Устройство для изменения положения модели в рабочей части аэродинамической трубы

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы. Устройство содержит узел крепления державки для установки модели и три пары стоек, шарнирно соединенных вершинами с узлом крепления державки в двух точках, разнесенных по его длине, а основаниями посредством трех пар шарниров - с взаимодействующими с автономными приводами каретками, размещенными с возможностью продольного перемещения на двух направляющих, установленных в рабочей части симметрично относительно ее вертикальной продольной плоскости, причем шарнир, расположенный в хвостовой части узла крепления державки, смещен по вертикали относительно ее оси на расстояние, соответствующее ее максимальному повороту в вертикальной плоскости. Также устройство снабжено сменным плоским элементом, ориентированным по оси узла крепления державки и соединенным с ним в месте расположения хвостового шарнира, при этом соединение указанного элемента с узлом крепления державки осуществлено с возможностью изменения их взаимной угловой ориентации. Технический результат заключается в снижении потребной мощности приводов и обеспечении устойчивой работы устройства при ограничении размеров поперечного сечения и снижении аэродинамического сопротивления его элементов. 3 ил.

 

Предложение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы.

Известно устройство для изменения положения модели в рабочей части аэродинамической трубы (авт. свид. №636952, 1977 г., МПК G01M 9/00), содержащее узел крепления державки для установки модели и три стойки, соединенные с одной стороны с шарнирами, установленными в двух точках, разнесенных по длине узла крепления державки, а с другой стороны - с тремя шарнирами, установленными на ползунах, размещенных на закрепленной в рабочей части продольной направляющей и взаимодействующих с автономными приводами.

Устройство обеспечивает изменение положений модели по осям - продольной х и вертикальной у и углу атаки α.

Его недостатком является малая жесткость в боковом (нормальном к плоскости углов атаки модели) и вертикальном направлениях при больших углах атаки модели, когда точка крайнего шарнира на узле крепления державки значительно отклоняется от среднего положения и требуется значительное удлинение или укорочение связанных с этой точкой стоек (в зависимости от направления угла атаки α), приводящее к снижению жесткости.

Повышенная жесткость обеспечена в известном устройстве для изменения положения модели в рабочей части аэродинамической трубы (патент РФ на изобретение №2629696, 2016 г., МПК G01M 9/04), выбранном в качестве прототипа и содержащем узел крепления державки для установки модели и три пары стоек, шарнирно соединенных вершинами с узлом крепления державки в двух точках, разнесенных по его длине, а основаниями посредством трех пар шарниров - с взаимодействующими с автономными приводами каретками, размещенными с возможностью продольного перемещения на двух направляющих, установленных в рабочей части симметрично относительно ее вертикальной продольной плоскости, причем шарнир, расположенный в хвостовой части узла крепления державки смещен по вертикали относительно ее оси на расстояние, соответствующее ее максимальному повороту в вертикальной плоскости.

Недостатком этого устройства является значительная неравномерность распределения по стойкам эксплуатационных нагрузок, возникающих при аэродинамическом нагружении испытываемой модели и элементов самого устройства. При этом часть нагрузок (на хвостовые стойки) оказывается сжимающими и значительной величины, что приводит к необходимости увеличения мощности приводов и к проблемам, связанным с обеспечением устойчивости работающих на сжатие стоек при ограничении размеров поперечного сечения для снижения их аэродинамического сопротивления.

Задачами, на решение которых направлено данное предложение, являются снижение потребной мощности приводов и обеспечение устойчивой работы устройства при ограничении размеров поперечного сечения и снижения аэродинамического сопротивления его элементов.

Технический результат, который достигается данным предложением, заключается в снижении нагрузок на стойки и приводы устройства за счет организации аэродинамической разгрузки его элементов.

Этот результат достигается тем, что устройство для изменения положения модели в рабочей части аэродинамической трубы, содержащее узел крепления державки для установки модели и три пары стоек, шарнирно соединенных вершинами с узлом крепления державки в двух точках, разнесенных по его длине, а основаниями посредством трех пар шарниров - с взаимодействующими с автономными приводами каретками, размещенными с возможностью продольного перемещения на двух направляющих, установленных в рабочей части симметрично относительно ее вертикальной продольной плоскости, причем шарнир, расположенный в хвостовой части узла крепления державки смещен по вертикали относительно ее оси на расстояние, соответствующее ее максимальному повороту в вертикальной плоскости, снабжено сменным плоским элементом, ориентированным по оси узла крепления державки и соединенным с ним в месте расположения хвостового шарнира, при этом соединение указанного элемента с узлом крепления державки осуществлено с возможностью изменения их взаимной угловой ориентации.

Техническая сущность предложения заключается в создании дополнительной аэродинамической нагрузки, способствующей более равномерному распределению по стойкам устройства эксплуатационных нагрузок, возникающих при аэродинамическом нагружении испытываемой модели и элементов самого устройства, и обеспечивающей снижение потребной мощности приводов и устойчивость стоек при ограничении размеров их поперечного сечения.

Существо предложения поясняется фигурами 1-3, на которых показаны общий вид устройства для изменения положения модели в рабочей части аэродинамической трубы в различных конфигурациях и элементы устройства: фиг. 1- положение а) - модель вне потока аэродинамической трубы при угле атаки α=0, положение б) - модель в потоке аэродинамической трубы при угле атаки α=0, положение в) - модель в потоке аэродинамической трубы при максимальном угле атаки α=max; фиг. 2 - вид устройства сзади; фиг. 3-продольный разрез узла крепления модели.

Устройство для изменения положения модели размещено в рабочей части 1 аэродинамической трубы между соплом 2 и диффузором 3 и содержит узел крепления 4 державки 5, на которой установлена испытываемая модель 6. Узел крепления 4 с помощью трех пар стоек 7, 8, 9 (элементы, указанные на фиг. 1 цифрами в скобках, находятся за видимыми на схемах) и двух пар шарниров 10 и 11, установленных симметрично относительно вертикальной плоскости на узле крепления державки в двух точках, разнесенных по его длине, соединен с тремя парами шарниров 12, 13, 14, установленных на каретках 15, 16, 17. Указанные каретки размещены на направляющих 18 и 19, закрепленных в рабочей части 1 аэродинамической трубы параллельно оси сопла 2 вне границ рабочего потока симметрично относительно вертикальной плоскости уОх рабочей части. Каждая из кареток 15, 16, 17, взаимодействует с автономным приводом 20 ее продольного перемещения по направляющим 18 и 19. Шарниры 11 и (11), размещенные на хвостовой части узла крепления 4 державки, смещены по вертикали относительно продольной оси узла крепления и державки на расстояние, соответствующее максимальному повороту модели 6 в вертикальной плоскости. Части стоек 7, 8, 9, размещаемые в потоке аэродинамической трубы, выполнены обтекаемой формы.

В месте расположения шарнира 11(11) к хвостовой части узла крепления 4 державки прикреплен плоский элемент 21, выполненный в виде плоской прямоугольной или треугольной пластины с заостренными передними кромками, ориентированный по оси узла крепления державки с возможностью фиксации с помощью элемента 22 под требуемым углом к продольной оси узла крепления 4.

Державка 5 для установки испытываемой модели размещена в узле крепления 4 с помощью подшипников 23 (фиг. 3), обеспечивающих возможность ее поворота вокруг продольной оси и снабжена управляемым приводом 24 осевого поворота державки для задания требуемого угла крена ср испытываемой модели 6.

Работа устройства осуществляется с помощью программно-управляемых приводов 20 и 24 следующим образом.

Перед началом испытаний в аэродинамической трубе испытываемая модель 6 находится вне потока в рабочей части 1 в положении α=0, фиг. 1 - а), обеспечиваемом соответствующим положением кареток 15, 16, 17 на направляющих 18 и 19. При этом во время запуска и выхода аэродинамической трубы на расчетный режим модель изолирована от воздействия рабочего потока из сопла 2 и соответствующих пусковых перегрузок.

Далее производят перемещение модели в поток. Для этого с помощью приводов 20 осуществляют программно-управляемое перемещение кареток 15, 16, 17 на направляющих 18 и 19 в положение фиг. 1 - б). При этом устройство переходит в рабочее положение, а модель 6 находится по оси сопла 2 при α=0.

