АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ВНЕШНЕГО СОПРОТИВЛЕНИЯ Российский патент 2006 года по МПК G01M9/08 

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при испытаниях в аэродинамических трубах (АДТ) при гиперзвуковых скоростях.

Известна модель летательного аппарата (ЛА) с воздушно-реактивным двигателем (ВРД), выполненная с проточными каналами, входная часть которых до горла воздухозаборника включительно моделирует контуры ЛА. За горлом воздухозаборника проток не моделируется, а выполняется в виде расширяющегося канала, в конце которого устанавливается расходомерное сопло с вкладышем (принято за прототип). (В.Г.Блищ. О внешних и внутренних аэродинамических силах и моментах летательных аппаратов ВРД и их моделей при ненулевых углах атаки и скольжения. Труды ЦАГИ - 1987 г., выпуск 2328, рис.8, 9, 10 на 13-16).

При измерении внешнего сопротивления аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем с помощью аэродинамических весов (АВ) измеряют суммарную величину Х_Σ внешнего Х_внеш и внутреннего Х_вн сопротивлений модели. При этом Х_вн определяют на основе теоремы Эйлера о количестве движения замкнутого объема газа для чего одновременно с измерениями суммарных сопротивлений Х_∑ проводят измерения необходимых давлений и температур.

При гиперзвуковых скоростях потока в АДТ внутреннее сопротивление аэродинамической модели существенно возрастает и становится соизмеримым с суммарным сопротивлением. [Материалы Х школы семинара "Аэродинамика летательных аппаратов", 1999 г., стр.11-12 (Приложение 1)].

В результате искомая в эксперименте величина внешнего сопротивления Х_внеш определяется как малая разность двух больших величин: суммарного сопротивления X_∑, замеряемого на АВ, и внутреннего сопротивления Х_вн, определяемого по результатам измерений давлений и температур, что принципиально является источником больших погрешностей. Так, при испытаниях модели ЛА с ВРД при числе М=7 получено, что Х_внеш составляет только 1/5 часть от X_∑. При высокой точности измерений Х_∑ и Х_вн, характеризуемой величиной доверительных интервалов в ±2%, доверительный интервал Х_внеш в силу закона накопления погрешностей будет равен ±3%, отнесенный к величине X_∑. Характеристикой точности определения Х_внеш является доверительный интервал, отнесенный к самой величине Х_внеш, т.е.±15%. При числах М>7 погрешности определения величины Х_внеш будут еще большими. При таких уровнях точности существенные усовершенствования компоновки ЛА, приводящие к уменьшению внешнего сопротивления на величину порядка 10-15% не могут быть подтверждены результатами испытаний модели ЛА в АДТ.

Задачей изобретения является повышение точности измерения внешнего сопротивления аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем при гиперзвуковых скоростях.

Техническим результатом является уменьшение внутреннего сопротивления аэродинамической модели гиперзвукового ЛА с получением соотношения величин Х_внеш и Х_∑ и уровня точности, характерных для умеренных сверхзвуковых скоростей потока в АДТ.

Указанный технический результат достигается тем, что в аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, содержащей державку, обтекатель державки, расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала, расходомерное сопло содержит дроссель, выполненный, например, в виде цилиндра с присоединенной к нему половиной эллипсоида вращения, и закрепленный на узле механизма изменения углов атаки и скольжения, не связанном с аэродинамическими весами, например, на обтекателе державки, на которой модель установлена на аэродинамических весах.

На фиг.1 представлена модель ЛА с расходомерным соплом в соответствии с прототипом (3 - вкладыш).

На фиг.2 представлена модель ЛА с расходомерным соплом согласно изобретению.

На фиг.3 представлена конструктивная схема устройства расходомерного сопла согласно изобретению.

Модель ЛА 1 (фиг.3) содержит державку 2 и ее обтекатель 3, дроссель 4 расходомерного сопла, выполненный в виде цилиндра с присоединенным к нему половиной эллипсоида вращения, хвостовик 5 дросселя и кронштейн 6, с помощью которого дроссель закреплен на обтекателе державки. На дросселе закреплены насадки полного 7 и статического 8 давлений с приемными отверстиями в вертикальной плоскости I-I перед дросселем, приемник температуры торможения 9 и приемники 10 статического давления на выходе из расходомерного сопла. Насадки 7, 8 и приемники 10 соединены с соответствующими измерительными приборами с помощью дренажных трубок 11.

В предлагаемом изобретении дроссель 4 расходомерного сопла закреплен на обтекателе 3 державки 2, связанном с узлом 12 механизма изменения углов атаки и скольжения и не связанном с аэродинамическими весами. Это уменьшает силу внутреннего сопротивления Х_вн и суммарную силу Х_∑, воспринимаемую АВ, и, следовательно, искомая в эксперименте величина внешнего сопротивления Х_внеш уже не является малой разностью двух больших величин, в отличие от модели-прототипа. В результате повышается точность измерений этого сопротивления до уровня, характерного для умеренных сверхзвуковых скоростей.

Поскольку внутреннее сопротивление Х_вн определяется по параметрам потока в плоскости I-I перед дросселем, то возникающая сила трения Х_тр на внутренней цилиндрической поверхности протока S_ц между плоскостью I-I и плоскостью II-II выходного сечения расходомерного сопла не входит в величину силы Х_вн, в то же время она воспринимается АВ. Величина Х_тр невелика и она определяется расчетным методом и так же, как сила Х_вн, вычитается из силы X_∑.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при исследовании характеристик летательных аппаратов. Устройство содержит державку, обтекатель державки, расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала. Расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала, содержит дроссель, выполненный в форме цилиндра с присоединенной к нему половиной эллипсоида вращения. Дроссель закреплен на узле механизма изменения углов атаки и скольжения, не связанном с аэродинамическими весами, на обтекателе державки, на которой устройство установлено на аэродинамических весах. На дросселе закреплены насадки полного и статического давлений с приемными отверстиями в вертикальной плоскости перед дросселем, а также приемник температуры торможения и приемники статического давления, установленные на выходе из расходомерного сопла. При этом насадки полного и статического давлений и приемники статического давления соединены с соответствующими измерительными приборами дренажными трубками. Технический результат заключается в уменьшении внутреннего сопротивления аэродинамической модели и соответственно повышении точности измерений внешнего сопротивления модели летательного аппарата при гиперзвуковых скоростях потока. 3 ил.

Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, содержащая державку, обтекатель державки, расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала, отличающаяся тем, что расходомерное сопло содержит дроссель, выполненный в форме цилиндра с присоединенной к нему половиной эллипсоида вращения и закрепленный на узле механизма изменения углов атаки и скольжения, не связанном с аэродинамическими весами, на обтекателе державки, на которой модель установлена на аэродинамических весах, на дросселе закреплены насадки полного и статического давлений с приемными отверстиями в вертикальной плоскости перед дросселем, приемник температуры торможения и приемники статического давления на выходе из расходомерного сопла, при этом насадки полного и статического давлений и приемники статического давления соединены с соответствующими измерительными приборами дренажными трубками.