Аэродинамическая модель летательного аппарата с интегрированным воздушно-реактивным двигателем

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний для измерения аэродинамических сил, действующих на уменьшенную в масштабе модель летательного аппарата в аэродинамической трубе в процессе экспериментального определения летно-технических и тягово-экономических характеристик летательных аппаратов. Аэродинамическая модель содержит съемные головной, кормовой и промежуточные модули. Контуры модулей имитируют в уменьшенном масштабе контуры секций корпуса летательного аппарата, которые определены условным делением последнего на части, ограниченные формой и расположением его нижних или верхних поверхностей одного вида. При этом внешние контуры модулей сформированы сочетанием поверхностей простых геометрических фигур. Технический результат - пригодность для испытаний на существующем стендовом оборудовании, низкая стоимость изготовления, обеспечение расширения вариантов внешнего облика испытываемых моделей, высокая технологичность изготовления. 24 з.п.ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний для измерения аэродинамических сил, действующих на уменьшенную в масштабе модель летательного аппарата (ЛА) в аэродинамической трубе в процессе экспериментального определения летно-технических характеристик (ЛТХ) и тягово-экономических характеристик (ТЭХ) сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА с воздушно-реактивными двигателями (ВРД) и может быть использовано при разработке конструкций этих ЛА, а также быть полезным для исследования проблем аэродинамики ЛА в интеграции с ВРД.

Теоретические методы при решении задач аэродинамики ЛА из-за несовершенства математических моделей явлений (в силу их физической сложности) не всегда позволяют получить достоверные результаты по всему интересующему кругу вопросов.

Серьезным препятствием, ограничивающим возможности определения ЛТХ и ТЭХ, особенно для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), является интеграция воздушно-реактивных двигателей (ВРД) снизу или сверху в корпус аппарата, требующая их совместного испытания в высокоэнтальпийном высокоскоростном потоке воздуха, имитирующим условия реального полета с гиперзвуковой скоростью, так как при пространственном гиперзвуковом обтекании фюзеляжа аппарата реализуются сложные взаимодействия интерференционных и дифракционных явлений, которые при соответствующих углах атаки и скольжения характеризуются зарождением и развитием вихревых систем, отрывом и присоединением пограничных слоев. Сложные характеры распределения давления и картины предельных линий тока вдоль фюзеляжа с присоединенным снизу ВРД требуют экспериментального исследования таких течений.

Учитывая размеры реальных ЛА для их испытаний, необходимо строительство крупногабаритных сооружений и высокоэнергетических установок для создания высокоэнтальпийного потока воздуха с большим расходом, высокой температурой и значительным давлением. Создание таких сооружений и установок требует огромных материальных затрат и времени, а для нагрева необходимого расхода сжатого воздуха необходимы огромные затраты энергетических ресурсов. Поэтому с целью сокращения материальных затрат и времени разработки ЛА для определения указанных выше характеристик с достаточным приближением проектируются уменьшенные в масштабе модели для испытаний на существующих стендах ограниченных размеров.

Известна аэродинамическая модель ЛА, содержащая сплошной корпус, препарированный датчиками, модуль прямоточного двигателя с плоскими воздухозаборником и соплом интегрированными с нижней поверхностью корпуса модели (см. свидетельство на полезную модель РФ №28247, МПК 7 G01М 9/06, опубликованное 10.03.2003 Бюл. №7).

Известна аэродинамическая модель, изготовленная из металла путем фрезерования, что дает высокую точность воспроизведения формы фюзеляжа (см. Горлин С.М., Слезингер И.Н. Аэромеханические измерения. - М., 1964 г., с.552).

Рассмотренные выше модели сложны в изготовлении из-за сложной конфигурации собранных в единое целое для обработки внешних поверхностей и дороги. Недостатком указанных моделей также является ограниченность использования установленных в результате экспериментов данных из-за индивидуальности форм таких моделей.

Известна аэродинамическая модель ЛА, у которого обшивка фюзеляжа гладкая и разъемная, состоит из двух секций с линиями разъема, расположенными в нижней части фюзеляжа вдоль оси модели (см. патент на изобретение РФ №2083967, МПК 6 G01М 9/08, опубликованное 10.07.97, Бюл. №19). В изобретении использован принцип разделения функций элементов модели путем применения сменяемой обшивки, вариации масс модели и доводки жесткостных характеристик внутримодельного каркаса. Продольное деление элементов ЛА компактных форм не всегда пригодно для моделирования конфигураций несущих поверхностей сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов при сложном спектре действующих внешних нагрузок и эксплуатационных режимов.

