Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата



Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата
Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата
Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата
Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2610791:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата включает закрепленный на боковой державке тонкостенный корпус с кормовым соплом и дренажными отверстиями по наружной поверхности, дренажные трубки, проложенные в боковой державке и соединенные с устройством регистрации давления, систему подачи сжатого воздуха к модельному соплу, состоящую из баллона со сжатым воздухом, воздуховодов, проложенных в боковой державке, и внутренней полости модели. В стенках корпуса модели для размещения дренажных трубок выполнены полости, закрытые с наружной стороны оболочками, повторяющими внешние обводы корпуса модели. Дренажные трубки идут от боковой державки модели внутри выполненных полостей и стыкуются с боковыми каналами в теле основной части корпуса модели. Каналы выполнены со стороны образованных полостей в корпусе до пересечения с внешними дренажными отверстиями, воспринимающими статическое давление. Изобретение направлено на повышение достоверности результатов измерения распределения давления. 3 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к измерительной технике, а именно к аэродинамическим моделям для исследования распределения давления по поверхности тонкостенной модели, испытываемой в аэродинамических трубах при условии имитации струи кормового ракетного двигателя.

В задаче определения аэродинамических характеристик модели летательного аппарата (ЛА) важное место занимает исследование распределения давления на обтекаемой поверхности, проводимое для определения местного распределения сил и характера течения у поверхности ЛА. По результатам такого исследования разрабатываются рациональные формы профиля поверхности ЛА. Обычно такое определение распределения давления по поверхности обеспечивается приемными дренажными отверстиями, размещенными на обтекаемой поверхности модели, а к этим отверстиям с внутренней стороны поверхности подводятся дренажные трубки, идущие к манометрам, которые фиксируют значения измеряемых величин давления.

В качестве ближайшего аналога конструкции аэродинамической модели принята конструкция аэродинамической модели, схемы работы измерительных устройств которой приведены в [1] на стр 167, 220, 260 ([1] - книга авторов Краснова Н.Ф., Кошевого В.Н., Данилова А.Н. и др. "Прикладная аэродинамика", М., "Высшая школа", 1974 г.).

Согласно приведенным схемам поверхность модели дренируется, и к дренажным отверстиям подсоединяются и вводятся внутрь полого корпуса модели соединительные дренажные трубки для замера давлений по поверхности модели. Дренажные трубки подводятся к измерительному устройству, например, к батарейному манометру [1, стр 260], входящему в систему измерений распределения давления.

Эта задача определения распределения давления по поверхности модели становится особо сложной, если на модели ЛА моделируется работа кормового ракетного двигателя, реактивная струя которого имитируется подводимым через боковую державку сжатым воздухом (см. фиг. 1).

Весь внутренний объем модели в этом случае занят воздушной полостью, обеспечивающей необходимый расход воздуха через сопло модельного кормового двигателя, и размещать в этом внутреннем объеме большое количество соединительных дренажных трубок от манометров к дренажным отверстиям, выполненным на обтекаемой поверхности модели, недопустимо из-за сокращения проходного сечения воздушной полости и, как следствие, из-за необеспечения требуемого расхода воздуха для имитации струи кормового двигателя.

Таким образом, аэродинамическая модель, предназначенная для исследования распределения давления по ее поверхности, проводимого в аэродинамической трубе при условии имитации струи кормового двигателя, не имеет внутренних полостей для размещения дренажных трубок, что вынуждает искать возможности разместить дренажные трубки в пределах тонкой стенки корпуса модели.

На стр. 18-19 [1] отмечено, что "при исследовании обтекания тонких тел (тонкое крыло или корпус) бывает практически невозможно расположить дренажные отверстия на тех участках поверхности, к которым нельзя провести дренажные трубки из-за малых поперечных сечений тела".

В случае, когда внутренние дренажные трубки невозможно разместить внутри модели из-за малых поперечных размеров модели, в практике изготовления аэродинамических моделей возможна укладка дренажных трубок в канавки, выполненные на наружной поверхности модели (см. [2], стр. 552, книга авторов Горлина СМ. и Слезингера И.И. "Аэромеханические измерения, методы и приборы", М., изд. "Наука", 1964 г.) (см. фиг. 1).

