СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ГИСТЕРЕЗИСА СТАЦИОНАРНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СИЛ И МОМЕНТОВ Российский патент 1998 года по МПК G01M9/00 

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов.

Известен единственный способ определения гистерезиса стационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов, основанный на измерении аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов при увеличении, и затем при уменьшении параметров эксперимента: α угол атаки, b угол скольжения. Модель летательного аппарата устанавливают в потоке аэродинамической трубы при начальных значениях параметров эксперимента, измеряют аэродинамические силы и моменты, действующие на модель, последовательно увеличивают значения одного из параметров эксперимента, после измерения при заданном максимальном значении параметра повторяют все измерения при уменьшении значения параметра до его исходного значения, определяют те значения этого параметра, при которых в процессе измерения нарушается однозначность зависимости аэродинамических сил и моментов, т. е. определяется область значений параметра, при которых наблюдается гистерезис стационарных аэродинамических сил и моментов. Рассмотрим в качестве изменяемого параметра эксперимента угол атаки модели. В этом случае известный способ реализуется следующим образом. Модель летательного аппарата устанавливают в потоке аэродинамической трубы при начальных значениях параметров эксперимента a_нач, β_нач, измеряют значения компонент аэродинамических сил и моментов. Затем, используя "механизм α" аэродинамической трубы, угол атаки модели в потоке увеличивают на заданную величину Da. После останова модели измеряют значения сил и моментов при угле атаки a₁ > α_o. Затем повторяют испытания при α₂, ..., α_N(α_o< α₁ < α₂ < ... < α_N). Потом испытания проводятся в обратной последовательности при уменьшении угла атаки: α_N > α_N-1 > α_N-2 > ... > α₂ > α₁> α_o. На фиг. 1 приведена гистерезисная зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Видно, что зависимость C_y(α) нелинейная и характеризуется следующими основными особенностями. На участке α < α_A и α > α_C зависимость C_y(α) однозначная, а на интервале α_A < α < α_C эта однозначность нарушается. Точки A и C являются точками ветвления измеренных зависимостей. Точки, расположенные на участках BC, QA, как правило, характеризуют неустойчивые режимы интенсивной перестройки отрывных течений на поверхности модели. В этом случае наклоны участков BC и QA близки к вертикальным [1]
Недостаток известного способа заключается в том, что при увеличении угла атаки или угла скольжения до заданных максимальных значений, а затем при уменьшении до начальных значений определяются лишь внешние границы области гистерезиса, а зависимости, располагающиеся внутри области гистерезиса, не могут быть получены.

Задачей изобретения является повышение точности измерений гистерезиса аэродинамических сил и моментов на том интервале изменения параметров эксперимента (α угол атаки, b угол скольжения), в котором возникают гистерезисные зависимости. Технико-экономические эффектом является дополнительная реализация в испытаниях измерений сил и моментов внутри области гистерезиса.

Поставленная задача достигается тем, что в способе определения гистерезиса стационарных аэродинамических характеристик летательного аппарата, заключающемся в том, что модель летательного аппарата устанавливают в потоке аэродинамической трубы при начальных значениях параметров эксперимента, измеряют аэродинамические силы и моменты, действующие на модель, последовательно увеличивают значение одного из параметров эксперимента, после измерения при заданном максимальном значении параметра повторяют все измерения при уменьшении значения варьируемого параметра до его исходного значения, определяют те значения этого параметра, при которых нарушается однозначность зависимости аэродинамических сил и моментов, дополнительно контролируют те особые значения параметра, при которых проявляется скачкообразное изменение аэродинамических сил и моментов. Затем повторяют испытания с увеличением и уменьшением величины варьируемого параметра, при этом начальные значения параметра при обратном ходе выбирают в каждом из интервалов, на которые делится выбранный диапазон измерения параметра его особыми значениями, характерными для прямого хода, а начальные значения параметра при прямом ходе выбирают в каждом из интервалов, на которые делится выбранный диапазон параметра его особыми значениями, характерными для обратного хода.

