Модель несущей поверхности летательного аппарата

Изобретение относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник, который выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей, например крыла или горизонтального оперения (часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля), по размаху несущей поверхности устанавливаются нервюры, выполненные разрезными и разъемными, преимущественно из термопластичных материалов, жестко связанные с обшивкой, носок разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, хвостик разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде V-образной оболочки подкрепленной набором нервюр, сменные грузы, моделирующие топливо, установлены во внутреннем объеме силового сердечника. Технический результат заключается в расширении возможностей аэродинамического и аэроупругого моделирования при изготовлении высококачественных аэроупругих аэродинамических моделей несущих поверхностей летательных аппаратов, в упрощении конструкции, повышении оперативности процесса создания высококачественных аэроупругоподобных моделей, повышении прочности модели и точности моделирования жесткостных характеристик и геометрических обводов крыла, оперения летательного аппарата. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и, в частности, к экспериментальным исследованиям проблем аэроупругости летательных аппаратов в аэродинамических трубах (АДТ).

Известна упругодинамическиподобная модель крыла или оперения летательного аппарата и способ ее изготовления (см. Р.Е. Лампер, В.В. Лыщинский. Введение в теорию и моделирование флаттера. Новосибирск, 1999, рис. 4.6, стр. 63, рис. 4.8, стр. 65; Р.Л. Бисплингхофф, Х. Эшли, Р.Л. Халфмен. Аэроупругость. М., ИЛ, 1958, рис. 12, стр. 634-635). Конструкция модели выполнена по так называемой «шашлычной» схеме, при которой на лонжерон, расположенный вдоль оси жесткости крыла или оперения модели, «насажены» и прикреплены к нему в одной точке элементы, создающие заданные обводы (профиль). Достоинство такой модели - ее разборность, возможность использования итерационной доводки жесткости лонжерона, а недостатком является низкое качество поверхности, обусловленное наличием щелей между элементами и неплавным (ступенчатым) изменением деформации по размаху крыла или оперения. Это, а также опасность повреждения носиков и хвостиков элементов практически исключают возможность использования моделей такого типа в скоростных аэродинамических трубах.

Известна поисковая схематическая динамически подобная модель крыла летательного аппарата (ЛА) для исследований флаттера в дозвуковых и трансзвуковых АДТ (В.В. Лыщинский. Моделирование флаттера в аэродинамических трубах. Москва, Физматлит, 2009, стр. 26, рис. 8). Модель состоит из лонжерона и внешней оболочки, приклеенной к лонжерону. Лонжерон выполняется из авиационной фанеры в виде широкого сердечника прямоугольного сечения с различным направлением волокон рубашки относительно оси жесткости. Внешняя оболочка изготавливается из пенопласта, и оклеивается снаружи тонким слоем стеклоткани. Недостатком модели является плохое качество обтекаемой поверхности и низкая точность воспроизведения по размаху жесткостных и массово-инерционных характеристик, требуемых по подобию.

Известны полные конструктивно-подобные модели летательных аппаратов (ЛА), близкие к идеальным моделям-копиям по геометрическим, массовым и жесткостным характеристикам. Конструктивно подобные модели изготавливаются из стали (Дунц Л.С., Федотов В.А. Стальные конструктивно подобные модели. ТВФ №3, 1959 г.) или из полимерных композиционных материалов (Азаров Ю.А. и др. Проектирование и изготовление аэроупругих моделей из полимерных материалов с применением метода быстрого прототипирования. Труды ЦАГИ, выпуск 2698, Москва, 2011, стр. 177). Конструктивно подобные модели имеют тонкостенную неразборную конструкцию. Сборка металлической конструкции выполняется с помощью точечной сварки, а моделей из композиционных материалов - клеевыми соединениями. Недостатком моделей этого типа является низкая прочность и местная жесткость обшивки, необходимость изготовления сложной и дорогостоящей технологической оснастки, длительный срок изготовления, закрытый доступ внутрь модели для установки датчиков давления и акселерометров, а для модели из стали, кроме того, низкое качество обтекаемой поверхности из-за сварных точек.

