Квазижесткая аэродинамическая модель несущей поверхности Российский патент 2023 года по МПК G01M9/08 

Изобретение относится к области экспериментальных исследований в аэродинамических трубах проблем аэромеханики. Эти дорогостоящие и требующие большого времени исследования имеют смысл только в случае, если точность физического моделирования высока настолько, что эксперимент может служить критерием качества и средством корректировки результатов расчета (как более оперативного и дешевого инструмента исследований). Кроме того, высокоточный эксперимент необходим как инструмент для определения таких характеристик, которые не могут быть получены сегодня вообще - даже самым совершенным расчетом.

Одним из основных видов испытаний в аэродинамических трубах является исследование влияния чисел Маха:

М=V/c, где

V - скорость потока, с - скорость звука,

и Рейнольдса:

Re =Vb/ν, где

V - скорость потока, b - линейный размер, ν - кинематическая вязкость,

на аэродинамические характеристики моделей летательных аппаратов, в частности, при изменении углов атаки и скольжения. Это необходимо для правильного прогнозирования аэродинамических характеристик самолета по результатам испытаний его модели в трубе.

Наибольшие сложности возникают при воспроизведении близких к натурным значений числа Рейнольдса, поскольку оно взаимосвязано с влиянием числа Коши:

Ca=GJp/ρb4V2, где

G - модуль сдвига, Jp - момент инерции, ρ - плотность воздуха, b - линейный размер, V - скорость потока.

Выполнить подобие по числу Re в обычных испытаниях модели в воздушном потоке практически невозможно: при фиксированной кинематической вязкости воздуха ν, поскольку при этом возникает нереальное соотношение масштабов подобия: К_v = К_L^-1. (Р.Е. Лампер. Введение в теорию флаттера. М., Машиностроение, 1990.)

В обычных (не криогенных) трубах изменение числа Рейнольдса осуществляется главным образом за счет изменения скоростного напора. В аэродинамических трубах около- и сверхзвуковых скоростей исследуются модели уменьшенных размеров по сравнению с самолетом, и потому испытания проводятся при скоростных напорах потока, которые значительно превышают скоростные напоры, при которых летают самолеты. Различие в скоростных напорах и различие в конструкции крыльев самолета и его модели приводят к тому, что деформации крыла самолета и модели, вызванные аэродинамическими нагрузками, существенно отличаются. Это приводит к нарушению основного критерия подобия - геометрического.

Известны рассматриваемые в качестве аналога так называемые жесткие аэродинамические модели несущих поверхностей (крылья и оперения) большого удлинения летательных аппаратов, которые изготавливают из высокопрочных сталей сплошного сечения. Их достоинством является возможность обеспечения высокой жесткости и прочности. Тем не менее, крылья таких моделей заметно деформируются в потоке. (Это было показано в работах: Г.А. Амирьянц, С.В. Ефименко, С.Я. Сирота. «Влияние упругих деформаций «жестких» аэродинамических моделей на их аэродинамические характеристики». Ученые записки ЦАГИ, 1993, т. XXIV, № 1, а также: Г.А. Амирьянц, В.А. Баринов, В.А. Белоус, С.В. Ефименко, А.Г. Захаров, В.П. Кулеш, С.И. Скоморохов. О влиянии упругости модели самолета на аэродинамические характеристики при трансзвуковых скоростях. ТВФ, том LXXI, № 4 (627), 1997.)

К примеру, уменьшение величины производной жесткой аэродинамической модели для различных чисел М при скоростном напоре q = 60 кПа составило при М = 0,8 - 0,9 ~ 6 %, а смещение первого аэродинамического фокуса (вперед) Δ Fα примерно 4 %. Это было показано в работе Г.А. Амирьянц, В.Г. Буньков, О.С. Мамедов, С.Э. Парышев «Исследование характеристик статической и динамической аэроупругости моделей крыла фирмы Боинг», Современные научные проблемы и технологии в гражданской авиации, 20 лет сотрудничества ученых России и компании Boeing (1993-2013), Москва, Наука, 2013. Оценка влияния упругости конструкции велась по относительным значениям ξ - отношения производных аэродинамических коэффициентов на упругом крыле к тем же производным на жестком крыле:

ξ Суα = упр /ж

Изменение положения первого аэродинамического фокуса, обусловленное упругостью конструкции, оценивалось соотношением:

Δ Fα = Fα упр - Fα ж; Fα = - / ,

где - производная момента тангажа относительно оси, проходящей через центр тяжести.