Известна схема членения самолета-снаряда (см. Беспилотные летательные аппараты. - М.: Машиностроение, 1967 г., стр.277, рис.5.12). Аппарат собирается из десяти частей: четырех отсеков корпуса, двух двигателей, двух консолей крыльев, киля и горизонтального оперения. Расчленение конструкции в этом случае вызвано тем, что части имеют различные конструктивно-силовые схемы, различные материалы, а их производство связано с разнотипными технологическими процессами. Параллельное изготовление различных частей сокращает производственный цикл, создает условия для специализации и снижает стоимость изготовления продукции.

Наиболее близким аналогом того же назначения, что и заявляемое техническое решение, является аэродинамическая модель фюзеляжа ЛА, содержащая составной полый корпус из последовательно сопряженных между собой поперечно вдоль продольной оси модели съемных головного, кормового и промежуточного между ними модулей препарированных датчиками, снабженный внутри оборудованием для испытаний (см. патент ЕР 0736758 В1 от 13.06.2001, Patentblatt, 2001/24).

В данном изобретении деление корпуса поперечно продольной оси на модули обусловлено удобством установки в него, работы и извлечения измерительного оборудования для аэродинамических испытаний. Такое деление корпуса модели на модули не учитывает сложной конфигурации несущих поверхностей корпусов сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА, которые необходимо имитировать при моделировании для аэродинамических испытаний.

В основу изобретения положено решение следующих задач:

- создание в уменьшенном масштабе аэродинамических моделей ЛА, пригодных для получения ЛТХ и ТЭХ на существующем или незначительно доработанном стендовом оборудовании;

- снижение трудоемкости и стоимости разработки и изготовления моделей для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ разрабатываемых ЛА;

- расширение вариантов внешнего облика испытываемых моделей ЛА с различным сочетанием конфигураций несущих поверхностей отдельных модулей;

- получение при проведении стендовых и летных испытаний достоверных данных, пригодных для повышения точности сравнительного анализа разрабатываемых и уже известных ЛА, а также для прогнозирования получения заданных ЛТХ и ТЭХ.

Поставленные задачи решаются тем, что аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно продольной оси модели съемные головной, кормовой и промежуточный между ними полые модули, препарированные датчиками и снабженные внутри оборудованием для испытаний.

В соответствии с изобретением:

- корпус ЛА выполнен несущим, а контуры внешних поверхностей модулей корпуса модели имитируют в уменьшенном масштабе контуры соответствующих внешних поверхностей корпуса ЛА. Корпус ЛА условно размечен на секции по наиболее сложной конфигурации нижней или верхней несущей поверхностей, так как они наиболее характерны для определения сопротивления формы, донного сопротивления и сопротивления трения фюзеляжа ЛА в зависимости от количества, расположения и вида его несущих поверхностей. Это позволяет учесть их влияние на создание подъемной силы при воздействии на корпус набегающего при различных углах атаки потока воздуха и использовать для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ существующие технологии, методики и стенды. Усложнение несущих поверхностей корпуса ЛА получается за счет интеграции в его нижнюю или верхнюю несущую поверхность ВРД;

- края каждой выделенной секции фюзеляжа ограничены формой и расположением его отдельной внешней поверхности одного вида и отражены в контуре внешней поверхности отдельного модуля модели, что за счет раздельной обработки каждого модуля обеспечивает снижение трудоемкости и стоимости изготовления модели ЛА в целом, а также расширяет количество вариантов внешнего облика испытываемых моделей за счет различных сочетаний аэродинамических поверхностей отдельных модулей;

- внешние поверхности модулей модели сформированы сочетанием поверхностей различных фигур: многогранников, круглых тел и набора плоских поверхностей, например типа клиньев, призм, пирамид, цилиндров, конусов, сфер, торов, бочек, а также секущих эти фигуры и/или касательных к ним плоскостей, вписанных с заданным приближением в контуры модулей модели. Это при допустимой погрешности выполнения внешних поверхностей модели набором простых геометрических фигур, которые описываются точными аналитическими зависимостями, дает возможность точного математического описания геометрии модели, построения расчетных сеток для трехмерных компьютерных программ и идентификации математической модели по результатам стендовых и летных испытании для дальнейшего прогнозирования характеристик реальных ЛА.

