Динамически-подобная аэродинамическая модель управляющей поверхности летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной науки и техники и, в частности, к экспериментальным исследованиям на моделях явлений аэроупругости и аэродинамики в аэродинамических трубах (АДТ). Изобретение может быть использовано при экспериментальных исследованиях на натурных скоростях в скоростных АДТ. Сущность изобретения заключается в том, что в динамически-подобной модели управляющей поверхности ЛА, состоящей из обшивки, переднего и заднего лонжеронов, пустотелого сердечника, дренированных блоков и датчиков динамического давления, обшивка выполнена несущей и наформована непосредственно на пустотелый сердечник, передний и задний лонжероны, с образованием пустотелого силового кессона. Дренированные блоки установлены в носке и на задней кромке модели. На передней и задней кромках размещены пустотелые формообразующие сердечники носка и задней кромки. Передний и задний лонжероны выполнены двутаврового сечения. Лонжероны изготовлены из высокомодульного полимерного композиционного материала. Пустотелый сердечник выполнен профилированным, верхняя и нижняя поверхности которого эквидистантны внешней поверхности динамически-подобной модели в соответствии с толщиной несущей обшивки. Обшивка в носке модели и на задней кромке имеет вырезы в заданном сечении для установки съемных дренированных вставок. Съемные дренированные вставки выполнены в виде элементов передней и задней кромок модели с посадочными местами для установки датчиков динамического давления. Измерительные средства, в том числе датчики динамического давления, кабели и трубки опорного давления размещены во внутренних полостях формообразующего носка, задней кромки и дренированных вставок. Технический результат заключается в обеспечении высокого качества обтекаемой поверхности динамически-подобной модели, изготовление моделей, более точных при моделировании массово-инерционных характеристик натурной конструкции, а также повышение формоустойчивости внешних обводов модели в потоке, уменьшение времени на подготовку эксперимента в АДТ. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной науки и техники и, в частности, к расчетным и экспериментальным исследованиям динамических явлений аэроупругости летательных аппаратов (ЛА) (флаттера, бафтинга, автоколебаний с предельным циклом) методом моделирования в аэродинамических трубах (АДТ).

Особенно актуально данное изобретение для физических исследований нестационарных аэродинамических характеристик на динамически-подобных моделях (ДИМ) управляющих поверхностей летательных аппаратов (киля, стабилизатора) в диапазоне чисел Маха=0,2÷1,2.

Известна динамически-подобная модель несущей поверхности летательного аппарата (патент РФ №2375266, публ. 10.12.2009 г.). Модель состоит из силовой панели, моделирующей жесткостные характеристики натурной конструкции и состоящей из пластин, лонжеронов и нервюр, изготовленных из высокомодульного композиционного материала и формообразующей, обтекаемой потоком поверхности модели, выполненной в виде двух частей: верхней и нижней, изготовленных методом вспенивания в пресс-форме из низкомодульного материала с модулем упругости в 104 раз меньше, чем у материала силовой панели. Недостатком данной модели является необходимость изготовления сложных и дорогих прессформ, нарушение условия массового подобия вследствие перетяжеления модели из-за неэффективного расположения конструкционного материала по высоте профиля, не контролируемое изменение в потоке формы профиля модели из-за деформации мягкого поверхностного слоя при больших давлениях и скоростях потока в рабочей части АДТ, возможный его отрыв (или отслоение) от силовой панели в зонах разряжения при испытаниях на углах атаки.

Конструкция этой модели не предназначена для установки датчиков статического и динамического давления, которые необходимы для изучения картины обтекания модели потоком воздуха и для исследования нестационарных аэродинамических нагрузок, действующих на модель.

В качестве прототипа была взята динамически-подобная аэродинамическая модель несущей поверхности летательного аппарата (патент РФ №2578915, публ. 27.03.2016 г). Модель имеет балочную конструктивно силовую схему (КСС). Состоит из: балки изготовленной из высокопрочного полимерного композиционного материала (ПКМ), усиленных нервюр, съемных секций обшивки из стеклопластика образующих внешние обводы модели, жестких дренированных блоков, установленных по размаху модели между секциями обшивки на балке- лонжероне, с приемными отверстиями на поверхности модели, расположенными вдоль хорды на верхней и нижней обтекаемой потоком поверхности блока.