Столь сильное и неподобное тому, что происходит с реальным самолетом влияние упругих деформаций даже сплошных стальных моделей, не говоря уже о дренированных моделях, на их аэродинамические характеристики при исследованиях с учетом близких к максимальным значений числа Re, или скоростного напора, естественно приводит к предложению выполнять в каких-то случаях «жесткие» аэродинамические модели упругоподобными (Р.Е. Лампер. Введение в теорию флаттера. М., Машиностроение, 1990.)

Это позволяет учитывать совместно влияние чисел М и Са.

При этом надо стремиться к максимально возможной жесткости и прочности модели или к максимально возможному масштабу скоростных напоров с тем, чтобы минимизировать влияние числа Са.

Чтобы исключить влияние числа Са вовсе и устранить таким образом этот главный недостаток аналога, предлагается другое решение: создать «квазижесткую» (то есть «почти» абсолютно «жесткую») аэродинамическую модель. По сути она упругая, но такая, что при изменении скоростного напора и угла атаки модели, изменение вследствие упругости конструкции местных углов атаки сечений несущей поверхности равны нулю.

Эта идея реализуется в изобретении RU 2500995 С1, 17.05.2012 «Разборная упругоподобная аэродинамическая модель и способ ее изготовления». Данное решение рассматривается как прототип предлагаемого изобретения. Модель эта имеет силовой сердечник и съемную крышку несущей поверхности крыла или горизонтального оперения (киля). Как показано на типовом схематическом сечении крыла по потоку, сердечник выполнен в виде части профиля с внешним вырезом, таким, что в сердечник входят передняя и задняя кромки модели. Модель снабжена съемной крышкой несущей поверхности крыла или горизонтального оперения (киля), которая в сборе с сердечником образует замкнутую аэродинамическую форму с полезным внутренним свободным пространством модели.

Достоинством прототипа представляется не только разборность модели и наличие внутреннего свободного пространства модели, но также и то, что высокая точность воспроизведения профиля и геометрии модели в целом (и сердечника, и крышки) обеспечивается использованием современных технологий: станков с числовым программным управлением, аддитивной технологии.

Высокая точность моделирования жесткостных характеристик обеспечивается за счет разборности модели и возможности итерационной доработки сердечника.

Недостатком прототипа представляется качество поверхности модели на относительно большом участке крышки. Главным же недостатком модели с внешним вырезом представляется невозможность обеспечить такое положение оси жесткости и соотношения крутильной и изгибной жесткостей, при которых упругая модель становится «квазижесткой» аэродинамической моделью.

Задачей предлагаемого технического решения является создание «квазижесткой» аэродинамической модели, у которой при изменении скоростного напора и угла атаки модели, изменение местных углов атаки сечений несущей поверхности практически равно нулю.

Техническим результатом является повышение точности экспериментальных исследований аэродинамических характеристик несущей поверхности, в частности, повышение точности учета влияния числа Рейнольдса.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в аэродинамической модели несущей поверхности большого удлинения, представляющей собой конструкцию несущей поверхности переменного профиля с внутренней полостью, внутренняя полость модели выполнена в виде выреза, расположенного со стороны передней кромки по всей длине модели, исключая концевую часть в зоне 0,95-1,0 размаха. Вырез ориентирован параллельно срединной линии профиля в сечениях модели по ее размаху и закрыт лобовиком, образующим аэродинамические обводы профиля в области передней кромки модели. При этом вырез рассчитан и выполнен так, что центры жесткости сечений модели располагаются в диапазоне от 65 до 80 % местной хорды в направлении к задней кромке.

Размер выреза по высоте, равен не более 50 % от максимальной толщины профиля и по глубине, в направлении от передней к задней кромке, равен не более 80 % местной хорды.

Лобовик, закрывающий внутренний открытый вырез модели по размаху и образующий аэродинамические обводы профиля в области передней кромки модели выполнен из низкомодульного материала, протяженность лобовика по хорде не превышает 15 % местной хорды, лобовик входит по скользящей посадке в вырез и соединен на клею со стенками выреза, при этом участок лобовика обклеен по контуру профиля защитным материалом.