Кроме того, выполнение внешней поверхности модели посредством обработки отдельных составляющих ее модулей повышает степень приближения реального внешнего контура модели к теоретическому, более технологично в производстве и имеет сравнительно низкую стоимость изготовления.

Развитие и уточнение приведенной выше совокупности существенных признаков дано далее.

Отдельный модуль модели может быть изготовлен механической обработкой по стандартной технологии из моноблочной заготовки, выполненной из металла, пластмассы или дерева. Металлические заготовки могут быть получены литьем, поковкой, штамповкой и т.д. Это повышает точность изготовления внешних поверхностей отдельного модуля и снижает трудоемкость его изготовления.

Отдельный модуль корпуса модели может содержать обшивку оболочечного типа из тонколистового металла, снабженную шпангоутами. Обшивка может изготавливаться штамповкой или выколоткой на оправке вручную. Шпангоуты размещаются по торцам и краям вырезов обшивки. Модуль дополнительно может содержать набор стрингеров, скрепленный с обшивкой и/или шпангоутами. Так как модуль такой конструкции образован правильными геометрическими формами, то он является жестким пространственным телом малой массы и технологичен в изготовлении.

Отдельный модуль модели может содержать обшивку оболочечного типа из композиционного материала (КМ), снабженную шпангоутами. Обшивка может изготавливаться на оправке из предварительно сформованных монослоев композиционного материала, соединенных между собой связующим материалом. Такой модуль также может содержать набор стрингеров, скрепленный с обшивкой и/или шпангоутами. КМ по комплексу характеристик (удельной прочности, удельному модулю упругости, усталостной и длительной прочности, деформационной теплостойкости, демпфирующей способности и т.д.) превосходят традиционные конструкционные материалы. Низкий коэффициент линейного термического расширения делает весьма эффективным их использование. Использование КМ в модулях корпуса модели позволяет снизить их массу и повысить надежность работы, что особенно существенно для моделей, предназначенных для летных испытаний.

Модель может быть снабжена дополнительными промежуточными модулями, что зависит от количества и размеров выделенных секций корпуса ЛА.

Для летательного аппарата, содержащего корпус с установленным на нем снизу ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с нижними несущими поверхностями фюзеляжа, модель должна быть дополнительно снабжена модулем двигателя, установленным на корпусе модели снизу. Это позволяет исследовать на модели влияние потоков воздуха, обтекающих фюзеляж ЛА, на работу интегрированного в него снизу ВРД. Если модуль двигателя верхней частью скреплен с нижней поверхностью предпоследнего модуля корпуса модели, то нижняя поверхность модуля, сопрягаемого сзади с модулем корпуса, на котором закреплен модуль двигателя, может являться поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а нижняя поверхность кормового модуля, сопрягаемого спереди с модулем, на котором закреплен модуль двигателя, может является поверхностью стенки сопла внешнего расширения модуля двигателя модели. Это позволяет исследовать возможность использования нижней поверхности корпуса как поверхности внешнего сжатия воздухозаборника и как поверхности внешнего расширения сопла двигателя ЛА. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля могут быть выполнены в форме граней клина со скругленной передней прямой кромкой, а его боковые поверхности ограничены двумя частями поверхности усеченного конуса. Клиновая форма передней прямой кромки корпуса обеспечивает высокие аэродинамические характеристики (аэродинамическое качество около 4 при числе М=6) и хорошую объемную эффективность ЛА. Это также обеспечивает простоту и технологичность изготовления головной части корпуса модели. Верхняя поверхность последующего за головным модуля корпуса модели может быть выполнена в виде усеченного конуса. Это создает достаточно плавный, бесступенчатый переход внешней поверхности корпуса модели между модулями с разными размерами контуров. Верхняя поверхность кормового модуля может быть выполнена в виде цилиндра, усеченного плоскостью, наклонной к строительной горизонтали модели, которая может выполнять функцию верхней стенки сопла. Так как внутри кормового модуля размещается сопло двигателя преимущественно одностороннего расширения, верхняя поверхность которого наклонена под углом от 18 до 23 градусов к горизонтальной плоскости, а боковые - под углом от 3 до 5 градусов к вертикальной плоскости, проходящим через строительную горизонталь модели. Следует отметить, что при наклоне к продольной оси корпуса модели верхней плоскости сопла меньше 18 градусов степень расширения сопла при габаритных ограничениях становится недостаточной, при наклоне больше 23 градусов возникают отрывные течения, приводящие к дополнительным потерям. Угол наклона вертикальных стенок к продольной плоскости корпуса модели в диапазоне от 3 до 5 градусов определяется выбранным соотношением ширины нижней поверхности корпуса ЛА и поперечного размера входа в двигатель. Верхняя поверхность предпоследнего модуля корпуса может быть выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу плоскостью, параллельной строительной горизонтали модели. Это дает возможность установить на ней модуль двигателя модели. Смежные модули модели должны быть сопряжены между собой по контуру бесступенчато, что обеспечивает безотрывное обтекание корпуса модели потоком воздуха и снижает его гидравлические потери.

