Способ моделирования натурного нестационарного обтекания сечения лопасти винта вертолета в аэродинамической трубе

Авторы патента:

Лазарев Лев Иванович (RU)

Тиняков Дмитрий Александрович (RU)

Егоров Сергей Витальевич (RU)

Карташев Юрий Валентинович (RU)

Батура Николай Иванович (RU)

Головкин Михаил Алексеевич (RU)

Рябоконь Михаил Парфенович (RU)

G01M9/00 - Аэродинамические испытания; устройства, связанные с аэродинамическими трубами (вопросы строительства - раздел E; исследование свойств материалов G01N)

Владельцы патента RU 2553423:

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

Изобретение относится к области авиации, в частности к экспериментальной аэродинамике, и может быть использовано для испытания моделей сечений лопастей несущего винта вертолета. Способ включает обдув модели сечения лопасти регулярно пульсирующим потоком, периодическое варьирование угла атаки модели, при этом управление задатчиками частоты пульсаций скорости потока и частоты пульсаций угла атаки модели осуществляют с помощью фазовращателя, управляющий сигнал для которого вырабатывают в процессе эксперимента в аэродинамической трубе на основе измерений скорости потока и угла атаки модели. Технический результат заключается в улучшении качества моделирования при испытаниях. 1 ил.

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

Известна аэродинамическая труба (см. E.L. Bedrzhitsky, V.P. Roukavets. Historical Review of Creation and Improvement of Aerodynamic Test Facilities at TSAGI. AGARD-CP-585. 1996), в которой возможно моделирование натурного обтекания модели сечения лопасти винта вертолета за счет периодических колебаний модели сечения лопасти по углу атаки.

Недостатком такого способа моделирования натурного обтекания лопасти винта вертолета является отсутствие в потоке воздуха пульсирующей составляющей скорости потока, обтекающего модель сечения лопасти.

Наиболее близким из известных технических решений, принятым за прототип заявляемому способу является способ испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе с пульсирующим потоком (см. М.Р. Ryabokon, A.G. Malyk. Subsonic Wind Tunnel with Flow Speed Pulsation. AGARD-CP-585) - прототип.

Недостатком способа, предложенного в прототипе, является отсутствие моделирования пульсаций угла атаки модели. Это не позволяет осуществлять достаточно полное моделирование натурного нестационарного обтекания модели сечения лопасти винта вертолета.

Задачей и техническим результатом данного изобретения являются разработка способа, обеспечивающего улучшение качества моделирования при испытаниях в аэродинамической трубе натурного нестационарного обтекания моделей сечений лопасти винта вертолета при его вращательно-поступательном перемещении в атмосфере.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что при испытаниях в аэродинамической трубе, включающих обдув модели сечения лопасти регулярно пульсирующим потоком и периодическое варьирование угла атаки модели, управление задатчиками частоты пульсаций скорости потока и частоты вариации угла атаки модели осуществляют с помощью фазовращателя, управляющий сигнал для которого вырабатывают в процессе эксперимента в аэродинамической трубе на основе измерений скорости потока и угла атаки модели.

Принципиальная схема системы управления аэродинамической трубой, реализующая предлагаемый способ моделирования натурного нестационарного обтекания сечения лопасти винта вертолета, представлена на чертеже.

Аэродинамическая труба 1 содержит измеритель 2 мгновенной скорости потока в рабочей части, измеритель 3 текущего угла атаки модели, вычислитель 4 разности фаз колебаний скорости потока и угла атаки модели, фазовращатель 5, задатчик 6 частоты пульсаций скорости потока, исполнительный механизм 7, создающий пульсации скорости, задатчик 8 частоты колебаний угла атаки модели, исполнительный механизм 9, создающий колебания угла атаки.

Процесс получения аэродинамических характеристик модели сечения лопасти происходит следующим образом.

При работе трубы 1 с помощью измерителя 2 определяют мгновенную величину V скорости потока в рабочей части, а с помощью измерителя 3 определяют текущее значение угла атаки α модели. Величины V и α поступают в вычислитель 4, который определяет разность фаз Δφ колебаний V и α. Значение Δφ поступает в фазовращатель 5, который вырабатывает сигнал для уменьшения разности фаз Δφ и подает его в задатчик 6 частоты пульсаций скорости V потока и(или) в задатчик 8 частоты колебаний угла атаки α модели. Исполнительные механизмы 7 и 9 реализуют режим с разностью фаз Δφ, близкой к нулю.

Положительный эффект данного изобретения заключается в том, что в аэродинамической трубе реализуют режим, соответствующий натурному обтеканию сечения лопасти винта вертолета по совокупности параметров V и α.

Этим обеспечивается более полное моделирование натурного нестационарного обтекания сечения лопасти вертолета. Тем самым улучшается качество испытания модели сечения лопасти.

Способ моделирования натурного нестационарного обтекания сечения лопасти винта вертолета при испытаниях модели сечения лопасти в аэродинамической трубе, включающий обдув модели сечения лопасти регулярно пульсирующим потоком и периодическое варьирование угла атаки модели, отличающийся тем, что управление задатчиками частоты пульсаций скорости потока и частоты пульсаций угла атаки модели осуществляют с помощью фазовращателя, управляющий сигнал для которого вырабатывают в процессе эксперимента в аэродинамической трубе на основе измерений скорости потока и угла атаки модели.

Заявленное изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к способу определения аэродинамических характеристик (АДХ) моделей летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано в аэродинамических трубах (АДТ) при определении параметров потока на выходе из протоков модели, имитирующих каналы силовой установки.

Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах // 2539763

Заявленное изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, и может быть использовано для определения их аэродинамических статических и динамических характеристик.

Способ определения аэродинамической деформации защитных конструкций одежды // 2537122

Изобретение относится к области швейного материаловедения, в частности к способу исследования процессов деформации защитных конструкций одежды под действием аэродинамической нагрузки.

Способ определения в опытовом бассейне в прямом движении аэродинамических характеристик горизонтального оперения экраноплана // 2531783

Изобретение относится к судостроению и касается проектирования экранопланов. При определении аэродинамических характеристик горизонтального оперения экраноплана с установленными на нем работающими маршевыми двигателями изготавливают геометрически подобную модель горизонтального оперения и двигателей силовой установки.

Способ определения статических и нестационарных аэродинамических производных моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления // 2531097

Изобретения относятся к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов и могут быть использованы для определения статических и нестационарных аэродинамических производных моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе.

Стенд для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе // 2522794

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана.

Стенд для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе // 2515127

Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии // 2488796

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов, преимущественно к разработке методов воспроизведения в аэродинамических трубах условий обтекания летательных аппаратов и разработке методов повышения аэродинамического качества летательных аппаратов.

Способ определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов при установившемся вращении модели летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2477460

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов. .

Способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы для получения безындукционного обтекания моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления // 2474802

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. .

Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований // 2560244

Изобретение относится к областям авиакосмической и авиационной техники, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик летательного аппарата при проведении летных исследований. Предлагаемый способ заключается в том, что идентификация производится на относительно простом тестовом сигнале и без каких-либо априорных предположений относительно характера нелинейности идентифицируемых однозначных аэродинамических характеристик. Исключение ошибок априорных предположений о характере нелинейностей идентифицируемых зависимостей обеспечивает повышение достоверности определения при летных испытаниях нелинейных аэродинамических характеристик. Технический результат заключается в повышении достоверности и технологичности определения по результатам летных испытаний нелинейных аэродинамических характеристик. 5 ил.

Способ определения угла атаки отрыва потока с гладких поверхностей моделей // 2561783

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей. В способе по одному из вариантов определения угла атаки начала отрыва потока и выявления зоны отрыва потока по характеру изменения безразмерного коэффициента давления Ср по длине рассматриваемого сечения (хорде крыла) с целью повышения точности оценок помимо самого коэффициента давления Ср определяют вначале среднеквадратичное отклонение безразмерного коэффициента давления (СКО Ср), угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста СКО Ср, а место отрыва уточняют по месту ускоренного роста СКО Ср. В другом варианте пульсации давления и угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста пульсаций давления. В еще одном варианте определение угла атаки вначале определяют спектры пульсаций коэффициента давления, а угол атаки начала отрыва уточняют по факту ускоренного роста амплитуд спектра пульсаций коэффициента давления и место отрыва уточняют по месту ускоренного роста амплитуд спектра коэффициента давления. Технический результат заключается в повышении точности определения угла атаки начала отрыва потока и выявлении зоны отрыва потока в реальных условиях эксперимента в аэродинамической трубе. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

Способ исследования состояния течения в пограничном слое // 2562276

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах. Пограничный слой на обтекаемых аэродинамических поверхностях может иметь ламинарное или турбулентное состояние. Способ включает освещение исследуемого течения над обтекаемой поверхностью поперек направления потока параллельным пучком света и его регистрацию после прохождения через исследуемую область, например, с помощью теневого прибора, при этом ширину поперечного сечения освещающего параллельного светового пучка над обтекаемой поверхностью ограничивают до значения, не превышающего 1,5 толщины пограничного слоя. Технический результат заключается в повышении точности определения состояния пограничного слоя и положения области перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное. 4 ил.

Способ исследования и совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов // 2566609

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к проведению исследований в аэродинамической трубе аэродинамических характеристик экранопланов, и может быть использовано для совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов. Способ заключается в моделировании различных режимов движения экраноплана в аэродинамической трубе при использовании модели экраноплана, оснащенной встроенным движительным комплексом и деформируемыми элементами конструкции, находящимися ниже ватерлинии. Использование деформируемых элементов в конструкции модели экраноплана позволяет варьировать величину осадки модели при моделировании границы раздела сред жестким экраном. Испытания модели экраноплана с деформируемыми элементами в аэродинамической трубе проводят на шестикомпонентных аэродинамических весах с жестким закреплением модели, при этом методику проведения испытаний изменяют в части последовательности съема данных при заданных параметрах движения, выполняют варьирование угла атаки при фиксированных высотах центра тяжести (точки поворота модели). По результатам испытаний выявляют геометрические параметры движительного комплекса и режимы его работы, а также положение органов механизации крыла, обеспечивающих наилучшее аэродинамическое качество (отношение подъемной силы к аэродинамической силе сопротивления). Технический результат заключается в сокращении времени проведения исследований, исключении масштабного эффекта и необходимости учета поправок при сопоставлении результатов испытаний нескольких разномасштабных моделей на различных экспериментальных установках.

Стенд для определения аэродинамических характеристик модели в присутствии неподвижного экрана // 2574326

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к установкам для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе в присутствии неподвижного экрана. Стенд содержит аэродинамическую трубу с установленными на поворотной платформе аэродинамическими весами с проволочной подвеской модели. Поворот платформы обеспечивает изменение угла тангажа (атаки) модели, изменение угла установки модели в вертикальной плоскости обеспечивает изменение угла скольжения модели. Экран, установленный между вертикальными тягами проволочной подвески и выполненный с возможностью поступательного перемещения и наклона, обеспечивает изменение высоты и угла крена модели над экраном. Таким образом, обеспечивается одновременная установка модели с заданными углами крена, тангажа (атаки), скольжения (рыскания) и расстояния до экрана, что повышает точность исследований и позволяет определять комплексы перекрестных связей аэродинамических сил и моментов, действующие на модель 4 в потоке воздуха в присутствии экрана. Технический результат заключается в обеспечении одновременного изменения углов тангажа (атаки), крена и скольжения (рыскания) на разных удалениях модели от экрана и повышении точности испытаний. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Аэродинамическая труба // 2578052

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока газа в лабораторных условиях. Аэродинамическая труба содержит установленные симметрично с образованием общей форкамеры два дифференциальных мультипликатора давления, поршни которых выполнены ступенчатыми и установлены с возможностью перемещения навстречу друг другу. К корпусу второго мультипликатора по оси присоединен малый мультипликатор давления, содержащий двухступенчатый поршень, малая ступень которого находится в контакте с большой ступенью поршня второго мультипликатора, а надпоршневое пространство малого мультипликатора связано через быстродействующий пневмоклапан с ресивером. Технический результат заключается в расширении экспериментальных возможностей аэродинамической трубы кратковременного действия. 1 ил.

Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов // 2583353

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Сущность: осуществляют воспроизведение аэродинамического силового и теплового воздействия и измерение температуры. Силовое воздействие от нагружающих элементов до наружной поверхности обтекателя передается n-ым количеством стержней (равномерно распределенных по поверхности конструкции), проходящих через стенки токопроводящей и теплоизолирующей оболочки, причем сумма площадей поперечного сечения стержней много меньше нагреваемой поверхности, а плотность распределения стержней по поверхности конструкции выбирают таким образом, чтобы исключить концентраторы механических напряжений при взаимодействии стержней с наружной поверхностью конструкции. Технический результат: полное воспроизведение аэродинамического воздействия (теплового и силового) на наружной поверхности обтекателя из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Универсальная рабочая камера эйфеля аэрогазодинамической установки // 2585890

Изобретение относятся к области экспериментальной аэрогазодинамики. Универсальная рабочая камера Эйфеля аэрогазодинамической установки содержит рабочую камеру, источник модельного газа на ее входе, а на выходе камеры - диффузор. В рабочей камере установлена перегородка, образующая вспомогательную камеру. В перегородке выполнены отверстия. Одно отверстие имеет диаметр в 1,1÷1,3 раза больше выходного диаметра сопла и выполнено соосно с соплом. Отверстия на периферии перегородки снабжены заглушками. Технический результат изобретения позволяет проводить испытания как моделей кормовых частей ракет с соплами ракетных двигателей, так и различных моделей летательных аппаратов при минимальных затратах на перекомпоновку и перенастройку элементов рабочей части установки. При испытаниях моделей летательных аппаратов в отверстия на периферии перегородки устанавливают заглушки. Узел крепления державки испытываемых моделей установлен во вспомогательной камере. При испытаниях кормовой части ракеты заглушки в отверстия на периферии перегородки не устанавливают. 4 ил.

Регулятор давления воздуха в форкамере аэродинамической трубы с форсированным выходом на заданный режим // 2587518

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления. Регулятор давления выполнен в виде последовательно включенных блока сравнения заданного и измеренного значений давления и параллельно соединенных форсирующего и цифрового регулирующего блоков, разделенных переключателями режима управления, входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя, температуры воздуха в форкамере и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высоким быстродействием, высокой точностью в автоматическом режиме. 4 ил.

Аэроупругая модель // 2587525

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