Наиболее близкими к предлагаемым изобретениям являются универсальная аэродинамическая модель (модель несущей поверхности), принятая за прототип (см. патент РФ №2500995, МПК G01M 9/08, 2012 г.). Модель содержит силовой сердечник и крышку, представляющие в сборе единую разборную конструкцию замкнутой аэродинамической формы. Крышка выполнена из единого блока низкомодульного материала типа пенопласта переменной толщины по размаху и хорде несущей поверхности, разделенного на отсеки. Толщины отсеков плавно уменьшаются по направлению от локальных площадок контакта отсеков с сердечником модели к переходным зонам, при этом углы скоса граней отсеков составляют не более 45-50°. Локальные площадки расположены в центральной части каждого из отсеков, а переходные зоны между отсеками образованы за счет уменьшения толщины единого блока материала. Основными недостатками известного устройства являются нерациональная форма поперечных сечений силовых сердечников с точки зрения весового совершенства модели и смещение оси жесткости от плоскости хорд к внешнему контуру модели. В результате упругоподобная модель оказывается не только в значительной степени перетяжеленной, но, что более важно, распределение массово-инерционных характеристик в конструкции модели, как правило, не соответствует натурному. Для динамически подобных моделей это совершенно недопустимо, поскольку от массово-инерционных характеристик зависят динамические характеристики модели (частоты и формы собственных колебаний), которые являются основными параметрами, определяющими безопасность ЛА от возникновения в полете катастрофических явлений динамической аэроупругости. Это вызвано наличием ограниченного свободного внутреннего объема модели, затрудняющего операции дренирования, тензометрирования и монтажа систем управления рулями. Качество поверхности и точность воспроизведения геометрии такой модели могут быть повышены за счет использования дорогостоящих пресс-форм, но это приводит к значительному повышению стоимости изготовления модели. Отсутствует возможность установки внутри модельного силовозбудителя для проведения частотных испытаний модели в потоке с целью прогнозирования критической скорости флаттера модели по результатам испытаний на дофлаттерных режимах работы АДТ.

Задачей изобретения является разработка конструкции модели несущей поверхности летательного аппарата для проведения параметрических исследований динамических явлений аэроупругости в скоростных аэродинамических трубах в трансзвуковом диапазоне чисел Маха с целью решения практической задачи обеспечения безопасной эксплуатации создаваемых ЛА от возникновения в полете флаттера и бафтинга.

Технический результат заключается в расширении возможностей аэродинамического и аэроупругого моделирования при изготовлении высококачественных аэроупругих аэродинамических моделей несущих поверхностей летательных аппаратов, в упрощении конструкции, повышении оперативности процесса создания высококачественных аэроупругоподобных моделей. Техническим результатом также является повышение прочности модели и точности моделирования жесткостных характеристик и геометрических обводов крыла, оперения летательного аппарата.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в модели несущей поверхности летательного аппарата, содержащей силовой сердечник, представляющей собой в сборе единую разборную конструкцию замкнутой аэродинамической формы с полезным внутренним свободным пространством, сердечник выполнен полым, из пакета монослоев однонаправленного высокомодульного и высокопрочного полимерного композиционного материала, в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей крыла протяженностью не более 55-75% местной хорды или горизонтального оперения - часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля и имеющего не менее 70% суммарной жесткости крыла или горизонтального оперения (киля), по размаху несущей поверхности установлены нервюры, выполненные разрезными и разъемными, преимущественно из термопластичных материалов, жестко связанные с обшивкой, носок разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, и выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, хвостик разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, и выполнен полым с применением композиционных материалов в виде оболочки, подкрепленной набором нервюр, во внутреннем объеме силового сердечника установлены сменные грузы, моделирующие топливо.

Технический результат достигается тем, что носок выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной или оболочки, подкрепленной набором нервюр, с заполненным низкомодульным вспененным материалом объемом между нервюрами,

Технический результат достигается тем, что хвостик выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной или V-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, с заполненным низкомодульным вспененным материалом объемом между нервюрами,

Технический результат достигается тем, что набор нервюр выполнен из композитных материалов.

Технический результат достигается тем, что набор нервюр выполнен из легкого низкомодульного термопластика, на который наформованы монослои однонаправленного высокомодульного и высокопрочного полимерного композиционного материала.

Технический результат достигается тем, что сменные грузы, моделирующие топливо, устанавливаются на силовом сердечнике и стенках нервюр.

Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежами, на которых изображены конструктивная схема модели несущей поверхности ЛА и способ ее изготовления.

На фиг. 1 представлена схема предлагаемой модели несущей поверхности летательного аппарата в собранном виде.

На фиг. 2 представлено поперечное сечение модели вдоль хорды в зоне расположения сменных грузов, моделирующих топливо.

На фиг. 3 и фиг. 4 представлены различные варианты конфигураций механизации крыла, моделируемые сменными носиком и хвостиком соответственно.