Для решения отдельных исследовательских проблем аэродинамики ЛА может содержать сверху ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с верхними аэродинамическими поверхностями корпуса. Модель такого ЛА должна быть дополнительно снабжена модулем двигателя, установленным на ней сверху. Модуль двигателя должен быть нижней частью скреплен с верхней поверхностью кормового модуля модели. При этом верхняя поверхность модуля, сопрягаемого сзади с кормовым модулем, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а верхняя задняя поверхность кормового модуля является нижней стенкой сопла модуля двигателя. Следует отметить, что ЛА, снабженный установленным сверху ВРД, содержит, в основном, корпус пирамидальной шестигранной формы, сопряженный с клиновой вершиной в головной части, причем верхние и нижние поверхности корпуса образованы гранями, перпендикулярными вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь корпуса.

Верхняя поверхность промежуточного модуля, сопрягаемого сзади с кормовым модулем, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а задняя поверхность кормового модуля - нижней стенкой сопла модуля двигателя. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля выполнены в форме граней клина со скругленной передней кромкой ограниченного с каждой стороны двумя сопряженными между собой гранями. Кормовой и промежуточные модули выполнены в форме усеченных пирамид. Следует отметить, что смежные модули этой модели также сопряжены между собой бесступенчато.

В варианте верхнего расположения прямоточного ВРД на модели летательного аппарата (ЛА), как это делается в отдельных случаях, предлагаемое техническое решение принципиально не отличается от рассмотренного выше. Верхнее расположение прямоточного ВРД в модели высокоскоростных ЛА полезно, в основном, для уменьшения нагрева конструкции ВРД в фазе первоначального разгона, когда работает только отделяемый ускоритель. При такой компоновке двигателя также затруднительно радиолокационное обнаружение ЛА. В целом же из-за полета ЛА с положительным углом атаки характеристики воздухозаборного устройства расход воздуха и тяга ВРД существенно ниже, чем при нижнем расположении, также затруднен и его запуск из-за расположения воздухозаборника двигателя в «тени» головной части аппарата. Поэтому далее более подробно будет рассматриваться вариант модели с нижним расположением двигателя.

Таким образом, за счет деления корпуса модели на модули, имитирующие в уменьшенном масштабе соответствующие секции корпуса ЛА, где внешние поверхности модулей сформированы сочетанием различных поверхностей простых геометрических фигур, вписанных в контуры модели, решены поставленные в изобретении задачи:

- создана уменьшенная в масштабе аэродинамическая модель ЛА, пригодная для получения ЛТХ и ТЭХ на существующем доработанном стендовом оборудовании;

- снижены трудоемкость и стоимость разработки и изготовления моделей для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ разрабатываемых ЛА;

- расширено количество возможных вариантов внешнего облика испытываемых моделей;

- обеспечена возможность получения при проведении стендовых и летных испытаний достоверных данных, пригодных для повышения точности сравнительного анализа разрабатываемых и уже известных ЛА, а также для прогнозирования получения заданных ЛТХ и ТЭХ.

Техническим результатом при применении предлагаемой аэродинамической модели, достигаемым за счет деления корпуса последней на модули, имитирующие выделенные секции ЛА, и формирования их внешних поверхностей простыми геометрическими фигурами, является:

- возможность использования существующего стендового оборудования для получения ЛТХ и ТЭХ вновь разрабатываемых летательных аппаратов;

- снижение трудоемкости и стоимости разработки и изготовления моделей ЛА, а также уменьшение эксплуатационных затрат на проведение испытаний моделей;

- расширение вариантов внешнего облика испытываемых моделей за счет различного сочетания видоизмененных несущих поверхностей отдельных модулей;

- высокая технологичность изготовления модели и простота переноса результатов испытаний такой модели на модели с другой конфигурацией внешней поверхности.