К недостатку данной модели можно отнести то что балочная КСС может быть применима только для несущих поверхностей (крыльев) большого удлинения, (т.к. не удается воспроизвести жесткостные характеристики натурной конструкции управляющих поверхностей малого удлинения) а, следовательно, и представленная конструкция дренированного блока (закрепленного на балке-лонжероне) так же неприменима для ДПМ управляющих поверхностей малого удлинения.

Задачей и техническими результатами изобретения являются разработка конструкции дренированных динамически-подобных моделей управляющих поверхностей малого удлинения (стабилизатора, киля) для проведения параметрических исследований динамических явлений аэроупругости в АДТ в дозвуковом и трансзвуковом диапазонах чисел Маха, обеспечивающей безопасную эксплуатацию создаваемых ЛА от возникновения в полете флаттера и бафтинга, повышение эксплуатационного ресурса ЛА, а также существенно повышение информативности и точности эксперимента с получением качественно новых достоверных результатов по влиянию нестационарных аэродинамических сил на характеристики бафтинга и флаттера ЛА на всех режимах полета в дозвуковом и трансзвуковом диапазонах чисел Маха.

Решение поставленной задачи и технические результаты достигаются тем, что в динамически-подобной модели управляющей поверхности ЛА, состоящей из обшивки, переднего и заднего лонжеронов, пустотелого сердечника, дренированных блоков и датчиков динамического давления, обшивка выполнена несущей и наформована непосредственно на пустотелый сердечник, передний и задний лонжероны, с образованием пустотелого силового кессона. Дренированные блоки установлены в носке и на задней кромке модели. На передней и задней кромках размещены пустотелые формообразующие сердечники носка и задней кромки.

Технический результат достигается также тем, что что передний и задний лонжероны выполнены двутаврового сечения.

Технический результат достигается также тем, что лонжероны изготовлены из высокомодульного полимерного композиционного материала.

Технический результат достигается также тем, что пустотелый сердечник выполнен профилированным, верхняя и нижняя поверхности которого эквидистантны внешней поверхности динамически-подобной модели в соответствии с толщиной несущей обшивки.

Технический результат достигается также тем, что обшивка в носке модели и на задней кромке имеет вырезы в заданном сечении для установки съемных дренированных вставок.

Технический результат достигается также тем, что дренированные блоки выполнены в виде легкосъемных дренированных вставок и посадочных мест.

Технический результат достигается также тем, что посадочное место дренированного блока изготовлено как единое целое с формообразующим сердечником-носком и сердечником задней кромки модели.

Технический результат достигается также тем, что съемные дренированные вставки выполнены в виде элементов передней и задней кромок модели с посадочными местами для установки датчиков динамического давления.

Технический результат достигается также тем, что измерительные средства, в том числе датчики динамического давления, кабели и трубки опорного давления размещены во внутренних полостях формообразующего носка, задней кромки и дренированных вставок.

Конструктивные особенности ДПМ поясняются фиг. 1-4, на которых представлены:

На фиг. 1 общий вид ДПМ управляющей поверхности в собранном виде. На фиг. 2 комлевое сечение А-А фиг. 1 ДПМ управляющей поверхности.

На фиг. 3 дренированное сечение Б-Б фиг. 1 ДПМ управляющей поверхности.

На фиг. 4 схема пустотелого формообразующего сердечника-носка и съемных дренированных вставок в собранном и разобранном виде.

Как видно из фиг. 1-3, конструкция динамически-подобной аэродинамической модели управляющей поверхности ЛА состоит из несущей обшивки 1, переднего лонжерона 2 (фиг. 2) и заднего лонжерона 3, формообразующего сердечника-кессона 4 (фиг. 3), пустотелого формообразующего сердечника-носка 5 и пустотелого формообразующего сердечника-задней кромки 6, съемных дренированных вставок 7 со встроенными в них датчиками динамического давления 8, силового узла 9.

Все элементы модели связаны между собой связующим. Несущая обшивка 1 связывает всю конструкцию модели, за исключением съемных дренированных вставок 7.

Передний лонжерон 2 и задний лонжерон 3 выполнены в виде двутавра.

