изобретение может быть использовано в аэродинамических трубах (АДТ) при определении параметров потока на выходе из протоков модели, имитирующих каналы силовой установки.

Измерения необходимы для определения относительных расходов воздуха и расчета поправок к результатам испытаний на донное и внутреннее сопротивления протоков модели.

Известен способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ЛА, принятый за прототип (Блищ В.Г. О внешних и внутренних аэродинамических силах и моментах ЛА с ВРД при углах атаки и скольжения // Труды ЦАГИ. - 1978. Вып.2328), в котором геометрически подобную модель ЛА с протоками, имитирующими каналы силовой установки, устанавливают в рабочую часть аэродинамической трубы вместе с совокупностью приемников давления, применяемых для одновременного определения параметров течения в протоке модели, которую называют «гребенка». Гребенка для замеров полного и статического давления содержит от одного до трех приемников статического давления, которые вводятся в проток модели, и значительно большее количество приемников, замеряющих полное давление, которые измеряют полное давление на выходе из протока вблизи его среза.

Гребенку приемников статического и полного давления крепят непосредственно на хвостовую державку, с которой предварительно снимают обтекатель. Каждый приемник соединяют с соответствующим преобразователем давления (для этого, например, можно использовать датчик давления мембранного типа, преобразующий измеряемое давление в электрический сигнал) при помощи медной дренажной трубки диаметром 3 мм. В процессе испытаний измеренное давление передается к преобразователям давления, имеющим электрические выходы, присоединенные к измерительной аппаратуре. Далее сигнал преобразователей давления регистрируют, усиливают и обрабатывают при помощи измерительной аппаратуры. Поскольку преобразователи давления имеют значительные размеры, их устанавливают вне рабочей части трубы, при этом дренажные трубки в зависимости от размеров АДТ могут достигать длины от 1,5 до 5 м.

На фигуре 1 показаны приемники полного давления 1 и приемники статического давления 2 с присоединенными пневмотрассами 7, собранные в единую конструкцию - гребенку приемников давления. Приемники давления в гребенке, в данном случае, расположены крестообразно. Также показан способ крепления гребенки к державке модели при помощи хомута 6.

Приемники давления в «гребенке» распределяют по поперечному сечению таким образом, чтобы по их показаниям с достаточной точностью определить расчетом такие параметры, как относительный расход воздуха через проток и внутреннее сопротивление протока. Для изменения относительных расходов воздуха через проток модели применяется дросселирование (уменьшение площади сечения протока с помощью дроссельных шайб). При дросселировании протока некоторые из приемников могут оказаться в зоне затенения плоскостью дроссельной шайбы. В этом случае эти приемники замеряют неполное давление потока, а статическое, величина которого используется для расчета донного сопротивления.

К недостаткам такого способа измерения относятся:

1. Измерение давлений за протоками модели требует снятия обтекателя державки и установки приемников давления с толстым пучком дренажных трубок в количестве, равном сумме приемников полного и статического давления (до нескольких десятков единиц), которые передают давление к преобразователю. Это приводит к значительному искажению обтекания хвостовой части модели и к восприятию аэродинамическими весами сил и моментов, действующих на державку без обтекателя и дренажные трубки и не относящихся к модели, т.е. неправильному определению аэродинамических сил и моментов. Вследствие этого невозможно совмещение измерения давлений и весовых измерений - измерений действующих на модель аэродинамических сил и моментов при помощи аэродинамических весов. Поэтому выполнение программы эксперимента по определению поправок на донное и внутреннее сопротивление и программа определения аэродинамических сил и моментов при помощи аэродинамических весов выполняется отдельно, т.е. количество испытаний удваивается.

Как следствие - потеря времени из-за остановки АДТ после проведения измерений давлений на выходе из протоков модели для переподготовки модели для проведения весовых испытаний, включая демонтаж приемников давления и дренажных трубок. Кроме того, при этом способе измерений присутствуют трудности эксплуатационного характера: при подготовке модели к испытаниям длинные дренажные трубки часто перегибаются, ломаются в месте соединения с приемниками давления и требуют проверки на герметизацию при каждой установке модели в АДТ.