Настоящее изобретение будет более понятно после рассмотрения последующего подробного описания аэродинамической модели ЛА со ссылкой на прилагаемые чертежи, где

на фиг.1 представлена в аксонометрической проекции модель ЛА с нижним расположением двигателя.

на фиг.2 представлена в аксонометрической проекции модель ЛА с верхним расположением двигателя.

Аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, изображенная на фиг.1, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно строительной горизонтали модели съемные головной 1, кормовой 2 и промежуточные 3, 4, между ними полые модули. Модули 1, 2, 3 и 4 препарированы датчиками и снабжены внутри оборудованием для испытаний (не показано). Корпус ЛА выполнен несущим.

Контуры модулей 1, 2, 3 и 4 корпуса модели имитируют уменьшенные в масштабе контуры соответствующих внешних поверхностей корпуса летательного аппарата, который условно размечен на секции по наиболее сложной конфигурации нижней или верхней поверхности. Края каждой выделенной части фюзеляжа ограничены формой и расположением его отдельной нижней поверхности одного вида.

Внешние поверхности обшивок 5, 6, 7 и 8 соответствующих модулей 1, 2, 3 и 4 модели сформированы сочетанием поверхностей различных геометрических фигур: многогранников, круглых тел и набора плоских поверхностей, например типа клиньев, призм, пирамид, цилиндров, конусов, сфер, торов, бочек, а также секущих эти фигуры и/или касательных к ним плоскостей, вписанных с заданным приближением в контуры модулей модели.

В соответствии с видом аэродинамических испытаний и габаритами модели отдельные модули корпуса модели могут быть выполнены разных видов и конструкций. Например, модули могут быть выполнены из болванок различного рода материалов изготовленных разными способами (не показано).

Модули могут содержать обшивку оболочечного типа из разного типа композиционных материалов и быть снабжены шпангоутами для усиления конструкции, а также дополнительно содержать набор стрингеров, скрепленный жестко с обшивкой и/или шпангоутами (не показано).

Кроме того, модули могут содержать обшивки 5, 6, 7 и 8 оболочечного типа из тонколистового металла, снабженные набором стрингеров 9, 10, 11, 12. Шпангоуты размещаются по краям вырезов в обшивках (не показано) и по торцам обшивок: для модуля 1 - поз.13, для модуля 2 - поз.14, для модуля 3 - поз.15 и 16, для модуля 4 - поз.17 и 18. Стрингеры жестко скреплены с обшивкой и/или шпангоутами. Корпус модели в зависимости от конфигурации фюзеляжа ЛА по сравнению с прототипом может быть снабжен одним дополнительными промежуточным модулем типа 4 (как предложено) или несколькими.

Для ЛА, содержащего корпус с установленным на нем снизу ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с нижними несущими поверхностями корпуса, модель дополнительно снабжена модулем 19, двигателя, установленным на корпусе модели снизу.

Модуль 19 двигателя верхней частью скреплен с нижней поверхностью 20 предпоследнего модуля 3 корпуса. Нижняя поверхность 21 модуля 4, сопрягаемого сзади с модулем 3 корпуса, на котором закреплен модуль 19 двигателя, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя модели. Нижняя поверхность кормового модуля 2, сопрягаемого спереди с модулем 3, на котором закреплен модуль 19 двигателя, является верхней поверхностью сопла одностороннего расширения модуля 19 двигателя.

Верхняя 22 и нижняя 23 поверхности головного модуля 1 выполнены в форме граней клина с усеченной передней прямой кромкой 24, а его боковые поверхности 25 ограничены двумя частями поверхности усеченного конуса.

Верхняя поверхность обшивки 8 последующего за головным 1 модуля 4 корпуса модели выполнена в виде усеченного снизу конуса.

Верхняя поверхность обшивки 6 кормового модуля 2 выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу под углом от 18 до 23 градусов к строительной горизонтали, которая является верхней поверхностью стенки сопла модуля двигателя.

Боковые поверхности 27 расширяющейся части сопла модуля 19 двигателя образованы вертикальными плоскостями, расположенными симметрично под углами от 3 до 5 градусов относительно вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь модели.

