Союзная г!" г (-,- t~ :•'-.. ^i|ь,111пн1ь:.л..г^ нннi вмблио b

Авторы патента:

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

3!5077

ОПИСАНИЕ

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Союз Советских

Социалистических

Республик

Зависимое от авт. свидетельства №

Заявлено 28Х1!.1969 (№ 1350179/40-23) с присоединением заявки №

Приоритет

Опубликовано 21.1Х.1971. Бюллетень _#_e 28

Дата опубликования описания 2.XI.1971

МПК G 01гп 9;00

Комитет по делам изобретений и открытий при Совете Министров

СССР

УДК 629.7.018.1 (088.8) Авторы изобретения

В. М. Каленов, А. А. Патюков, В. А, Синицын и А. А. Морозов

Заявитель 1 =ЫС:1я(-;4 я !

Ць1 ДИл

Д * М М КйвЂ”

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к устройствам для проведения натурных аэродинамических исследований.

Известны аэродинамические установки, содержащие профилированную трубу круглого сечения, силовую установку, например турбовинтовой двигатель, спрямляющие и направляющие решетки. Однако, эти установки стационарные, поэтому невозможно перемещать их ни по высоте, ни в горизонтальной плоскости, а следовательно, использовать для аэродинамических исследований частей и агрегатов натурных самолетов. Кроме того, указанные установки имеют вполне определенные размеры рабочей части, поэтому габариты исследуемых моделей также ограничены.

Предлагаемая установка не имеет указанных недостатков благодаря тому, что она снабжена сменными насадками (рабочими частями) и подвижным основанием, имеющим подъемное устройство и шасси перемещения в горизонтальной плоскости, выполненное с гидропроводом. Кроме того, для предотвращения загрязнения воздушного потока она снабжена трубопроводами, соединяющими выхлопную трубу. турбовинтового двигателя с окружающим установку пространством, а в месте установки испытуемого двигателя выполнен вырез для трубопровода отвода выхлопных газов испытуемого двигателя за пределы рабочего контура установки.

На фиг. 1 вЂ” 3 изображена установка.

Аэродинамическая установка состоит из профилированной составной трубы круглого сечения 1, силовой установки 2, представ10 ляющей собой турбовинтовой двигатель с двумя соосными винтами, размещенной на ферме 3, которая крепится к подвижной раме 4. Подвижная рама служит для охвата аэродинамической трубы по наружной по15 верхности и ее крепления к шасси и порталу.

В верхней части рама прикреплена к штоку гидроцилиндра 5 подъема трубы. Гидроцилиндр жестко закреплен в верхней части каркаса портала 6, на котором установлены

20» внутренняя 8 направляющие.

Каркас портала размещен на четырех шассидомкратах 9, предназначенных для подъема установки с целью разворота колес. Аэродинамическая труба 1 вместе с силовой уста2 новкой 2 и подвижной рамой 4 может перемещаться в вертикальной плоскости по направляющим под действием гидроцилиндра 5.

Фиксация подвижной рамы в различных

30 положениях по высоте осуществляется путем

315077 прижатия ее к внутренним направляющим фиксирующими болтами.

Портал в рабочем положении аэродинамической установки своей нижней частью опущен на бетонное покрытие испытательной площадки; шасси при этом подняты в верхнее положение.

Для предотвращения загрязнения воздушного потока установка снабжена трубопроводами 10, соединяющими выхлопную трубу турбовинтового двигателя с окружающим установку пространством, а в месте установки испытуемого двигателя выполнен вырез для трубопровода 11 отвода выхлопных газов испытуемого двигателя за пределы рабочего контур а установки.

Кроме того, установка снабжена сменными насадками 12, 18, используемыми в зависимости от условий обдува объекта, его размеров и протяженности, Аэродинамическая установка оснащена необходимой аппаратурой по замеру параметров воздушного потока, параметров двигателей установки, а также аппаратурой по замеру параметров испытуемой части самолета.

Предмет изобретения

1. Аэродинамическая установка, содержащая профилированную составную трубу круглого сечения, турбовинтовой двигатель с двумя соосными винтами, направляющую решетку, отличающаяся тем, что, с целью проведе1Q ния аэродинамических исследований частей и агрегатов натурных самолетов, она снабжена сменными насадками и подвижным основанием, имеющим подъемное устройство и шасси перемещения в горизонтальной плоскости, 15 выполненное с гидроприводом.

2. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что, с целью предотвращения загрязнения воздушного потока, она снабжена трубопроводами, соединяющими выхлопную трубу турбо2п винтового двигателя с окружающим установку пространством, а в месте установки испытуемого двигателя выполнен вырез для трубопровода отвода выхлопных газов испытуемого двигателя за пределы рабочего контура

25 установки.

315077 моиг, .т

Составитель В. Захарченко

Тсхред 3. Н. Тараненко Корректор T. Л. Миронова

Р еда к тор В. С, Л евя то в

Типография, пр. Сапунова, 2

Заказ 3082/5 Изд. № 1260 Тираж 473 Подписное

ЦНИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Минпсгроэ СССР

Москва, K-35, Раушская наб., д. 4/5

Союзная г! г (-,- t~ :•-.. ^i|ь,111пн1ь:.л..г^ нннi вмблио b

Патент 314093 // 314093

Устройство для аэродинамических испытаний // 313123

Патейтно-текьрейшбиблиотека // 313122

Устройство для выравнивания температурного поля // 313121

Вакуумной аэродинамической трубы // 313120

Устройство для исследования пространственного // 313119

Способ испытания в аэродинамической трубе модели несущего винта с жестким креплением лопастейк втулке // 313118

Устройство для смены форкамер аэродинамической трубы // 313117

Устройство для защиты гибкой стенки регулируемого сопла аэродинамической трубы // 312165

Способ определения гистерезиса стационарных аэродинамических сил и моментов // 2101690

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов

Способ получения гиперзвукового потока // 2101691

Изобретение относится к способам получения в наземных условиях высокоэнергетических потоков рабочего газа, пригодных для моделирования условий гиперзвукового полета в атмосфере Земли

Устройство для угловых и линейных перемещений модели летательного аппарата в аэродинамической трубе // 2102714

Способ определения коэффициента лобового сопротивления тел // 2103666

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для определения коэффициента лобового сопротивления тел в разреженных средах, изобретение позволяет расширить экспериментальные возможности за счет обеспечения определения коэффициента лобового сопротивления тел в свободномолекулярном потоке газовой среды

Способ уменьшения толщины пограничного слоя газа на обтекаемой поверхности // 2103667

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности, к вакуумным аэродинамическим установкам, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве

Датчик напряжения поверхностного трения // 2112228

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

Модель с державкой для испытаний в аэродинамических трубах на электромеханических весах // 2114409

Изобретение относится к технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах

Способ получения гиперзвукового потока для аэродинамических исследований и устройство для его осуществления (варианты) // 2115905

Способ идентификации аэродинамических характеристик автоматически управляемых летательных аппаратов по результатам летных испытаний // 2124711

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно, к способам определения аэродинамических характеристик - зависимостей коэффициентов аэродинамических моментов от определяющих переменных: углов атаки, скольжения и углов отклонения рулей, формы указанных зависимостей и их числовых параметров

Способ и устройство для определения силы лобового сопротивления воздуха транспортному средству // 2129260

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при испытаниях транспортных средств