Способ определения характеристик продольной управляемости и устойчивости самолетов Советский патент 2006 года по МПК G01M9/00 

Предлагаемое изобретение относится к экспериментальным методам аэродинамики и статической аэроупругости.

Известен способ определения характеристик продольной управляемости и устойчивости самолетов на их упруго-динамически подобных моделях, имеющих единственную степень свободы - поворот вокруг центра тяжести модели в ее плоскости симметрии. На этих моделях при выбранном ряде значений скорости потока отклоняют руль высоты и каждый раз фиксируют угол атаки α модели, угол отклонения руля высоты δ, возможно, распределение давления , соответствующие моменту равенства подъемной силы силе веса модели Y=G, когда вертикальная реакция подвески на модель R=0, то есть соответствующие моменту "свободного" полета модели, аналогичного установившемуся горизонтальному полету натурного самолета.

Известный способ по авт. св. СССР № 1839874 весьма прост, надежен, а при определении основных измеряемых параметров: подъемной силы Y углов атаки α и балансировочных углов отклонения руля δ_бал, соответствующих свободному полету, весьма точен. Известный способ позволяет весьма точно определить критическое значение скоростного напора реверса рулей высоты по зависимости δ_бал=f(q) при M=const, но не позволяет с необходимой точностью (а иногда вообще не позволяет) определить такие производные, как, например, Cy^α, mz^α, mz^δ, Cy^δ, mz^Cy. Он не позволяет также прямо оценить влияние распределения масс и перегрузки на деформации и аэродинамические нагрузки упругого самолета.

Целью предлагаемого способа является расширение числа определяемых параметров и обеспечение высокой точности их определения. Более конкретно: можно сказать, что целью способа является определение наряду с α, δ, Y (и по их значениям) производных Cy^α, Cy^δ, mz^α, mz^δ, mz^Cy, величин Cy_o, mz_o, определение балансировочных кривых, нейтральной центровки самолета, влияния распределения масс и перегрузок на указанные характеристики.

По существу предлагаемый способ отличается от упомянутого тем, что указанные цели достигаются посредством максимально возможного (при испытаниях в около- и сверхзвуковых аэродинамических трубах) перетяжеления модели, установкой ее при каждом фиксированном значении скорости потока на ряд заданных углов крена γ, отклонением руля высоты (дискретным или непрерывным по времени), измерением реакции R подвески на модель в направлении подъемной силы, измерением углов атаки α и углов отклонения руля высоты δ, в том числе, соответствующих свободному полету модели (когда R = 0 и Y=G Cos γ), повторением указанных операций при изменении положения центра тяжести модели (в пределах ±10% САХ от исходного).

Рассмотрим указанные отличия более подробно. Главная особенность метода - это возможность определения ряда аэродинамических производных, как правило, условных для свободно летящего упругого самолета. В данном случае они определены на модели, у которой деформации под действием сил тяжести гораздо меньше деформаций под действием аэродинамических нагрузок. Это связано, в частности, с особенностями воспроизведения в аэродинамической трубе на упругоподобной модели сил тяжести самолета. Это в свою очередь связано с масштабом ускорений модели, который в дозвуковых аэродинамических трубах обычно меньше 1, а в сверхзвуковых - больше 1. Обычно "сверхзвуковые" флаттерные модели "перетяжелены", в том смысле, что соотношение масштабов масс K_m, плотности K_ρ, линейных размеров K_L вместо желательного K_m/K_ρK_L ³=1 больше 1. Предлагается для наших целей "перетяжелять" модели в указанном смысле в максимально возможное число (в 5÷10) раз, естественно, без нарушения обводов модели и ее жесткостных характеристик, и, естественно, только при испытаниях в около- и сверхзвуковом потоке. При этом вследствие отмеченных причин прогибы горизонтально расположенной (γ = 0) свободно летящей упругой модели, обусловленные распределенными силами тяжести, хотя, возможно, и будут меньше прогибов под действием аэродинамических сил, но все же вес модели будет достаточно велик, чтоб хотя бы при γ = 0 значения α и δ_бал не были очень малыми. Тогда, меняя при каждом фиксированном значении числа М и q угол крена модели γ от нулевого значения до значения γ≃90° и, отклоняя при фиксированном значении γ руль высоты, мы измеряем величины α_i, δ_i, R_i, в частности, соответствующие моменту равенства подъемной силы проекции веса модели на направление действия подъемной силы G·Cos γ. Очевидно, что при выбранном значении M и q изменение γ от нулевого значения до γ≃90° характеризует влияние изменения от 1 до 0 перегрузки, действующей на модель. При этом производные Cy^α, Cy^δ, mz^α, mz^δ остаются неизменными, а меняются лишь величины α и δ_бал, а также, в меньшей степени, Cy_o, mz_o. Последние могут быть определены при каждом значении γ, о чем будет сказано в дальнейшем, следовательно, изменение α и δ_бал с изменением γ непосредственно определяет влияние распределенных масс модели и перегрузки на измеряемые характеристики. В случае, когда масштаб ускорений слишком велик (больше 20), а "перетяжеление" невелико (менее 5), уловить влияние изменения перегрузок указанным способом не представляется возможным. Операция же поворота по углу крена γ остается при этом целесообразной - для определения балансировочных значений α и δ_бал, соответствующих "свободному" полету модели, когда Y=G·Cosγ и R = 0. При испытаниях в дозвуковых аэродинамических трубах операция поворота по углу крена также целесообразна - для приведения в соответствие прогибов модели и натуры под действием сил тяжести.