Верхняя поверхность обшивки 7 предпоследнего модуля 3 корпуса модели выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу плоскостью 20, параллельной строительной горизонтали модели.

Смежные модули модели 1 и 4, 4 и 3, 3 и 2 сопряжены между собой по контуру бесступенчато.

Аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, изображенная на фиг.2, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно строительной горизонтали модели съемные головной 28, кормовой 29 и промежуточные 30 и 31 между ними полые модули. Модули 28, 29, 30 и 31 также препарированы датчиками и снабжены внутри оборудованием для испытаний (не показано). Модель снабжена модулем 32 двигателя, который нижней частью скреплен с верхней поверхностью кормового модуля 29. Эта модель выполнена для ЛА, содержащего корпус в основном пирамидальной шестигранной формы, сопряженный с клиновой вершиной в головной части. Верхние и нижние поверхности корпуса образованы гранями, перпендикулярными вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь модели.

Верхняя поверхность модуля 30, сопрягаемого сзади с кормовым модулем 29, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля 32 двигателя. Задняя поверхность кормового модуля 29 является нижней стенкой сопла модуля 32 двигателя. Конструкция и характеристики модуля двигателя 32 аналогичны конструкции и характеристикам модуля двигателя 19. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля 28 выполнены в форме граней клина со скругленной передней кромкой, ограниченного с каждой стороны двумя сопряженными между собой гранями. Кормовой 29 и промежуточные 30, 31 модули выполнены в форме усеченных пирамид. Смежные модули обеих моделей сопряжены между собой бесступенчато.

Способ использования моделей с нижним и верхним расположением ВРД заключается в их продувке в аэродинамической трубе на разных режимах течения потока под разными углами атаки и крена. Модель устанавливается в аэродинамической трубе, например на пилоне. Выполнение конфигурации модулей корпуса модели с имитацией наружных поверхностей фюзеляжа и установка модуля двигателя снизу или сверху модели позволяет сформировать обтекание модели в аэродинамической трубе высокоэнтальпийным потоком воздуха адекватно обтеканию ЛА в реальном полете. На головном модуле 1 и воздухозаборнике для нижнего расположения модуля 19 двигателя в процессе испытаний возникает система скачков уплотнения, аналогичная системе скачков, возникающих в реальном полете ЛА. При проведении испытаний в соответствии с программой исследований изменяется скорость потока воздуха, углы атаки и углы крена модели, числа Рейнольдса и т.д. В процессе проведения испытаний давление на внешних поверхностях модулей 1, 2, 3, 4 и модуля двигателя 19 регистрируется датчиками (не показано), что позволяет экспериментально определить летно-технические и тягово-экономические характеристики ЛА.

Полученные при испытаниях данные пригодны для сравнительного анализа повышенной точности разрабатываемых и уже известных ЛА, а также могут быть полезными для исследований проблем аэродинамики летательных аппаратов.

1. Аэродинамическая модель летательного аппарата, преимущественно корпуса, содержащая последовательно сопряженные между собой поперечно строительной горизонтали модели съемные головной, кормовой и промежуточный между ними полые модули, препарированные датчиками и снабженные внутри оборудованием для испытаний, отличающаяся тем, что корпус летательного аппарата выполнен несущим, а контуры внешних поверхностей модулей имитируют в уменьшенном масштабе контуры соответствующих внешних поверхностей корпуса летательного аппарата, который условно размечен на секции по наиболее сложной конфигурации нижней или верхней поверхности, где края каждой выделенной секции корпуса ограничены формой и расположением его отдельной внешней поверхности одного вида, при этом внешние поверхности модулей сформированы сочетанием поверхностей различных геометрических фигур: многогранников, круглых тел и набора плоских поверхностей, например, типа - клиньев, призм, пирамид, цилиндров, конусов, сфер, торов, бочек, а также секущих эти фигуры и/или касательных к ним плоскостей, вписанных с заданным приближением в контуры модулей модели.

2. Модель по п.1, отличающаяся тем, что отдельный модуль выполнен из моноблочной заготовки.

3. Модель по п.1, отличающаяся тем, что отдельный модуль содержит обшивку оболочечного типа из тонколистового металла, снабженную шпангоутами.

4. Модель по п.3, отличающаяся тем, что модуль дополнительно содержит набор стрингеров, скрепленный с обшивкой и/или шпангоутами.

5. Модель по п.1, отличающаяся тем, что отдельный модуль содержит обшивку оболочечного типа из композиционного материала, снабженную шпангоутами.

