Аэроупругая модель



Аэроупругая модель
Аэроупругая модель

 


Владельцы патента RU 2587525:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости. Сущность изобретения состоит в том, что во внутренней полости аэроупругой модели с лимитированным зазором размещен с возможностью закрепления на опорном устройстве жесткий высокопрочный сердечник, содержащий на своей поверхности демпферы, кроме того, на модели и (или) сердечнике размещены датчики перемещений и датчики системы защиты АДТ. Малый зазор между сердечником и внутренней поверхностью модели и отсутствие влияния колебаний державки или ленточной подвески на результаты измерений относительных перемещений позволяют проводить с высокой точностью измерения упругих перемещений модели (амплитуд, форм и частот колебаний модели), повышая точность и информативность эксперимента. Технический результат заключается в повышении информативности испытаний, повышении безопасности их проведения. 3 ил.

 

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости.

Известны динамически подобные модели для исследования явлений аэроупругости (Лыщинский В.В. Моделирование флаттера в аэродинамических трубах. М.: Физматлит, 2009 г.), в том числе выполненные с применением композитных материалов (Система автоматизированного проектирования, изготовления и инженерного анализа аэроупругих моделей летательных аппаратов и строительных сооружений. Ю.А. Азаров, Е.В., Брускова и др. Труды ЦАГИ, 2014 г., Выпуск 2748, с. 298-317).

Недостатком этих моделей является отсутствие естественной защиты от разрушения при потере устойчивости конструкции в потоке и превышении уровня допустимых деформаций, что повышает стоимость и длительность эксперимента, так как приходится очень осторожно, шаг за шагом приближаться к границе потери устойчивости. В отдельных случаях происходят разрушения дорогостоящих моделей, что ведет к существенным экономическим потерям, проведению трудоемких работ по очистке АДТ и ее простоям.

Для защиты таких моделей были предложены пружинные защелки, останавливающие колебания какой-либо точки конструкции крыла, элерона или руля при достижении опасных амплитуд, и дистанционно управляемые стопоры с электрическими, гидравлическими или пневматическими приводами.

Кроме того, был предложен метод специального ослабления заранее выбранных элементов моделей (В.В. Лыщинский. Моделирование флаттера в аэродинамических трубах. М.: Физматлит, 2009 г. ). При флаттере такой конструкции первым разрушался выбранный элемент, после чего флаттер модели прекращался. Однако эти способы защиты имеют ограниченное быстродействие и не во всех случаях гарантируют безопасность испытаний.

Другим недостатком таких моделей является сложность обеспечения высокой точности измерений ее деформаций, особенно крутильных. Тензодатчики, размещенные в концевых сечениях крыла, недостаточно чувствительны к малым деформациям, а акселерометры измеряют ускорения, переход от которых к перемещениям сопряжен со значительными погрешностями ввиду наличия шумов измерений. Непосредственные измерения упругих перемещений модели затруднены и недостаточно точны ввиду наличия колебаний модели на опорном устройстве, как жесткого целого, со значительными амплитудами в условиях проведения испытаний в АДТ. Кроме того, при задаваемых программой испытаний изменениях углов атаки, скольжения и крена меняется положение модели в рабочей части АДТ, что требует перенастройки системы измерений перемещений.

Известна модель крыла самолета для исследования явлений аэроупругости, взятая за прототип (Бисплингхофф Р.Л., Эшли X., Халфмэн Р.Л. Аэроупругость, Пер. с англ. М., ил, 1958 г. ), в которой имеется внутренняя полость, сообщающаяся с узлами крепления модели (фиг. 1).

Недостатками этой модели являются отсутствие естественной защиты от разрушения при потере устойчивости конструкции в потоке и превышении уровня допустимых деформаций, сложность обеспечения высокой точности измерений ее деформаций.

Задачей данного изобретения являются повышение защищенности модели при проведении испытаний без ухудшения ее свойств и повышение информативности испытаний.

Технический результат заключается в повышении безопасности проведения испытаний и повышении их информативности.