Силовой сердечник модели 1 выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей крыла протяженностью не более 55-75% местной хорды или горизонтального оперения (часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля) и имеющего не менее 70% суммарной жесткости крыла или горизонтального оперения (киля). Силовой сердечник 1 модели выполнен полым в виде двух П-образных оболочек из пакетов монослоев однонаправленного высокомодульного и высокопрочного полимерного композиционного материала, соединенных боковыми гранями клеевым способом. Для достижения заданной точности воспроизведения его жесткостных характеристик применена наклейка на отдельных участках определенным образом ориентированных слоев композиционного материала. По размаху несущей поверхности устанавливаются нервюры 2, преимущественно из термопластичных материалов, выполненные разрезными и разъемными. Они крепятся между собой посредством винтового соединения. К нервюрам 2 и силовому сердечнику 1 модели крепятся все основные доводочные грузы, органы управления 3 (элероны, интерцепторы, рули), проводка управления, привода, измерительные трассы модели. В местах установки весовых имитаторов двигателей 4 в силовом сердечнике 1 устанавливаются силовые нервюры 5 с развитыми полками, крепящиеся клеевинтовым соединением.

Носок 6 модели несущей поверхности разделен на съемные сменяемые секции, позволяющие моделировать органы управления, подобные по размерам секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, и выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей крыла протяженностью не более 5-10% местной хорды или горизонтального оперения (часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля) и имеющего не более 15% суммарной жесткости крыла или горизонтального оперения (киля). Носок 6 модели выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки 7 из композиционного материала, подкрепленной набором нервюр 2. Для увеличения местной устойчивости обшивки внутренний объем может быть заполнен низкомодульными вспененными материалами.

Хвостик 8 несущей поверхности разделен на съемные, сменяемые секции, позволяющие моделировать органы управления, подобные по размерам секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, и выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей крыла протяженностью не более 7-25% местной хорды или горизонтального оперения (часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля) и имеющего не более 15% суммарной жесткости крыла или горизонтального оперения (киля). Хвостик 8 модели выполнен полым с применением композиционных материалов в виде V-образной оболочки 9 из композиционного материала, подкрепленной набором нервюр 2. Для увеличения местной устойчивости обшивки внутренний объем может быть заполнен низкомодульными вспененными материалами.

Воспроизведение массово-инерционных характеристик, требуемых по подобию, обеспечивается установкой доводочных грузов на стенках нервюр 2, а возможность проведения в рамках одной модели поисковых параметрических исследований (на этапе проектных решений при разработке ЛА) по оптимальному распределению конструкционного веса в несущей поверхности или последовательности выработки топлива в полете из баков крыла для исключения опасности возникновения флаттера в полете достигается установкой сменных грузов 10, моделирующих топливо, во внутреннем объеме силового сердечника 1. При этом в силовом сердечнике 1 располагаются разнесенные по размаху цилиндрические оболочки 11, оси вращения которых принадлежат плоскости хорд и параллельны плоскостям нервюр, закрепленные посредством клеевого соединения, торцевые части которых образуют отверстия в боковых стенках сердечника 1. В районе оси жесткости предусмотрена упорная стенка, через которую проходит ось навески топливных грузов 12. Грузы прижимаются к упорной стенке через цилиндрической формы втулки 13 различной длины и с внешней стороны фиксируются самостопорящимися гайками. Втулки 13 обеспечивают выполнение требований подобия инерционных характеристик и положений центров тяжести для различных загрузок топлива.

Процедура испытаний модели заключается в том, что сначала модель устанавливают в рабочей части трансзвуковой АДТ, затем все типы датчиков с помощью переходных кабелей подключают к системе сбора и обработки данных, которая состоит из подсистемы измерения динамического давления, подсистемы измерения виброускорений и подсистемы измерения статических и динамических напряжений. Перед испытаниями выполняется контрольная проверка функционирования всех подсистем. Для этого включается внутримодельный силовозбудитель и определяются в заданном диапазоне частот амплитудно-частотные характеристики модели и регистрируются сигналы с датчиков. Каждый пуск АДТ выполняется по заданной траектории q(M) в соответствии с программой испытаний модели. Пуск выполняется в пошаговом режиме. На заранее заданных фиксированных числах М (и скоростного напора q) включается силовозбудитель, и в заданном диапазоне частот вынужденных колебаний модели регистрируются сигналы с установленных датчиков. Для уменьшения погрешностей при обработке сигналов включение силовозбудителя и регистрация сигналов с датчиков выполняются несколько раз. Обработка и анализ полученной информации выполняются после окончания испытаний модели в АДТ.