6. Модель по п.5, отличающаяся тем, что модуль дополнительно содержит набор стрингеров, скрепленный с обшивкой и/или шпангоутами.

7. Модель по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительными промежуточными модулями.

8. Модель по п.1, отличающаяся тем, что для летательного аппарата, содержащего установленный снизу воздушно-реактивный двигатель с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с нижними несущими поверхностями корпуса, модель дополнительно снабжена модулем двигателя, установленным на ней снизу.

9. Модель по п.8, отличающаяся тем, что модуль двигателя верхней частью скреплен с нижней поверхностью предпоследнего модуля модели.

10. Модель по п.8, отличающаяся тем, что нижняя поверхность модуля, сопрягаемого сзади с модулем корпуса, на котором закреплен модуль двигателя, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя.

11. Модель по п.8, отличающаяся тем, что нижняя поверхность кормового модуля, сопрягаемая спереди с модулем, на котором закреплен модуль двигателя, является верхней стенкой сопла модуля двигателя.

12. Модель по п.8, отличающаяся тем, что верхняя и нижняя поверхности головного модуля выполнены в форме граней клина со скругленной передней кромкой, а его боковые поверхности ограничены двумя частями поверхности усеченного конуса.

13. Модель по п.8, отличающаяся тем, что верхняя поверхность последующего за головным модуля выполнена в виде усеченного конуса.

14. Модель по п.8, отличающаяся тем, что верхняя поверхность кормового модуля выполнена в виде цилиндра, усеченного наклонной плоскостью к строительной горизонтали модели снизу под углом от 18 до 23°.

15. Модель по п.14, отличающаяся тем, что плоскость кормового модуля, наклоненная под углом от 18 до 23° к строительной горизонтали модели, является верхней поверхностью стенки сопла модуля двигателя.

16. Модель по п.8, отличающаяся тем, что боковые поверхности расширяющейся части сопла модуля двигателя образованы вертикальными плоскостями, расположенными симметрично под углами от 3 до 5° относительно вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь модели.

17. Модель по п.8, отличающаяся тем, что верхняя поверхность предпоследнего модуля выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу плоскостью, параллельной строительной горизонтали модели.

18. Модель по п.1, отличающаяся тем, что для летательного аппарата, содержащего установленный сверху воздушно-реактивный двигатель с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с верхними несущими поверхностями корпуса, модель дополнительно снабжена модулем двигателя, установленным на ней сверху.

19. Модель по п.18, отличающаяся тем, что модуль двигателя нижней частью скреплен с верхней поверхностью кормового модуля.

20. Модель по п.1, отличающаяся тем, что она выполнена для летательного аппарата, содержащего корпус в основном пирамидальной шестигранной формы, сопряженный с клиновой вершиной в головной части, причем верхние и нижние несущие поверхности корпуса образованы гранями, перпендикулярными вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь модели.

21. Модель по пп.18-20, отличающаяся тем, что верхняя поверхность модуля, сопрягаемого сзади с кормовым модулем, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя.

22. Модель по пп.18-20, отличающаяся тем, что задняя поверхность кормового модуля является нижней стенкой сопла модуля двигателя.

23. Модель по пп.18-20, отличающаяся тем, что верхняя и нижняя поверхности головного модуля выполнены в форме граней клина со скругленной передней кромкой, ограниченного с каждой стороны двумя сопряженными между собой гранями.

24. Модель по пп.18-20, отличающаяся тем, что кормовой и промежуточные модули выполнены в форме усеченных пирамид.

25. Модель по п.1, отличающаяся тем, что смежные модули сопряжены между собой бесступенчато.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, а именно к испытаниям моделей в аэродинамических трубах с имитацией силы тяги воздушно-реактивных двигателей, определению силовых параметров сопел и совмещенных тягово-аэродинамических характеристик моделей при обдуве внешним, преимущественно сверхзвуковым, потоком и предназначено для определения погрешностей, вносимых системой подвода рабочего тела реактивных струй.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний, а именно к установкам для исследования попадания посторонних частиц в воздухозаборник летательного аппарата.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при исследовании характеристик летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям лопастей рулевых и воздушных винтов, а также вентиляторов, в том числе вентиляторов аэродинамических труб и авиадвигателей.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть испОЛьзойано в прочностных и аэродинамических испытаниях моделей, совершающих колебания под действием потока воздуха.