Технический результат достигается тем, что в аэроупругой модели в ее внутренней полости с лимитированным зазором размещен с возможностью закрепления на опорном устройстве жесткий высокопрочный сердечник, содержащий на своей поверхности демпферы, кроме того, на модели и (или) на сердечнике находятся датчики перемещений и датчики системы защиты АДТ.

На фиг. 1 изображена модель крыла самолета для исследования аэроупругих явлений (прототип).

На фиг. 2 изображено поперечное сечение предлагаемой модели крыла с сердечником.

На фиг. 3 изображена модель, закрепленная на стенке (опоре).

Рассмотрим предлагаемое устройство на примере модели крыла.

Внутри аэроупругой модели 1 (фиг. 2) с лимитированным зазором установлен жесткий высокопрочный сердечник 2, закрепленный на опорном устройстве (например, стенке (фиг. 3), хвостовой державке, ленточной подвеске и др.) или в узловых точках исследуемых форм колебаний модели. Положение узловых точек исследуемых форм колебаний модели определяют расчетными методами или по результатам резонансных испытаний. Величина зазора выбирается в зависимости от конструкции модели и условий эксперимента. В местах возможного соприкосновения на модели 1 и на сердечнике 2 находятся датчики 3 системы защиты АДТ (контактные или бесконтактные). На поверхности сердечника 2 размещены демпферы 4 (например, накладки из демпфирующего материала) в местах возможного контакта модели и сердечника. Также на сердечнике 2 размещены датчики перемещений 5 для измерения упругих перемещений модели.

Основной характеристикой способности модели к противодействию превышению амплитуд колебаний, вызывающих ее разрушения, является способность к ограничению этих амплитуд, возникающая при контакте внутренней поверхности модели с жестким и высокопрочным сердечником через демпфер.

Работа устройства происходит в следующем порядке.

В процессе проведения эксперимента в АДТ при превышении допустимых аэродинамических нагрузок, ведущих к потере аэроупругой устойчивости, модель 1 через демпфер 4 соприкасается с сердечником 2, передавая на него излишнюю нагрузку, что предохраняет ее от излишне высоких деформаций и разрушения.

При соприкосновении модели 1 и сердечника 2 при помощи датчиков 3 подается сигнал о превышении допустимого уровня амплитуд колебаний в систему защиты АДТ для прекращения испытаний, обеспечивая таким образом дополнительную защиту модели от разрушения.

Малый зазор между сердечником и внутренней поверхностью модели и отсутствие влияния колебаний державки или ленточной подвески на результаты измерений относительных перемещений позволяют проводить с высокой точностью измерения упругих перемещений модели (амплитуд, форм и частот колебаний модели), повышая точность и информативность эксперимента. Ввиду наличия малых упругих перемещений в пределах малого зазора в качестве датчиков перемещений 5 могут использоваться датчики индуктивного или емкостного типа, которые не влияют на упруго-массовые характеристики модели и ее демпфирующие свойства, обеспечивая высокую чувствительность и точность измерений.

Датчики перемещений 5 могут выступать в качестве датчиков системы защиты, однако это требует согласования измерительной системы с системой защиты АДТ.

Аэроупругая модель с внутренней полостью, отличающаяся тем, что во внутренней полости с лимитированным зазором размещен с возможностью закрепления на опорном устройстве или в узловых точках исследуемых форм колебаний модели жесткий высокопрочный сердечник, содержащий на своей поверхности демпферы, кроме того, на модели и (или) сердечнике размещены датчики перемещений модели и датчики системы защиты аэродинамической трубы (АДТ).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления.

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.

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.

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.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к установкам для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе в присутствии неподвижного экрана.
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.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах.

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.

Изобретение относится к областям авиакосмической и авиационной техники, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик летательного аппарата при проведении летных исследований.

Изобретение относится к области авиации, в частности к экспериментальной аэродинамике, и может быть использовано для испытания моделей сечений лопастей несущего винта вертолета.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, а также регулятор давления. Регулятор давления состоит из сумматора отрицательной обратной связи по давлению, последовательно соединенных фильтра нижних частот и обращенной модели объекта управления, замкнутых положительной обратной связью через сумматор моделью объекта управления. Входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления и температуры воздуха в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высокой точностью в автоматическом режиме без корректирующих устройств. 4 ил.
Наверх