Изобретение позволяет реализовать изготовление и испытания в скоростных аэродинамических трубах для исследования комплекса проблем аэродинамики, аэроупругости, динамики полета единого ряда аэродинамических упругодинамически подобных моделей, имеющих общую основу: либо единую пресс-форму, либо (и) единый силовой сердечник, на котором крепятся съемные сменяемые секции носика и хвостика, позволяющие моделировать органы управления. При необходимости варьирования масштаба скоростных напоров силовой сердечник модели также может быть выполнен сменяемым, в том числе жестким для жестких аэродинамических моделей. Обшивка моделей гладкая без уступов. Она может быть дренирована, тензометрирована (как и каркас модели), оснащена датчиками, трассы к которым располагаются в пространстве между сменной обшивкой и каркасом. Практически любая модель для исследования любой проблемы аэромеханики в аэродинамической трубе может быть спроектирована и изготовлена на предлагаемой основе. Возможность проведения в рамках одной модели поисковых параметрических исследований (на этапе проектных решений при разработке ЛА) по оптимальному распределению конструкционного веса в несущей поверхности или последовательности выработки в полете топлива из баков крыла для исключения опасности возникновения флаттера достигается установкой сменных грузов, моделирующих топливо, во внутреннем объеме силового сердечника, кроме того, в результате снижаются затраты на производственные работы и уменьшается время на подготовку и обслуживание эксперимента в АДТ. Изготовлен опытный образец модели, подтвердивший вышеуказанные технические результаты.

1. Модель несущей поверхности летательного аппарата, содержащая силовой сердечник, представляющая собой в сборе единую разборную конструкцию замкнутой аэродинамической формы с полезным внутренним свободным пространством, отличающаяся тем, что сердечник выполнен полым из пакета монослоев однонаправленного высокомодульного и высокопрочного полимерного композиционного материала, в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей крыла протяженностью не более 55-75% местной хорды или горизонтального оперения - часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля и имеющего не менее 70% суммарной жесткости крыла или горизонтального оперения (киля), по размаху несущей поверхности установлены нервюры, выполненные разрезными и разъемными, преимущественно из термопластичных материалов, жестко связанные с обшивкой, носок разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, и выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, хвостик разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, и выполнен полым с применением композиционных материалов в виде оболочки, подкрепленной набором нервюр, во внутреннем объеме силового сердечника установлены сменные грузы, моделирующие топливо.

2. Модель несущей поверхности летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что носок выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, с заполненным низкомодульным вспененным материалом объемом между нервюрами,

3. Модель несущей поверхности летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что хвостик выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, с заполненным низкомодульным вспененным материалом объемом между нервюрами

4. Модель несущей поверхности летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что хвостик выполнен полым с применением композиционных материалов в виде V-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, с заполненным низкомодульным вспененным материалом объемом между нервюрами,

5. Модель несущей поверхности летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что набор нервюр выполнен из композитных материалов.

6. Модель несущей поверхности летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что набор нервюр выполнен из легкого низкомодульного термопластика, на который наформованы монослои однонаправленного высокомодульного и высокопрочного полимерного композиционного материала.

7. Модель несущей поверхности летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что сменные грузы, моделирующие топливо, устанавливаются на силовом сердечнике и стенках нервюр.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Для формирования управляющего сигнала для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия ГЛА при проведении опережающих летных исследований аэродинамических характеристик измеряют высоту, скорость полета, углы атаки и крена, температуру, давление, плотность атмосферы, вычисляют скоростной расчетный угол крена определенным образом, корректируют вычисленное значение с учетом рассчитанного определенным образом опережающего сигнала, находят требуемое скорректированное значение угла крена, необходимое при реализации переходного процесса для выхода на траекторию модели.

Изобретение относится к летным испытаниям (ЛИ) моделей летательных аппаратов (ЛА) и непосредственно самих ЛА, а именно к способам определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА).

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.

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 относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник, который выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей, например крыла или горизонтального оперения, по размаху несущей поверхности устанавливаются нервюры, выполненные разрезными и разъемными, преимущественно из термопластичных материалов, жестко связанные с обшивкой, носок разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, хвостик разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде V-образной оболочки подкрепленной набором нервюр, сменные грузы, моделирующие топливо, установлены во внутреннем объеме силового сердечника. Технический результат заключается в расширении возможностей аэродинамического и аэроупругого моделирования при изготовлении высококачественных аэроупругих аэродинамических моделей несущих поверхностей летательных аппаратов, в упрощении конструкции, повышении оперативности процесса создания высококачественных аэроупругоподобных моделей, повышении прочности модели и точности моделирования жесткостных характеристик и геометрических обводов крыла, оперения летательного аппарата. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх