Способ определения аэродинамических характеристик модели и аэродинамическая установка для его осуществления

 

Сущность изобретения: одновременно с изменением угла атаки модели по заданной программе изменяют угол крена, проводят коррекцию указанных углов на величину угловой деформации подвесных средств в вертикальной плоскости и в плоскости крена, после чего регистрируют сигналы тензовесов. Аэродинамическая установка содержит стойки для закрепления хвостовой державки модели, механизм изменения угла атаки, привод изменения угла крена, установленный в стойках, датчики измерения фактических углов атаки и крена модели. Тензовесы установлены с возможностью соединения модели с державкой. Изобретение позволяет определять аэродинамические характеристики моделей в условиях, приближенных к натурным, при одновременном сокращении времени работы аэродинамической трубы. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для определения аэродинамических характеристик моделей объектов, например самолетов, ракет, автомобилей, железнодорожного транспорта, промышленных сооружений и т.д.

Известен способ определения аэродинамических характеристик модели объекта, включающий воздействие на модель, установленную а аэродинамической трубе, набегающим потоком, изменение угла атаки по заданной программе, измерение электрических сигналов измерительных средств и определение по ним аэродинамических характеристик [1] Известна аэродинамическая установка для определения аэродинамических характеристик модели объекта, содержащая модель объекта, хвостовую державку, измерительное средство (тензовесы), соединяющее модель с державкой, привод изменения программного угла атаки модели, смонтированный в модели объекта ([1] с. 45 48).

Недостатками известных технических решений является ограничение экспериментальных возможностей в связи с отсутствием изменения при испытании угла крена и, вследствие этого, невозможность определения аэродинамических характеристик при одновременном изменении углов атаки и крена.

Наиболее близкими техническими решениями, принятыми авторами за прототипы являются: способ определения аэродинамических характеристик модели объекта, включающий воздействие на модель, установленную в аэродинамической трубе, набегающим потоком, изменение угла атаки модели по заданной программе, измерение электрических сигналов измерительных средств (тензометров тензовесов) и определение по ним аэродинамических характеристик [2] аэродинамическая установка для определения аэродинамических характеристик модели объекта, содержащая модель, хвостовую державку, измерительные средства, соединяющие модель с державкой, механизм изменения программного угла атаки, стойки с элементами крепления ( [2] с. 114 115, рис. 4.11, 4.12).

Недостатками этих технических решений являются: ограничение экспериментальных возможностей в связи с отсутствием изменения при испытании модели угла крена и, вследствие этого, невозможность определения аэродинамических характеристик при одновременном изменении углов атаки и крена; недостаточная достоверность определяемых аэродинамических характеристик из-за изменения программных углов атаки и крена за счет деформации подвесных средств в вертикальной плоскости и в плоскости крена модели; значительные эксплуатационные затраты на проведение испытаний, обусловленные необходимостью увеличения объема экспериментов за счет необходимости расширения программ испытаний при дискретных углах крена модели.

Задачей изобретения является определение аэродинамических характеристик модели объекта в условиях, приближенных к натурным за счет расширения экспериментальных возможностей аэродинамической установки.

Техническим результатом предложенных способа и установки является повышение достоверности определяемых аэродинамических характеристик за счет одновременного изменения с углом атаки угла крена модели, а также коррекции при испытании углов атаки и крена, соответственно, на величину угловой деформации подвесных средств в вертикальной плоскости и в плоскости крена модели.

Техническим результатом использования предложенных способа и установки является также сокращение времени работы аэродинамической установки и связанных с этим эксплуатационных затрат, так как при испытании не требуется остановки аэродинамической трубы для перестановки модели в плоскости угла крена.

Технический результат достигается тем, что в известном способе определения аэродинамических характеристик модели объекта регистрируют фактические углы атаки и крена, сравнивают их с программными и, в случае их отличия, изменяют фактические углы атаки и крена до совпадения их с программными, после чего регистрируют электрические сигналы измерительных средств, по которым определяют аэродинамические характеристики модели.