Задание державке 5 и модели 6 требуемых положений вдоль осей х и у и углов атаки α (при положении оси вращения модели, обусловленном местом расположения оптических окон в стенках рабочей части для регистрации картин обтекания модели) осуществляют соответствующим программно-управляемым смещением кареток 15, 16, 17 по направляющим 18, 19 с помощью автономных приводов 20.

Показанное на фиг. 1 положение в) соответствует максимальному значению угла атаки α=max. В рассматриваемой конструкции предусмотрена возможность задания значения минимального угла атаки α, немного отличающегося от нулевого (~ - 5°); при необходимости полный диапазон отрицательных углов атаки α=min модели 6 может быть обеспечен поворотом ее державки 5 (с помощью привода 24) на угол ϕ=180° в положении α=max.

Задание державке 5 и модели 6 требуемых углов крена ϕ осуществляют с помощью привода 24 в любом из положений модели по х, у и углу атаки α.

Перед сходом с режима аэродинамической трубы устройство программно-управляемым смещением кареток 15, 16, 17 с помощью приводов 20 возвращают в положение модели при α=0 (фиг. 1 - б), а затем переводят в исходное положение - фиг. 1- а) вне потока аэродинамической трубы.

При функционировании устройства испытываемая модель 6 и элементы устройства - державка 5, узел ее крепления 4, и три пары стоек 7(7), 8(8), 9(9), - подвергаются силовому воздействию потока из сопла аэродинамической трубы, причем основную часть силового нагружения составляет аэродинамическая нагрузка на испытываемую модель 6.

Проведенные расчеты показали, что при этом стойки 7(7) и 8(8), связанные с передним шарниром 10(10), преимущественно подвергаются растягивающим нагрузкам, а стойки 9(9), связанные с задним шарниром 11(11), подвергаются сжимающим нагрузкам, по величине превосходящим нагрузки на стойки переднего шарнира. Такие сжимающие нагрузки могут явиться причиной потери устойчивости стоек 9(9) при ограниченном размере их поперечного сечения. Кроме того повышенный уровень нагрузок на стойки требует увеличения мощности привода каретки, связанной с этими стойками.

Введение элемента 21 в виде плоской прямоугольной или треугольной пластины с заостренными передними кромками, прикрепленной в районе заднего шарнира 11(11) и соответственно установленной по отношению к направлению потока, обеспечивает создание аэродинамической силы, разгружающей стойки, связанные с этим шарниром, причем при изменении угла атаки модели соответственно изменяется угловое положение державки, узла ее крепления и угла атаки пластины, т.е. изменение величины разгружающей аэродинамической силы следует за изменением нагружающей силы, приложенной к модели (в том числе, и при изменении ее направления). Возможность регулирования углового положения элемента 21 с помощью фиксирующего элемента 22 обеспечивает дополнительную возможность регулирования величины разгружающей аэродинамической силы.

Таким образом, разработанное устройство обеспечивает повышение устойчивости работы стоек при ограниченном размере их поперечного сечения и позволяет снизить потребную мощность привода.

Устройство для изменения положения модели в рабочей части аэродинамической трубы, содержащее узел крепления державки для установки модели и три пары стоек, шарнирно соединенных вершинами с узлом крепления державки в двух точках, разнесенных по его длине, а основаниями посредством трех пар шарниров - с взаимодействующими с автономными приводами каретками, размещенными с возможностью продольного перемещения на двух направляющих, установленных в рабочей части симметрично относительно ее вертикальной продольной плоскости, причем шарнир, расположенный в хвостовой части узла крепления державки, смещен по вертикали относительно ее оси на расстояние, соответствующее ее максимальному повороту в вертикальной плоскости, отличающееся тем, что оно снабжено сменным плоским элементом, ориентированным по оси узла крепления державки и соединенным с ним в месте расположения хвостового шарнира, при этом соединение указанного элемента с узлом крепления державки осуществлено с возможностью изменения их взаимной угловой ориентации.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к средствам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов летательных аппаратов, например головных обтекателей ракет, в наземных условиях.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к воспроизведению тепловых режимов головной части (обтекатель) ракеты в наземных условиях.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы.