Практика использования размещения дренажных трубок в канавки на поверхности модели имеет существенные недостатки: после укладки дренажных трубок (изготавливаемых по необходимости из легко деформируемого материала) в криволинейные канавки необходимо канавки заполнить шпаклевочным материалом или припоем заподлицо с поверхностью с целью обеспечения высоких требований по чистоте обтекаемой поверхности (чего практически не удается достичь, поскольку материал заполнителя отличается по своим характеристикам от материала поверхности модели и искажается структура пограничного слоя). Да и обеспечить необходимые требования к дренажным отверстиям в стенках податливых дренажных трубок, уложенных в канавки, также практически невозможно из-за высоких требований к размерам дренажных отверстий: отношение глубины сверления дренажа h к диаметру дренажного отверстия D должно быть в пределах 3÷5, т.е. h/D=3÷5, дренажные отверстия сверлятся перпендикулярно к обтекаемой поверхности модели, должны быть калиброванными (без заусенец и зазубрин), что тяжело выполнить в стенке дренажной трубки из податливого материала, причем трубка уложена в канавку, заделанную также податливым при сверлении дренажных отверстий материалом, что затрудняет выполнение строгих требований к отверстиям.

Проложенные по поверхности модели канавки, обеспечивая исследование распределения давления вдоль поверхности модели, должны прокладываться по винтовым траекториям, поскольку число дренажных отверстий составляет обычно значение 10-20, и эти канавки надо свести к боковой державке (в одно место, т.к. торец модели занят модельным двигателем). Таким образом, вся внешняя поверхность модели будет изрезана проложенными криволинейными и заделанными канавками, искажающими чистоту и однородность обтекаемой поверхности в местах замера давления.

Итак, в рассмотренных известных аэродинамических моделях ЛА для определения влияния струи кормового ракетного двигателя на распределение давления по поверхности ЛА выявлены следующие недостатки: при наличии тонкостенного корпуса модели невозможно проложить дренажные трубки к точкам замера давления, соблюдая аэродинамически гладкую поверхность вблизи дренажных отверстий, и выполнить дренажные отверстия, обеспечивающие точность замера давления.

С целью устранения указанных недостатков предлагается новое техническое решение для замера давления на поверхности модели.

Технической задачей данного предложения является такое исследование распределения давления по поверхности тонкостенной аэродинамической модели в аэродинамических испытаниях с имитацией струй кормового двигателя, при котором полностью выполняются все строгие требования, предъявляемые к замерам статического давления на поверхности ЛА.

Данная техническая задача решается тем, что модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата, включающая в себя закрепленный на боковой державке тонкостенный корпус модели с кормовым соплом и дренажными отверстиями по наружной поверхности, дренажные трубки, проложенные в боковой державке и соединенные с устройством регистрации давления, систему подачи сжатого воздуха к модельному соплу, состоящую из баллона со сжатым воздухом, воздуховодов, проложенных в боковой державке, и внутренней полости модели, отличается от ближайшего аналога тем, что в стенках корпуса модели для размещения дренажных трубок выполнены полости, закрытые с наружной стороны оболочками, повторяющими внешние обводы корпуса модели, а дренажные трубки идут от боковой державки модели внутри выполненных полостей и стыкуются с боковыми каналами в теле основной части корпуса модели, при этом каналы выполнены со стороны образованных полостей в корпусе модели до пересечения с внешними дренажными отверстиями, воспринимающими статическое давление.

Графические материалы, иллюстрирующие предлагаемое техническое предложение, приведены на фиг. 2, 3.

Аэродинамическая модель ЛА содержит модель 1 с тонкостенным корпусом и модельным соплом 2 для исследования распределения давления по ее поверхности в аэродинамических испытаниях с имитацией струи кормового ракетного двигателя, закрепленную на боковой державке 3, выполненной в виде пилона, систему измерения давления, состоящую из приемных дренажных отверстий 4, расположенных на наружной поверхности модели 1 и сообщающихся с каналами 5, выполненными внутри тонкостенного корпуса, в свою очередь соединенными с выводными дренажными трубками 6, присоединяемыми к регистрирующему манометру 12 и размещаемыми в боковой державке 3 и в полостях 13, выполненных внутри стенки корпуса модели, а также систему подачи сжатого воздуха к модельному соплу 2, состоящую из баллона со сжатым воздухом 8, воздуховодов 9, проложенных в боковой державке 3, и внутренней полости модели 10 и обеспечивающую расходную характеристику модельного двигателя. Модель в сборе устанавливается в рабочей части аэродинамической трубы на монтажной плите 11, и к ней с помощью соединительных дренажных трубок 6 присоединяется групповой регистрирующий манометр 12, а к системе подачи сжатого воздуха к модельному соплу присоединяется баллон с воздухом высокого давления 8. При этом дренажные отверстия 4 просверливаются по наружной поверхности корпуса 1 в местах исходной толщины корпуса (см. фиг. 3), т.е. вне мест расположения полостей 13.

Суть предлагаемого изобретения состоит в том, что дренажные трубки, соединенные с дренажными отверстиями, размещены в полостях в пределах исходной толщины стенки корпуса модели под оболочками, восполняющими внешние обводы корпуса модели, при этом дренажные отверстия просверлены на внешней обтекаемой поверхности там, где сохранена исходная толщина стенки корпуса модели. Измеряемое давление, воспринимаемое дренажными отверстиями, передается через выполненные боковые каналы и дренажные трубки к измерительным устройствам давления, например к батарейному манометру.

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить аэродинамически гладкую поверхность всей модели ЛА и, что особенно важно, - в местах расположения дренажных отверстий - приемников измеряемого давления, которые в соответствии с этим техническим решением можно выполнить с соблюдением всех строгих требований, предъявляемых к дренажным отверстиям со стороны аэродинамики.

Предлагаемая конструкция модели ЛА позволяет по результатам испытаний в аэродинамической трубе получить точные и достоверные данные по влиянию струи кормового реактивного двигателя на распределение давления по поверхности ЛА и на аэродинамические характеристики ЛА в целом в условиях взаимодействия набегающего потока с расширенной струей кормового реактивного двигателя, что крайне важно при создании современных летательных аппаратов, осуществляющих полет на больших высотах и на больших скоростях.

Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата, включающая в себя закрепленный на боковой державке тонкостенный корпус с кормовым соплом и дренажными отверстиями по наружной поверхности, дренажные трубки, проложенные в боковой державке и соединенные с устройством регистрации давления, систему подачи сжатого воздуха к модельному соплу, состоящую из баллона со сжатым воздухом, воздуховодов, проложенных в боковой державке, и внутренней полости модели, отличающаяся тем, что в стенках корпуса модели для размещения дренажных трубок выполнены полости, закрытые с наружной стороны оболочками, повторяющими внешние обводы корпуса модели, а дренажные трубки идут от боковой державки модели внутри выполненных полостей и стыкуются с боковыми каналами в теле основной части корпуса модели, при этом каналы выполнены со стороны образованных полостей в корпусе модели до пересечения с внешними дренажными отверстиями, воспринимающими статическое давление.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции крупноразмерных аэродинамических моделей летательных аппаратов, применяющихся для испытаний в аэродинамических трубах. Устройство состоит из соединенных между собой сердечников фюзеляжа, крыла с подвижной механизацией, подвижного хвостового оперения с закрепленными на них шпангоутами, продольными элементами и плоскими профилированными элементами, повторяющими внутренний контур обшивки.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к аэродинамическим моделям летательных аппаратов для исследования распределения давления по поверхности тонкостенной модели, испытываемой в аэродинамических трубах при условии имитации струи кормового ракетного двигателя.

Способ определения баллистического коэффициента объекта по результатам внешнетраекторных измерений параметров его движения на атмосферном участке пассивного полета.

Изобретение относится к области экспериментальных исследований динамических явлений аэроупругости летательных аппаратов в аэродинамических трубах. Динамически подобная аэродинамическая модель несущей поверхности содержит силовую упругую балку-лонжерон, дренированные блоки, установленные по размаху модели на силовую балку-лонжерон, нервюры, секции верхней и нижней обшивки, модельный электрогидравлический силовозбудитель для вынужденных колебаний модели в потоке, технические средства для измерений амплитудно-частотных характеристик модели.

Изобретение относится к конструкции лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов, предназначенных для испытаний в аэродинамических трубах. Лопасть аэродинамической модели воздушного винта содержит верхнюю и нижнюю обшивки, лонжерон, вкладыши, балансировочные и противофлаттерные грузы и носовые накладки.

Изобретение относится к конструкции и способу изготовления лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов, применяющихся для испытаний в аэродинамических трубах.

Изобретение относится к авиационной технике и касается экспериментальных исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов (ЛА) в аэродинамических трубах.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к исследованию проблем аэроупругости летательных аппаратов в области авиационной техники, а именно к разработке моделей для аэродинамических труб.

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при исследованиях характеристик аэродинамических моделей (АДМ) транспортных средств. .

Струйное устройство для измерения отношения абсолютных давлений относится к технике автоматического управления и, в частности, к струйной пневмоавтоматике и может быть использовано в системах регулирования клапанами перепуска воздуха и направляющими аппаратами компрессора газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к измерительному преобразователю давления для датчика давления для определения, по меньшей мере, одного давления в технологической среде. .

Изобретение относится к интерфейсам услуг для телефонии. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения профиля ударной волны и измерения поля избыточного давления на заданной поверхности.

Изобретение относится к средствам для измерения параметров газового потока или жидкости в трубопроводах. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к цифровым измерительным устройствам для измерения давления. .

Изобретение относится к струйной пневмоавтоматике. .

Изобретение относится к экспе - риментальной аэродинамике и предназначено для измерения коэффициентов давления на поверхности испытуемого объекта и регистрации их распределения по заданной оси сечения тела объекта при исследовании в аэродинамической трубе малых скоростей воздушного потока.
Наверх