Технический результат достигается также тем, что известная аэродинамическая установка для определения аэродинамических характеристик модели объекта снабжена приводом изменения программного угла крена модели, смонтированным в стойках установки, датчиком программного углового положения модели относительно продольной оси модели, датчиком измерения фактического угла атаки и датчиком измерения фактического угла крена, при этом привод выполнен в виде полого корпуса, внутри которого в подшипниковых опорах установлен полый вал, жестко соединенный с промежуточным элементом, механически связанным с редуктором, вал которого соединен с электродвигателем, расположенным внутри полого корпуса между внутренней стенкой корпуса и промежуточным элементом, причем датчик измерения углового положения модели расположен внутри полого корпуса и механически соединен с промежуточным элементом, корпус содержит ответные узлы под элементы крепления стоек, а полый вал снабжен узлом крепления хвостовой державки.

Именно одновременное с изменением программного угла атаки изменение по заданной программе угла крена, при котором регистрируют фактические углы атаки и крена, сравнивают их с программными и, в случае их отличия, изменяют фактические углы атаки и крена до совпадения их с программными, после чего регистрируют электрические сигналы тензовесов, по которым определяют аэродинамические характеристики модели, в сочетании с аэродинамической установкой, которая снабжена приводом изменения программного угла крена модели, смонтированным в стойках установки, датчиком измерения программного углового положения модели относительно продольной оси модели, датчиком измерения фактического угла атаки и датчиком измерения фактического угла крена, при этом привод выполнен в виде полого корпуса, внутри которого в подшипниковых опорах установлен полый вал, жестко соединенный с промежуточным элементом, механически связанным с редуктором, вал которого соединен с электродвигателем, расположенным внутри полого корпуса между внутренней стенкой корпуса и промежуточным элементом, причем датчик измерения углового положения модели расположен внутри полого корпуса и механически соединен с промежуточным элементом, корпус содержит ответные узлы под элементы крепления стоек, а полый вал снабжен узлом крепления хвостовой державки, приводит к решению поставленной задачи определению аэродинамических характеристик модели объекта в условиях, приближенных к натурным.

Введение при испытаниях модели коррекции углов атаки и крена на величину разности программных и фактических углов, замеренных, соответственно, в вертикальной плоскости и плоскости крена модели, обеспечивает повышение достоверности определяемых аэродинамических характеристик модели.

По сравнению с прототипами, заявленные технические решения сокращают время работы аэродинамической установки и связанные с ней эксплуатационные затраты, так как не требуют повторных остановки и запуска установки из-за перестановки модели в плоскости крена.

На фиг. 1 представлена схема аэродинамической установки с приводом вращения модели относительно продольной оси; на фиг. 2 схема привода вращения модели, смонтированного в стойках аэродинамической установки.

Аэродинамическая установка для определения аэродинамических характеристик модели объекта содержит модель 1, хвостовую державку 2, тензовесы 3, соединяющие модель с державкой, механизм изменения угла атаки 4, стойки с элементами крепления 5. Модель 1 с державкой 2 размещают в рабочей части установки. Установка снабжена также приводом изменения угла крена модели 6, смонтированным в стойках аэродинамической установки и датчиком изменения углового положения модели относительно продольной оси 7. (Выполнение датчика см. например, Агейкин Д. И. и др. "Датчики контроля и регулирования", из-во Маш-ние, М. 1965, с. 114). При этом привод выполнен в виде полого корпуса 8, внутри которого в подшипниковых опорах 9 установлен полый вал 10, жестко соединенный с промежуточным элементом 11, механически связанным с редуктором 12, вал 13 которого соединен с электродвигателем 14, расположенным внутри полого корпуса между внутренней стенкой 15 корпуса 8 и промежуточным элементом 11, причем датчик 7 измерения углового положения модели расположен внутри полого корпуса и механически соединен с промежуточным элементом 11, корпус содержит ответные узлы 16 под элементы крепления стоек, а полый вал снабжен узлом крепления 17 хвостовой державки. В носовой части модели установлены датчики 18 и 19 измерения действительных углов атаки п и крена п Выполняют их, например, в виде однокомпонентных тензометрических весов, по показанию электрических сигналов тензометров которых определяют углы п и п.

Способ определения аэродинамических характеристик модели объекта реализуют следующим образом.

Державку 2 модели объекта 1 устанавливают в стойках 5 аэродинамической установки и закрепляют. Перед испытанием включают механизм изменения угла атаки 4, который поворачивает стойки 5 в аэродинамической трубе на заданный программный угол атаки п. Затем включают электродвигатель 14, который через редуктор 12 поворачивает вал 10 на заданный программный угол крена п, определяемый датчиком 7. После установки модели на заданные программные углы п и п включают аэродинамическую трубу и нагружают модель воздушным потоком, ограниченным стенками 20 аэродинамической трубы, с заданным числом M. Когда аэродинамическая труба вышла на рабочий режим, с помощью датчиков 18 и 19 замеряют действительные углы атаки , так как под действием набегающего потока державка 2 и стойка 5 деформируются и изменяют заданные программные углы п и п. Эти углы будут отличаться от заданных программных углов п и п на , поэтому производят коррекцию действительных углов п и п до совпадения их с п и п. Для коррекции углов снова включают механизм изменения угла атаки 4, который поворачивает стойку 5 на угол и электродвигатель 14, который проворачивает вал 10 на угол Dv. После завершения коррекции углов атаки и крена определяют аэродинамические характеристики с помощью тензовесов 3.

Определение аэродинамических характеристик проводят с различной комбинацией углов aп и п, изменяемых по заданной программе, и с изменением параметров потока аэродинамической трубы по заданному закону.

Формула изобретения

1. Способ определения аэродинамических характеристик модели объекта, включающий воздействие на модель, установленную в аэродинамической трубе, набегающим потоком, изменение угла атаки модели по заданной программе, измерение электрических сигналов средств измерения и определение по ним искомых аэродинамических характеристик, отличающийся тем, что одновременно с изменением угла атаки изменяют по заданной программе угол крена модели, регистрируют фактические углы атаки и крена, сравнивают их с заданными и в случае отличия между ними изменяют фактические углы атаки и крена до их совпадения с заданными, после чего осуществляют измерение электрических сигналов.

2. Аэродинамическая установка для определения аэродинамических характеристик модели объекта, содержащая стойки для закрепления хвостовой державки модели, тензовесы, установленные с возможностью соединения модели с державкой, и механизм изменения угла атаки модели, отличающаяся тем, что она снабжена приводом изменения угла крена модели, установленным в стойках, датчиком измерения заданного углового положения модели относительно ее продольной оси и датчиками измерения фактических углов атаки и крена модели, при этом привод изменения угла крена модели содержит корпус, полый вал с узлом крепления хвостовой державки модели, установленный в подшипниковых опорах внутри корпуса и жестко соединенный с промежуточным элементом, механически связанным с редуктором, вал которого соединен с электродвигателем, расположенным внутри корпуса между его внутренней стенкой и промежуточным элементом, а датчик измерения заданного углового положения модели расположен внутри корпуса и механически соединен с промежуточным элементом.

3. Установка по п.2, отличающаяся тем, что датчики измерения фактических углов атаки и крена выполнены в виде однокомпонентных тензовесов.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике транспортного машиностроения и может быть использовано в отраслях народного хозяйства при создании автомобильного, железнодорожного и др

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, предназначено для испытания моделей летательных аппаратов, транспортных средств, наземных сооружений и т.д

Изобретение относится к стендовому оборудованию, предназначенному для экспериментального исследования течения рабочего тела в турбомашинах

Изобретение относится к экспериментальной аэрогазодинамике, а именно к определению суммарных сил давления, действующих на поверхность модели аппарата, омываемого жидкостью или газом

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к смлоизмерительной технике

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, а более конкретно к экспериментальным аэродинамическим установкам для исследования обтекания газом аэродинамических поверхностей

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения напряжения трения на поверхности самолетов, судов, автомобилей и других транспортных средств и их моделей

Изобретение относится к технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах

Изобретение относится к средствам обучения

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и может быть использовано для измерения аэродинамических сил, действующих на модель летательного аппарата (ЛА) в процессе эксперимента

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для определения аэродинамических характеристик моделей объектов, например самолетов, ракет, автомобилей, железнодорожного транспорта, промышленных сооружений и т.д

Наверх