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

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.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает зонный нагрев наружной поверхности изделия за счет контакта с нагревателем. Распределение температуры по высоте изделия задается электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, которые соединены в электрическую цепь параллельно и сформированы за счет намотки токопроводящей нити под и (или) поверх электрических шин, размещенных на изделии вдоль образующих. Количество витков токопроводящей нити в каждом электропроводящем секторе выбирается по формуле: где Ni - количество витков в i-м секторе; U - напряжение на шинах; ρ - удельное сопротивление токопроводящего материала; Ri - наружный радиус изделия в i-м секторе; qi - требуемая плотность теплового потока в i-м секторе; Sn - площадь поперечного сечения токопроводящей нити; Δh - высота i-го сектора. Технический результат - устранение ограничений по заданию температурного поля на поверхности испытуемых объектов, высота которых меньше диаметра основания. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к методике теплопрочностных испытаний носовых обтекателей и передних кромок воздухозаборника гиперзвуковых летательных аппаратов (далее ГЛА) с помощью инфракрасных нагревателей по программе гиперзвукового полета и касается способа создания большой величины плотности теплового потока (4-5 МВт/м2) и последующей передачи его на испытываемый объект в очень короткий срок (менее 0,1 с), в частности, на самую переднюю часть носового обтекателя или переднюю кромку воздухозаборника. Способ заключается в том, что с помощью автономного высокотемпературного нагревателя в специальной камере, расположенной перпендикулярно оси носовой части, накапливают тепловую энергию (тепловой поток), а затем через регулируемую диафрагму, определяющую распределение теплового потока по носку обтекателя, создают необходимую плотность теплового потока и совместно с боковыми нагревателями облучают этим тепловым потоком носовую часть обтекателя, раскрывая нижнюю стенку специальной камеры, находящейся непосредственно над фокусирующей диафрагмой и носком испытываемого обтекателя, причем нижняя стенка, состоящая из двух или нескольких частей, раскрывается со скоростью, обеспечивающей полетную скорость нарастания теплового потока на носке обтекателя совместно с боковыми нагревателями. Технический результат - обеспечение теплового удара на носок обтекателя, что имеет место при достижении гиперзвуковых скоростей полета и появлении сверхзвукового скачка в исключительно малый промежуток времени, упрощение процесса нагревания объекта, повышение достоверности и точности воспроизведения температурного поля. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы. Устройство содержит узел крепления державки для установки модели и три стойки, соединенные с одной стороны с шарнирами, установленными в двух точках, разнесенных по длине узла крепления державки, а с другой стороны - с тремя шарнирами, установленными на ползунах, размещенных на закрепленной в рабочей части продольной направляющей, и взаимодействующих с автономными приводами. Дополнительно оно снабжено дополнительной направляющей, установленной в рабочей части симметрично относительно вертикальной плоскости к основной, с дополнительными тремя ползунами и установленными на них дополнительными шарнирами, дополнительными шарнирами в двух точках на узле крепления державки, симметричными относительно вертикальной плоскости к основным, и дополнительными тремя стойками, соединяющими соответствующие дополнительные шарниры на узле крепления державки и ползунах. При этом соответствующие пары основных и дополнительных ползунов соединены перпендикулярными к вертикальной плоскости каретками, взаимодействующими с автономными приводами. Основной и дополнительный шарниры, размещенные на хвостовой части узла крепления державки, смещены по вертикали относительно продольной оси узла крепления державки на расстояние, соответствующее ее максимальному повороту в вертикальной плоскости. Части стоек, размещаемые в потоке аэродинамической трубы, выполнены обтекаемой формы, а части стоек, находящиеся вне потока и размещенные на одинаковых каретках, соединены перемычками. Технический результат заключается в повышении жесткости устройства и точности позиционирования модели в рабочей части аэродинамической трубы и расширении его функциональных возможностей. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к испытательным стендам для аэродинамических испытаний транспортных средств, а именно к покрытиям стендов. Покрытие используется в испытательном стенде для аэродинамических измерений транспортных средств с, по меньшей мере, одним ленточным транспортером, проходящим, по меньшей мере, в области черного пола у передних и задних колес транспортного средства. При этом покрытие содержит множество опорных элементов, которые могут быть покрыты пластиковым материалом. Технический результат заключается в повышении прочности, упрощении ремонта и стойкости к загрязнениям. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

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.

Наверх