Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя



Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя
Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя
Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2564785:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

Изобретение относится к испытаниям реактивных двигателей. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, содержит расположенную в аэродинамической трубе опорную стойку с подвижной платформой. Опорная стойка имеет шарнирно соединенные с ней звенья, обеспечивающие платформе с закрепленным на ней корпусом реактивного двигателя возможность вертикального перемещения при воздействии на крыло набегающего воздушного потока. Платформа имеет приспособление для зажима держателя корпуса реактивного двигателя. Система измерений содержит закрепленный на опорной стойке поворотный гидроцилиндр, соединенный штоком с одним из звеньев и шлангами с манометром. Изобретение направлено на повышение точности определения подъемной силы крыльев. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиастроению, имеет гражданское назначение и касается испытаний моделей корпусов реактивных двигателей с прикрепленными к ним крыльями.

Известен стенд для определения подъемной силы крыла, содержащий расположенную в аэродинамической трубе опорную стойку с подвижной платформой [1].

Задача изобретения заключается в возможности экспериментального определения подъемной силы крыльев, установленных на корпусе реактивного двигателя.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в стенде для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, содержащем расположенную в аэродинамической трубе опорную стойку с подвижной платформой, опорная стойка имеет шарнирно соединенные с ней звенья, обеспечивающие платформе с закрепленным на ней корпусом реактивного двигателя возможность вертикального перемещения при воздействии на крыло набегающего воздушного потока. Платформа имеет приспособление для зажима держателя корпуса реактивного двигателя. Система измерений содержит закрепленный на опорной стойке поворотный гидроцилиндр, соединенный штоком с одним из звеньев и шлангами с манометром. На опорной стойке установлены ограничители поворота звеньев.

На фиг. 1 изображен объект аэродинамических измерений - модель корпуса реактивного двигателя с крыльями (корпус-среднеплан), общий вид; на фиг. 2 изображен стенд для экспериментального определения подъемной силы крыльев, установленных на корпусе реактивного двигателя; на фиг. 3 изображено приспособление для зажима держателя корпуса реактивного двигателя.

Стенд для определения подъемной силы крыльев 1, установленных на корпусе 2 реактивного двигателя, имеющем держатель 3 (фиг. 1) для условного крепления к летательному аппарату (не показан), содержит аэродинамическую трубу 4 с защитными решетками 5, люками 6 и побудителем 7 тяги, например вентилятором с переменной частотой вращения (фиг. 2). В аэродинамической трубе неподвижно установлена опорная стойка 8 с шарнирно соединенными с ней звеньями 9, несущими платформу 10. Платформа имеет приспособление 11 для зажима держателя корпуса реактивного двигателя. Звенья обеспечивают платформе возможность вертикального перемещения при воздействии на крылья набегающего воздушного потока. Платформа связана с системой 12 измерений, содержащей, например, закрепленный на опорной стойке поворотный гидроцилиндр 13, соединенный штоком 14 с одним из звеньев и шлангами 15 с манометром 16. Для ограничения поворота звеньев на опорной стойке установлены нижний и верхний (пружинный) ограничители 17. На одном из звеньев подвешен груз 18, уравновешивающий массу объекта измерений.

Изготавливают, по меньшей мере, одну модель корпуса 2 реактивного двигателя с держателем 3 и крыльями 1, расположенными, например, посредине (фиг. 1). В аэродинамическую трубу 4, имеющую защитные решетки 5, люки 6 и побудитель 7 тяги, устанавливают опорную стойку 8 с шарнирно соединенными с ней звеньями 9, подвижную платформу 10 (фиг. 2). К платформе прикрепляют приспособление 11 (фиг. 3) для зажима держателя корпуса реактивного двигателя. Звенья связывают (соединяют) с системой 12, содержащей закрепленный на опорной стойке поворотный гидроцилиндр 13 со штоком 14, шлангами 15 и манометром 16. Для ограничения поворота звеньев на опорной стойке устанавливают нижний и верхний (пружинный) ограничители 17. На платформе закрепляют модель корпуса реактивного двигателя с крыльями, массу модели уравновешивают грузом 18.

При включении побудителя тяги в аэродинамической трубе происходит перемещение воздуха с нарастающими скоростями. Набегающие на модель потоки воздуха воздействуют на крылья, создавая увеличивающуюся аэродинамическую подъемную силу, приводящую в движение шарнирно соединенные с опорной стойкой звенья. При этом звенья обеспечивают платформе возможность вертикального перемещения и одновременно воздействуют на измерительную систему. Величину подъемной силы крыльев модели определяют в зависимости от их профиля, формы, массы и скорости воздушного потока. Имея несколько моделей корпусов разнообразных реактивных двигателей с крыльями, можно экспериментально подобрать модель для практического использования в конструкции летательного аппарата.

Предложенный стенд создает возможность экспериментального определения подъемной силы крыльев, установленных на корпусе реактивного двигателя.

Источники информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский. - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С. 41, второй рисунок сверху.

1. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, содержащий расположенную в аэродинамической трубе опорную стойку с подвижной платформой, отличающийся тем, что опорная стойка имеет шарнирно соединенные с ней звенья, обеспечивающие платформе с закрепленным на ней корпусом реактивного двигателя возможность вертикального перемещения при воздействии на крыло набегающего воздушного потока.

2. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, по п. 1, отличающийся тем, что платформа имеет приспособление для зажима держателя корпуса реактивного двигателя.

3. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, по п. 1, отличающийся тем, что система измерений содержит закрепленный на опорной стойке поворотный гидроцилиндр, соединенный штоком с одним из звеньев и шлангами с манометром.

4. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, по п. 1, отличающийся тем, что на опорной стойке установлены ограничители поворота звеньев.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Рабочая часть аэродинамической трубы включает камеру давления, перфорированные стенки на границах потока и шумоглушащие сетки.

Изобретение относится к области машиностроения и авиационно-космической отрасли промышленности и может быть использовано при проведении испытаний конструкции летательных аппаратов и их узлов (головных обтекателей) из неметаллических материалов на тепловые, а также комплексные термовибрационные и термовакуумные воздействия.

Изобретение относится к области тепловых испытаний и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет включает нагрев и контроль температуры обтекателя в зоне узла соединения керамической оболочки со шпангоутом.
Изобретение относится к области стендовых тепловых испытаний и может быть использовано для диагностики характеристик термопрочности и термостойкости эксплуатируемых металлов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к технике экспериментов в аэродинамических трубах кратковременного (импульсного) действия с продолжительностью пуска порядка 40 миллисекунд, работающих при высоких давлениях и температурах газа.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

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.

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.

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.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока углекислого газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия типа импульсных аэродинамических труб с целью газотермодинамических исследований. Согласно способу осуществляют наполнение форкамеры исходным газом с заданными температурой и давлением, состоящим из смеси газов, в которой электродуговым разрядом инициируют экзотермическую реакцию. При этом концентрации оксида углерода и кислорода находятся в стехиометрическом соотношении, а изменением числа молей «n» углекислого газа обеспечивают регулирование температуры и давления образующегося рабочего газа с последующим его истечением из форкамеры после завершения реакции и принудительного вскрытия диафрагмы. Технический результат заключается в уменьшении энергозатрат на нагрев исходного газа, снятии ограничения по удельной энергии, вкладываемой в нагрев исходного газа, и снижении загрязнения полученного рабочего газа. 3 ил.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для проектирования аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Предлагаемый способ воспроизведения аэродинамического нагрева дает возможность задать температурное поле элементов ЛА типа тел вращения с минимальными энергетическими затратами и с равномерным тепловым нагружением в сечениях изделия. Отличительными признаками способа является возможность задания температурного поля по высоте изделия, если известно значение температуры в одном сечении и геометрические размеры изделия. Способ включает условное разбиение поверхности изделия на сектора по окружности изделия, определения толщины секторов по электрическому сопротивлению, монтаж электропроводящего слоя на наружной поверхности изделия, расположение на изделии токоведущих шин и чехла из теплоизоляционного материала. Технический результат - повышение точности и достоверности результатов теплопрочностных испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов. 1 ил.
Наверх