Изобретение относится к способам тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, в частности керамических обтекателей ракет. Заявлен способ тепловых испытаний натурных керамических элементов летательных аппаратов, который включает нанесение на нагреваемую поверхность высокотемпературного покрытия с высокой степенью черноты, радиационный нагрев и измерение температуры.

Изобретение относится к области машиностроения, авиационной и ракетно-космической отраслям промышленности и может быть использовано на этапе наземной лабораторно-стендовой отработки конструкций летательных аппаратов (ЛА) и их элементов (головных обтекателей, радиопрозрачных вставок, окон и т.д.) для воспроизведения тепловых и комплексных воздействий, имитирующих эксплуатационные нагрузки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам контроля и диагностики общесамолетных систем воздушных судов. Бортовая распределенная система контроля и диагностики утечек содержит по меньшей мере один волоконно-оптический датчик, блок-преобразователь, который содержит перестраиваемый эрбиевый волоконный лазер, блок коммуникации, блок термостабилизации, блок питания и плату обработки, которая состоит из по меньшей мере одного оптического разветвителя, фотоприемника, усилителя, аналого-цифрового преобразователя, программируемой логической интегральной схемы, центрального сигнального процессора.

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения шарнирных моментов, действующих на органы управления и взлетно-посадочную механизацию аэродинамических моделей летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть обтекателя ракеты в наземных условиях. Предложен способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий зонный нагрев обтекателя контактным нагревателем в виде электропроводящих секторов, соединенных в электрическую цепь последовательно, координаты которых заданы относительно вершины обтекателя и измерение температуры.
Изобретение относится к области тепловых испытаний летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях антенных обтекателей ракет. Предложен способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет, включающий зонный нагрев поверхности обтекателя регулируемыми электрическими нагревателями и измерение в каждой зоне датчиками теплового потока величины подводимого к обтекателю теплового потока.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы. Устройство содержит узел крепления державки с моделью, выполненный с возможностью поворота державки вокруг продольной оси, две пары шарниров, размещенных симметрично относительно вертикальной плоскости на узле крепления в двух точках, разнесенных по его длине, причем шарниры, размещенные на его хвостовой части, смещены по вертикали относительно его продольной оси на расстояние, соответствующее его максимальному повороту в вертикальной плоскости, и стойки обтекаемой формы, соединенные с одной стороны с указанными шарнирами, а с другой стороны - с каретками, взаимодействующими с автономными приводами их перемещения и закрепленными в рабочей части продольными направляющими. Указанные стойки передних шарниров на узле крепления державки соединены с кареткой жестко, а стойка шарниров хвостовой части узла крепления соединена с этой же кареткой с помощью шарнира и снабжена механизмом изменения ее длины и дополнительным автономным приводом, при этом указанная каретка со стойками посредством введенных дополнительно вертикальных направляющих установлена на каретке, размещенной на указанных продольных направляющих. Технический результат заключается в повышении жесткости устройства, точности позиционирования модели в рабочей части аэродинамической трубы и упрощении управления. 2 ил.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы. Устройство содержит узел крепления державки для установки модели и три пары стоек, шарнирно соединенных вершинами с узлом крепления державки в двух точках, разнесенных по его длине, а основаниями посредством трех пар шарниров - с взаимодействующими с автономными приводами каретками, размещенными с возможностью продольного перемещения на двух направляющих, установленных в рабочей части симметрично относительно ее вертикальной продольной плоскости, причем шарнир, расположенный в хвостовой части узла крепления державки, смещен по вертикали относительно ее оси на расстояние, соответствующее ее максимальному повороту в вертикальной плоскости. Также устройство снабжено сменным плоским элементом, ориентированным по оси узла крепления державки и соединенным с ним в месте расположения хвостового шарнира, при этом соединение указанного элемента с узлом крепления державки осуществлено с возможностью изменения их взаимной угловой ориентации. Технический результат заключается в снижении потребной мощности приводов и обеспечении устойчивой работы устройства при ограничении размеров поперечного сечения и снижении аэродинамического сопротивления его элементов. 3 ил.

Наверх