На фиг. 1 приведена зависимость C_y(α) для случая, когда в испытаниях была реализована зависимость с двумя особыми значениями параметров α_C и α_A. Угол α_C реализуется при прямом, а угол α_A при обратном ходах модели.

В этом случае выбранный диапазон измерения углов атаки α_нач ≤ α ≤ α_кон делится на интервалы: α_нач ≤ α ≤ α_А, α_A < α < α_C и α_C≤α < α_кон.
Поставленная цель достигается также тем, что устройство для определения гистерезиса стационарных аэродинамических сил, содержащее поддерживающую стойку, державку, снабжено тензодинамометром, один конец которого жестко связан со стойкой, а плавающая головка тензодинамометра жестко связана с моделью, стойка снабжена механизмом поворота модели на углы атаки и скольжения.

На фиг. 2 представлена конструктивная схема устройства, реализующего предлагаемый способ. Устройство состоит из следующих основных узлов и элементов: испытуемой модели 1, поддерживающей стойки 2, один конец которой жестко прикреплен к механизму 3, реализующему повороты модели на установочные углы α и β, а другой конец жестко соединен с державкой 4, снабженной тензодинамометром 5, прикрепленным своей плавающей головкой к модели и жестко связанным с державкой.

Устройство работает следующим образом. Модель 1 с помощью механизма 3 отклоняют в исходное положение, характеризуемое начальными углами атаки a_нач и скольжения β_нач, тензодинамометром 5 измеряют стационарные аэродинамические силы и моменты, действующие на модель, затем с помощью механизма 3 изменяют угловое положение модели на величину Δα, измеряют аэродинамические силы и моменты, процесс измерения повторяют до тех пор, пока значение варьируемого параметра a достигнет максимального значения a_кон, затем повторяют все измерения при уменьшении значения варьируемого параметра α до его исходного значения a_нач, с помощью механизма 3 изменяют значение β_нач на Δβ(β_нач1=β_нач+Δβ) и снова измеряют аэродинамические силы и моменты при дискретных значениях α = α_нач+KΔα (K=1,2,N). Испытания повторяют до тех пор, пока значение параметра β будет равным заданному. Затем по измеренным значениям стационарных аэродинамических сил и моментов для каждого угла скольжения определяют те значения углов атаки, при которых нарушается однозначность зависимостей C_y(a), M_z(a), т.е. реализуется их гистерезисная зависимость, а также особые значения варьируемых параметров, при которых проявляется скачкообразное изменение измеряемых сил и моментов.

В дальнейшем заданный диапазон изменения параметра эксперимента a делится на интервалы его особыми параметрами a_C, α_C1, ..., характерными для прямого хода, и его особыми параметрами α_D, α_A, характерными для обратного хода, выбирают начальные значения параметра α при обратном ходе в интервале a_C≤ α ≤ α_B1, α_C1≤ α ≤ α_E, ..., а при прямом ходе в интервале α_Q2≤ α < α_D, α_Q1 ≤ α ≤ α_C1, ..., и повторяют испытания, устанавливая с помощью механизма 3 начальные значения параметра α (фиг. 3). При этом реализуется гистерезисная зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки, содержащая внутреннюю ветвь СД. Из графиков на фиг. 3 видно, что зависимость C_y от угла атаки содержит четыре особых значения параметра a_C, α_C1, α_D, α_A, соответствующих четырем скачкообразным изменениям подъемной силы при варьировании угла атаки. При проведении испытаний с увеличением угла атаки при выборе в качестве начального угла атаки α_нач < α < α_A реализуется ветвь ABCB₁C₁E. Если после останова модели при α_C1 < α < α_E проводить испытания с уменьшением угла атаки, то реализуется ветвь EC₁Q₁DQ₂A. При таком выборе угла атаки внутренняя ветвь CD не реализуется. Участки BC, B₁C₁ верхней и AQ₂, DQ₁ нижней ветви границы гистерезисной петли имеют большой наклон и соответствуют режимам разрушения исходных отрывных течений и переходу к новым устойчивым отрывным течениям. Разности углов (α_C-α_B), (α_C1-α_B1)(α_Q2-α_A), (α_Q1-α_D) являются небольшими величинами, порядка 0,1 0,2^o. Видно, что выявление особых значений угла атаки требует испытаний с малым приращением параметра. Для реализации зависимостей, расположенных внутри гистерезисной петли, испытания модели проводятся при выборе начальных углов атаки α_нач < α < α_B и дальнейшем увеличении угла атаки до значений α_C < α ≤ α_B1, а затем при уменьшении величины угла атаки до выбранных начальных значений (фиг. 3). При этом реализуется ветвь B₁CDQ₂A.