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при изготовлении аэродинамических моделей транспортного средства, например ракет, самолетов, автомобилей, железнодорожного транспорта и т.д.

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при изготовлении аэродинамических моделей (АДМ) транспортных средств, например самолетов, ракет, автомобилей, железнодорожного транспорта и т.д

Изобретение относится к линейному исполнительному механизму, в частности для дистанционного управления регулируемыми компонентами аэродинамических моделей

Изобретение относится к конструкции и способу изготовления лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов при испытаниях в аэродинамических трубах

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при изготовлении аэродинамической модели (АДМ) транспортного средства (ТС), например самолетов, ракет, автомобилей, железнодорожного транспорта и т.д

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

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. 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. Предлагаемый способ изготовления аэродинамической модели включает фрезерование сердечника и крышки на станках с ЧПУ, а также итерационную доводку жесткостных характеристик модели в сборе. Крышку изготавливают формованием или методом быстрого прототипирования из единого блока низкомодульного материала. На его внутренней поверхности создают отсеки с локальными площадками контакта с сердечником со скошенными поверхностями граней отсека и переходные зоны отсеков. Снаружи и изнутри крышку армируют тканью однонаправленного композита, а ее переходные зоны армируют дополнительно. Технический результат заключается в упрощении конструкции аэродинамической модели, ускорении способа ее изготовления. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается экспериментальных исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов (ЛА) в аэродинамических трубах. При изготовлении упругоподобных моделей ЛА на станках с ЧПУ производят предварительный и поверочный расчеты математической модели лонжерона, по результатам которых изготавливают лонжерон из стали или алюминиевого сплава методом высокоскоростного фрезерования на станке с ЧПУ с учетом подобия массово-инерционных и жесткостных характеристик изготавливаемого силового каркаса-лонжерона силовому каркасу натурного агрегата ЛА. Нижнюю формообразующую поверхность модели обрабатывают заодно с силовым каркасом-лонжероном на станке с ЧПУ. Для получения внешних обводов верхней формообразующей поверхности модели на предварительно изготовленный лонжерон наносят материал с низким модулем упругости методом напыления расплавленного вещества. Окончательное формирование обводов верхней аэродинамической поверхности модели осуществляют в режиме высокоскоростного низкомоментного фрезерования на станке с ЧПУ по созданной полной математической модели. Достигается высокая точность геометрического подобия внешней аэродинамической поверхности модели по отношению к натурному объекту, высокая точность воспроизведения массово-инерционных и жесткостных характеристик. 5 ил.

Изобретение относится к конструкции и способу изготовления лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов, применяющихся для испытаний в аэродинамических трубах. Конструкция лопасти включает в себя регулярную часть, имеющую постоянный вес и геометрическую форму, и различные сменные концевые элементы. На конце регулярной части лопасти имеются переходные штыри, небольшая часть лонжерона, место стыковки, электрический разъем. Регулярная часть пера лопасти включает в себя: носовую многосекционную накладку, лонжерон с заданными жесткостными и весовыми характеристиками, верхнюю и нижнюю обшивку, заполнитель носовой части, заполнитель хвостовой секции, противофлаттерные грузы, концевую нервюру с микровыключателем, электрические провода, электрический разъем, грузы, провоцирующие флаттер. Сменные концевые элементы представляют собой конструкцию, состоящую из верхних и нижних обшивок, крепежных отверстий для стыковки с переходными штырями регулярной части лопасти, светодиодов, электрических проводов, электрического разъема, противофлаттерных грузов, легких заполнителей. Способ заключается в следующем: вначале изготавливается регулярная часть пера лопасти с обязательным точным измерением выступающих частей, таких как переходные штыри и концевая часть лонжерона, а затем результаты замеров используются при изготовлении посадочных мест в многочисленных сменных концевых элементах, отличающихся друг от друга различной геометрией, весом, центровкой, с последующей сборкой регулярной части с любым из сменных концевых элементов при помощи разборного винтового соединения. Технический результат заключается в возможности получения различных аэродинамических характеристик на базе одной лопасти, повышении надежности и сокращении времени изготовления испытаний лопастей. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний для измерения аэродинамических сил, действующих на уменьшенную в масштабе модель летательного аппарата в аэродинамической трубе в процессе экспериментального определения летно-технических и тягово-экономических характеристик летательных аппаратов

Наверх