Модель выполнена из стали или высокомодульного композиционного материала.

Предлагаемое техническое решение иллюстрируется следующими фигурами.

На фиг. 1 показана форма в плане аэродинамической модели несущей поверхности большого удлинения с открытым спереди вырезом внутри сплошного сечения.

На фиг. 2 представлено сечение А-А модели, показанное на фиг. 1.

На фиг. 3 показаны поточные углы закручивания модели.

На фиг. 4 показаны жесткости модели до и после модификации.

Позициями на чертежах обозначены:

1 - аэродинамическая модель несущей поверхности большого удлинения;

2 - вырез;

3 - передняя кромка модели;

4 - задняя кромка модели;

5 - центры жесткости сечений;

6 - лобовик;

7 - защитный материал.

Аэродинамическая модель 1 несущей поверхности большого удлинения сплошного сечения устроена следующим образом.

Она представляет собой конструкцию несущей поверхности переменного профиля с внутренней полостью.

Внутренняя полость модели выполнена в виде выреза 2, расположенного со стороны передней кромки 3 по всей длине модели 1, исключая концевую часть в зоне 0,95-1,0 размаха.

Вырез 2 ориентирован параллельно срединной линии профиля в сечениях модели 1 по ее размаху и закрыт лобовиком 6, образующим аэродинамические обводы профиля в области передней кромки 3 модели 1. Вырез 2 рассчитан и выполнен так, что центры жесткости сечений 5 модели 1 располагаются в диапазоне от 65 до 80 % местной хорды в направлении к задней кромке 4.

Размер выреза 2 по высоте, равен не более 50 % от максимальной толщины профиля, и по глубине в направлении от передней кромки 3 к задней кромке 4, равен не более 80 % местной хорды.

Лобовик 6, закрывающий внутренний открытый вырез 2 модели 1 по размаху и образующий аэродинамические обводы профиля в области передней кромки 3 модели 1 выполнен из низкомодульного материала, например, из любого вида пенопласта: пенополистирола, пенополиуретана, поливинилхлоридного пенопласта или любого другого низкомодульного материала со схожими свойствами. Выбор низкомодульного материала обусловлен тем, что вклад лобовика 6 в жесткости модели 1 должен быть минимальным и учитываемым при расчете контура модели 1.

При этом размеры лобовика 6 протяженностью по хорде, не превышающей 15 % местной хорды, выбраны из условия его достаточной для восприятия аэродинамической нагрузки во время испытаний прочности и минимального, учитываемого вклада в крутильную и изгибную жесткости модели.

Для предотвращения нарушения гладкости передней кромки модели от эффекта пескоструйки пылевыми частицами, содержащимися в набегающем потоке воздуха, лобовик обклеен по контуру профиля защитным материалом 7. В качестве защитного материала может быть использована, например, тонкая ткань или фольга.

Благодаря геометрии и параметрам выреза, изгибная и крутильная жесткости сечений, реализуются такими, что при изменении скоростного напора и угла атаки модели, изменение производных аэродинамических сил и моментов по углу атаки модели и местных углов атаки сечений модели, практически равны нулю.

Расчет параметров выреза представляет собой итерационную процедуру, состоящую из следующих операций:

1. Для исходного варианта модели с исходным положением оси жесткости определяются изгибная и крутильная жесткости. Обычно это вариант цельнометаллической модели.

2. Для заданного режима полета, под который проектируется модель (например, крейсерский режим полета) методом последовательных итераций определяется положение оси жесткости, при котором поточные углы закручивания по всему размаху модели будут равны нулю.

3. Для определенного таким образом положения оси жесткости в нескольких произвольно выбранных сечениях модели, перпендикулярных оси жесткости, методом последовательных итераций производится расчет параметров внутреннего выреза, при которых обеспечивается требуемое положение оси жесткости.

4. Для модели с полученными параметрами выреза определяются изгибная и крутильная жесткости.

5. Далее операции повторяются, начиная с пункта 2 (каждый раз с новыми значениями жесткостей) до тех пор, пока при очередном повторении цикла операций 2-3-4 положение оси жесткости останется неизменным.