Несущая обшивка 1 совместно с передним лонжероном 2, задним лонжероном 3 и формообразующим сердечником 4 представляют собой силовой кессон, являющийся основным силовым элементом конструкции. Несущая обшивка 1 совместно с передним лонжероном 2 и задним лонжероном 3 изготавливается из высокомодульного полимерного композиционного материала. Выкладка несущих слоев композита силового кессона производится на заранее изготовленный из низкомодульного термопластика формообразующий сердечник 4, выполняющий функции позитивной пресс-формы. Изменение толщины стенок формообразующего сердечника 4 по размаху и в поперечном направлении позволяет выполнить условие подобия натурной конструкции по распределенным массово-инерционным характеристикам практически без изменения заданных жесткостных характеристик модели. Формообразующий сердечник эквидистантно соответствует внешней поверхности модели на толщину несущей обшивки.

Пустотелый формообразующий сердечник-носок 5 изготовлен из термопластика. Применение аддитивных технологий позволило разработать конструкцию пустотелого формообразующего сердечника-носка 5 с посадочными местами 10 для установки съемных дренированных вставок 7, а также изготовить каналы 11 и 13 для подводки кабелей и трубок 12 опорного давления к датчикам динамического давления 8.

Дренированные вставки 7 и посадочные места 10 вместе образуют дренированный блок. Дренированная вставка 7 изготавливается из термопластика по 3D-модели за одну технологическую операцию в автоматическом режиме, что обеспечивает высокое качество обтекаемой поверхности, минимальное требуемое расстояние от передней кромки модели до дренажного отверстия на поверхности модели и минимальную длину канала от дренажного отверстия до приемного отверстия в датчике динамического давления 8 в соответствии с требованиями к получению необходимого объема информации и точности измерения нестационарных аэродинамических нагрузок. В каждой дренированной вставке 7 устанавливается по два датчика динамического давления 8 симметрично относительно плоскости хорд.

Высокое качество обтекаемой поверхности дренированной вставки 7 и точность ее установки в посадочное место 10 обеспечиваются применением технологии послойного синтеза для ее изготовления из термопластика по 3D-моделям. По существу, каждый дренированный блок с установленными датчиками динамического давления 8 представляет собой прецизионный легко адаптируемый в конструкцию ДПМ прибор для измерения распределенных стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик.

Конструкция пустотелого формообразующего сердечника-задней кромки 6 спроектирована аналогично конструкции формообразующего пустотелого формообразующего сердечника-носка 5.

Дренированные вставки 7 крепятся в посадочные места 10 при помощи винтов.

Силовой узел 9 предназначен для крепления дренированной модели к жесткой хвостовой части фюзеляжа полумодели ЛА в рабочей части АДТ.

На фигуре 4 представлена схема формообразующего носка 5 со снятыми съемными дренированными вставками 7 (а) и с установленными съемными дренированными вставками 7 (б) (без несущей обшивки 1). В соответствии с техническим заданием определяются координаты датчика на ДПМ в соответствии с которыми определяются места установки вставок 7 с датчиками динамического давления 8.

Техническим результатом является изготовление моделей более точных при моделировании жесткостных характеристик натурной конструкции.

Техническим результатом является изготовление моделей более точных при моделировании массово-инерционных характеристик натурной конструкции.

Техническим результатом является повышение формоустойчивости внешних обводов модели в потоке, снижение затрат на производственные работы и уменьшение времени на подготовку эксперимента в АДТ.

1. Динамически-подобная аэродинамическая модель управляющей поверхности летательного аппарата, состоящая из обшивки, переднего и заднего лонжеронов, пустотелого сердечника, дренированных блоков и датчиков динамического давления, отличающаяся тем, что обшивка выполнена несущей и наформована непосредственно на пустотелый сердечник, передний и задний лонжероны с образованием пустотелого силового кессона, дренированные блоки установлены в носке и на задней кромке модели, причем на передней и задней кромках размещены пустотелые формообразующие сердечники носка и задней кромки.

2. Динамически-подобная аэродинамическая модель по п. 1, отличающаяся тем, что передний и задний лонжероны выполнены двутаврового сечения.