2. Из-за значительной длины пневмотрасс, связывающих приемники давления и преобразователи давления, происходит осреднение (демпфирование) измеряемого давления в трассе. Процесс осреднения зависит от знака давления (разрежение или подпор) и при нестационарном характере обтекания модели получаемые данные измерений не отражают динамику изменения давления по времени (эффект запаздывания).

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка способа измерения параметров газового потока на выходе из протоков аэродинамической модели при помощи приемников давления и весовых измерений в одном эксперименте без проведения дополнительных монтажных работ, что сокращает время подготовки модели для проведения эксперимента, а также расширение области применения способа, например, для исследования характеристик нестационарных течений внутри и на выходе из протоков, имитирующих каналы силовой установки.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе измерения параметров потока на выходе из протоков моделей летательных аппаратов модель с протоками, имитирующими каналы силовой установки, устанавливают в аэродинамической трубе с гребенкой приемников полных и статических давлений, 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.

Известное техническое решение и предлагаемое изобретение поясняются чертежами.

На фиг.1 в двух видах показана схема устройства, реализующего способ-прототип.

На фиг.2 приведена схема устройства, реализующего способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ЛА.

На фигуре 2 показаны приемники полного давления 1 и приемники статического давления 2, присоединенные без использования пневмотрасс непосредственно к малогабаритным автономным преобразователям давления, смонтированным в крестообразном корпусе 3 гребенки. В основании 5 гребенки расположен электронный коммутатор, электрический сигнал от которого передают по кабелю 4, расположенному внутри державки модели, на измерительную аппаратуру. Также показано крестообразное расположение приемников давлений в гребенке и крестообразный профиль самого корпуса гребенки.

Способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ЛА, имитирующих каналы силовой установки, реализуется следующим образом. Геометрически подобную модель с протоками, имитирующими каналы силовой установки, устанавливают на аэродинамические весы. Отдельно собирают гребенку приемников полного 1 и статического давлений 2 (см. фиг.2). В непосредственной близости от приемников давления 1, 2 располагают малогабаритные автономные преобразователи давления, смонтированные в корпусе гребенки 3. В качестве таких преобразователей давления может быть использован, например, блок миниатюрных датчиков давления «БИД-16». Электрические выходы преобразователей подключают к размещенному рядом с преобразователями в основании гребенки 5 электронному коммутатору, электрический сигнал от которого передают по кабелю 4, расположенному внутри державки модели, на измерительную аппаратуру. Модель с установленной гребенкой полных и статических приемников давления помещают в АДТ, и в одном эксперименте проводят измерения и давлений,и аэродинамических сил.

Способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ЛА позволяет:

- уменьшить искажение обтекания хвостовой части фюзеляжа из-за отсутствия толстого пучка дренажных трубок;

- проводить замеры давления и вводить поправки на влияние протоков моделей на АДХ в процессе весового эксперимента, что в 2 раза уменьшает количество испытаний базовой программы;

- избежать потерь времени на переподготовку модели;

- определять нестационарные характеристики течений в протоках.

Способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей летательных аппаратов, в котором модель с протоками, имитирующими каналы силовой установки, устанавливают в аэродинамической трубе с гребенкой приемников полных и статических давлений, передают измеряемые давления к преобразователям давления, электрические выходы которых присоединяют к измерительной аппаратуре, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления. Регулятор давления выполнен в виде последовательно включенных блока сравнения заданного и измеренного значений давления и параллельно соединенных форсирующего и цифрового регулирующего блоков, разделенных переключателями режима управления, входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя, температуры воздуха в форкамере и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высоким быстродействием, высокой точностью в автоматическом режиме. 4 ил.
Наверх