Изготавливают аэродинамическую модель 1 несущей поверхности большого удлинения, по рассчитанным таким образом параметрам, из стали или высокомодульного композиционного материала, посредством технологических операций механической обработки на станках с числовым программным управлением. Внутренний открытый спереди вырез 2 прямоугольного сечения в монолитной модели сплошного сечения выполняют фрезерованием с помощью фрезы с осью вращения, параллельной стенкам выреза 2.

Также фрезерованием из низкомодульного материала изготавливают лобовик 6, вставляют его в вырез 2 по скользящей посадке и приклеивают к стенкам выреза 2, далее обклеивают образованный таким образом контур профиля в области передней кромки вне выреза защитным материалом 7.

Достигаемый положительный эффект доказывается представленными на фиг. 3 и 4 результатами расчетных исследований упругих деформаций модели на «крейсерском» режиме полета самолета: М=0.85, q=54 кПа, α=3°. Как видно, исходная модель (сплошного сечения, без выреза) с заданными жесткостными характеристиками (фиг. 4) имеет весьма существенную зависимость местных углов атаки в сечениях по размаху (фиг. 3). А модель с вырезом, с жесткостными характеристиками, существенно отличными от характеристик исходной модели (фиг. 4), имеет практически нулевые значения местных углов атаки в сечениях по размаху. Потому модель с вырезом условно названа «квазижесткой».

Заявляемая «квазижесткая» аэродинамическая модель несущей поверхности большого удлинения предназначена для экспериментальных исследований в аэродинамических трубах проблем аэромеханики. Конструктивные особенности модели позволяют с повышенной точностью проводить экспериментальные исследования аэродинамических характеристик модели, в частности, повысить точность учета влияния числа Рейнольдса.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к исследованию проблем аэроупругости летательных аппаратов в области авиационной техники, а именно к разработке моделей для аэродинамических труб. Предложена квазижесткая аэродинамическая модель несущей поверхности большого удлинения, представляющая собой конструкцию несущей поверхности переменного профиля с внутренней полостью. Внутренняя полость модели выполнена в виде выреза, расположенного со стороны передней кромки по всей длине модели, исключая концевую часть в зоне 0,95-1,0 размаха, ориентированного параллельно срединной линии профиля в сечениях модели по ее размаху и закрытого лобовиком, образующим аэродинамические обводы профиля в области передней кромки модели. При этом вырез рассчитан и выполнен так, что центры жесткости сечений модели располагаются в диапазоне от 65 до 80 % местной хорды в направлении к задней кромке. Технический результат заключается в повышении точности экспериментальных исследований аэродинамических характеристик несущей поверхности, в частности в повышении точности учета влияния числа Рейнольдса. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Аэродинамическая модель несущей поверхности большого удлинения, представляющая собой конструкцию несущей поверхности переменного профиля с внутренней полостью, отличающаяся тем, что внутренняя полость модели выполнена в виде выреза, расположенного со стороны передней кромки по всей длине модели, исключая концевую часть в зоне 0,95-1,0 размаха, ориентированного параллельно срединной линии профиля в сечениях модели по ее размаху и закрытого лобовиком, образующим аэродинамические обводы профиля в области передней кромки модели, при этом вырез рассчитан и выполнен так, что центры жесткости сечений модели располагаются в диапазоне от 65 до 80% местной хорды в направлении к задней кромке.

2. Аэродинамическая модель по п. 1, отличающаяся тем, что размер выреза по высоте равен не более 50% от максимальной толщины профиля и по глубине, в направлении от передней к задней кромке, равен не более 80% местной хорды.

3. Аэродинамическая модель по п. 1, отличающаяся тем, что лобовик, закрывающий внутренний открытый вырез модели по размаху и образующий аэродинамические обводы профиля в области передней кромки модели, выполнен из низкомодульного материала, протяженность лобовика по хорде не превышает 15% местной хорды, лобовик входит по скользящей посадке в вырез и соединен на клею со стенками выреза, при этом участок лобовика обклеен по контуру профиля защитным материалом.

4. Аэродинамическая модель по п. 1, отличающаяся тем, что выполнена из стали или высокомодульного композиционного материала.