3. Динамически-подобная аэродинамическая модель по п. 2, отличающаяся тем, что лонжероны изготовлены из высокомодульного полимерного композиционного материала.

4. Динамически-подобная аэродинамическая модель по п. 1, отличающаяся тем, что пустотелый сердечник выполнен профилированным, верхняя и нижняя поверхности которого эквидистантны внешней поверхности динамически подобной модели в соответствии с толщиной несущей обшивки.

5. Динамически-подобная аэродинамическая модель по п. 1, отличающаяся тем, что обшивка в носке модели и на задней кромке имеет вырезы в заданном сечении для установки съемных дренированных вставок.

6. Динамически-подобная аэродинамическая модель по п. 1, отличающаяся тем, что дренированные блоки выполнены в виде легкосъемных дренированных вставок и посадочных мест.

7. Динамически-подобная аэродинамическая модель по п. 6, отличающаяся тем, что посадочное место дренированного блока изготовлено как единое целое с формообразующим сердечником-носком и сердечником задней кромки модели.

8. Динамически-подобная аэродинамическая модель по п. 6, отличающаяся тем, что съемные дренированные вставки выполнены в виде элементов передней и задней кромок модели с посадочными местами для установки датчиков динамического давления.

9. Динамически-подобная аэродинамическая модель по п. 6, отличающаяся тем, что измерительные средства, в том числе датчики динамического давления, кабели и трубки опорного давления размещены во внутренних полостях формообразующего носка, задней кромки и дренированных вставок.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для исследования аэродинамических характеристик сверхзвуковых летательных аппаратов в аэродинамических трубах.

Изобретение относится к области малогабаритных струйных генераторов дыма. Дымогенератор содержит испаритель с выходным отверстием для дыма, емкость с дымообразующей жидкостью, устройство подачи дымообразующей жидкости в испаритель, электрический источник питания, датчик контроля температуры испарителя, при этом испаритель состоит из выполненных из электропроводного материала корпуса и трубки испарителя, последовательно подключенных в качестве резистора к электрическому источнику питания, при этом в трубке испарителя установлена нагреваемая вставка из пористого материала, длина которой больше диаметра трубки испарителя.

Изобретение относится к области авиации, к аэродинамическим испытаниям моделей воздухозаборников двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД), в частности, для исследований, например, условий вихреобразования и попадания посторонних частиц в воздухозаборник двигателя летательного аппарата на стартовых режимах, и других исследованиях при заданных суммарных расходах воздуха через двигатель в условиях внешнего обдува.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики. Способ основан на внешнетраекторных измерениях параметров пассивного полета объекта в атмосфере, по результатам которых в дискретных точках траектории полета определяют координаты, скорость движения объекта, угол наклона вектора скорости к плоскости местного горизонта, вычисляют ускорение силы притяжения Земли, находят давление атмосферы с использованием других источников.

Изобретение относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник, который выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей, например крыла или горизонтального оперения (часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля), по размаху несущей поверхности устанавливаются нервюры, выполненные разрезными и разъемными, преимущественно из термопластичных материалов, жестко связанные с обшивкой, носок разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, хвостик разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде V-образной оболочки подкрепленной набором нервюр, сменные грузы, моделирующие топливо, установлены во внутреннем объеме силового сердечника.

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

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

Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата включает закрепленный на боковой державке тонкостенный корпус с кормовым соплом и дренажными отверстиями по наружной поверхности, дренажные трубки, проложенные в боковой державке и соединенные с устройством регистрации давления, систему подачи сжатого воздуха к модельному соплу, состоящую из баллона со сжатым воздухом, воздуховодов, проложенных в боковой державке, и внутренней полости модели.

Изобретение относится к конструкции крупноразмерных аэродинамических моделей летательных аппаратов, применяющихся для испытаний в аэродинамических трубах. Устройство состоит из соединенных между собой сердечников фюзеляжа, крыла с подвижной механизацией, подвижного хвостового оперения с закрепленными на них шпангоутами, продольными элементами и плоскими профилированными элементами, повторяющими внутренний контур обшивки.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к аэродинамическим моделям летательных аппаратов для исследования распределения давления по поверхности тонкостенной модели, испытываемой в аэродинамических трубах при условии имитации струи кормового ракетного двигателя.
Наверх