Аналогичный способ определения гистерезиса стационарных аэродинамических сил и моментов принимается при любом числе особых значений варьируемого параметра эксперимента.

Проведенные трубные испытания модели самолета показали, что предложенный способ определения гистерезиса стационарных аэродинамических сил и моментов обеспечивает получение ветвей, расположенных внутри области гистерезиса.

Использование: в экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов. Сущность изобретения: способ определения гистерезиса стационарных аэродинамических сил и моментов летательных аппаратов позволяет определить верхнюю и нижнюю границы области гистерезиса, осуществляя измерения этих сил и моментов при проведении трубных испытаний при увеличении, а затем при уменьшении параметров эксперимента угла атаки и угла скольжения, а также позволяет исследовать аэродинамические силы и моменты, соответствующие новым зависимостям, размещающимся внутри области гистерезиса. Для этого после проведенных измерений определяют те особые значения варьируемого параметра эксперимента, при которых появляется скачкообразное изменение аэродинамических сил и моментов, затем повторяют измерения аэродинамических сил и моментов при увеличении и уменьшении величины варьируемого параметра, при этом начальные значения параметра перед его последовательным уменьшением выбирают в каждом из интервалов, на которые делится выбранный диапазон изменения параметра его особыми значениями, характерными для результатов измерений при увеличении варьируемого параметра, а начальные значения параметра перед измерениями при его последовательном увеличении выбирают в каждом из интервалов, на которые делится выбранный диапазон параметра его особыми значениями, характерными для результатов измерений при уменьшении параметра, причем конечные значения варьируемого параметра при его уменьшении определяются нижней границей области гистерезиса, а конечные значения варьируемого параметра при его увеличении определяются верхней границей области гистерезиса, что позволяет повысить точность измерений гистерезиса аэродинамических сил и моментов. 3 ил.

Способ экспериментального определения гистерезиса стационарных аэродинамических сил и моментов, заключающийся в том, что модель летательного аппарата устанавливают в потоке аэродинамической трубы при начальных значениях параметров эксперимента угла атаки и угла скольжения, измеряют аэродинамические силы и моменты, действующие на модель, последовательно увеличивают значение одного из параметров эксперимента при фиксированном другом параметре, измеряют аэродинамические силы и моменты при каждом новом значении варьируемого параметра и после измерения при заданном максимальном значении параметра последовательно уменьшают значения параметра до исходного значения, измеряют аэродинамические силы и моменты при каждом новом значении параметра, определяют те значения этого параметра, при которых в процессе измерения нарушается однозначность зависимости аэродинамических сил от варьируемого параметра, а также верхнюю и нижнюю границы области гистерезиса, отличающийся тем, что после проведенных измерений определяют те особые значения варьируемого параметра эксперимента, при которых проявляется скачкообразное изменение аэродинамических сил и моментов при увеличении и уменьшении величины варьируемого параметра, при этом начальные значения параметра перед его последовательным уменьшением выбирают в каждом из интервалов, на которые делится выбранный диапазон изменения параметра его особыми значениями, характерными для результатов измерений при увеличении варьируемого параметра, а начальные значения параметра перед измерениями при его последовательном увеличении выбирают в каждом из интервалов, на которые делится выбранный диапазон параметра его особыми значениями, характерными для результатов измерений при уменьшении параметра, причем конечные значения варьируемого параметра при его уменьшении определяются нижней границей области гистерезиса, а конечные значения варьируемого параметра при его увеличении определяются верхней границей области гистеризиса.