Принимая ось поворота модели в ее плоскости симметрии, проходящей через центр тяжести модели, что, вообще говоря, необязательно, запишем для выбранных значений M и q=const и произвольного γ=const уравнение равновесия модели

Вычитая из каждого j-го уравнения соответствующее первое (j=1) уравнение, преобразуя, получаем при каждом M и q систему уравнений:

Здесь j=1, 2...к, практически к=10÷20;

s - характерная площадь.

Решая эту систему с использованием метода наименьших квадратов, мы определим с необходимой точностью производные C_y ^α, C_y ^δ, m_z ^α, m_z ^δ. Подставляя в любое из j уравнений (1), (2) измеренные значения α_j и δ_j, и определенные значения C_y ^α, C_y ^δ, m_z ^α, m_z ^δ, определим величины C_yo и mz_o.

Целесообразность использования при γ=const всех измеряемых значений α_j, δ_j (то есть не только соответствующих R = 0) диктуется как экономичностью и простотой таких испытаний, так и высокой их точностью, благодаря тому, что количество уравнений K может при этом быть существенно больше числа неизвестных C_y ^α, C_y ^δ, m_z ^α, m_z ^δ.

Возможность же использования информации при R_j≠0 связана с тем, что, как следует из анализа соответствующих линейных уравнений движения упругого самолета, сила R не влияет на производные C_y ^α, C_y ^δ, m_z ^α, m_z ^δ. Балансировочные же значения δ_бал и угол атаки α при заданном значении M, q, γ определяются реакцией R_j. Это обстоятельство принципиально важно, поскольку оно кроме прочего, позволяет проводить соответствующие измерения при произвольно больших углах атаки модели.

Наряду с указанными выше характеристиками способ позволяет определить другую весьма важную производную - m_zC_y. Для ее определения указанные выше операции выполняют при ряде положений центра тяжести модели (в пределах ±10% САХ от исходного положения) и произвольном значении угла крена модели.

К настоящему времени проведены весьма подробные расчеты, а также первые испытания упрощенных упруго-динамически подобных моделей. Они указывают на отсутствие флаттера моделей на "шарнирной" подвеске, когда ось поворота модели совпадает с центром тяжести модели или близка к нему, но располагается впереди аэродинамического фокуса модели. Они указывают также на относительную простоту способа, его надежность и безусловно высокую точность.

Изобретение относится к экспериментальным методам аэродинамики и статической аэроупругости. Сущность: способ основан на использовании упруго-динамически подобных моделей. Модель выполняют перетяжеленной в несколько раз и при заданной скорости потока изменяют распределение массовых сил, действующих в направлении подъемной силы. После этого, при каждом значении угла крена, независимо друг от друга изменяют величины углов отклонения руля высоты и атаки. Одновременно с этим измеряют во всех узлах подвески поперечные силы, действующие на модель, а также силу лобового сопротивления, воспринимаемую одним из шарнирных узлов. Затем указанные операции повторяют при измененном расстоянии от указанного шарнирного узла до центра тяжести модели и определяют характеристики устойчивости и управляемости. Технический результат: повышение точности эксперимента и расширение числа определяемых параметров.

Способ определения характеристик продольной управляемости и устойчивости самолетов, основанный на использовании упруго-динамически подобных моделей, закрепляемых в одной или нескольких точках по длине фюзеляжа и имеющих возможность поворота в плоскости симметрии моделей, а также включающий отклонение руля высоты и измерение реакции подвески в направлении подъемной силы, отличающийся тем, что, с целью повышения точности эксперимента и расширения числа определяемых параметров, модель выполняют перетяжеленной в несколько раз и при заданной скорости потока изменяют распределение массовых сил, действующих в направлении подъемной силы, например, устанавливая ряд фиксированных значений углов крена модели, затем при каждом значении угла крена независимо друг от друга изменяют величины углов отклонения руля высоты и атаки и одновременно с этим измеряют во всех узлах подвески поперечные силы, действующие на модель, а также силу лобового сопротивления, воспринимаемую одним из шарнирных узлов, после чего указанные операции повторяют при измененном расстоянии от указанного шарнирного узла до центра тяжести модели и определяют, используя, например, метод наименьших квадратов, характеристики устойчивости и управляемости.