УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ РАКЕТЫ АВИАЦИОННОГО БАЗИРОВАНИЯ

Предлагаемое изобретение относится к измерительной технике, а именно к устройствам для замера в аэродинамической трубе аэродинамических нагрузок, действующих на модель ракеты, прикрепленную к модели самолета-носителя. Это устройство может быть использовано для расчетов по обеспечению безударного, т.е. безопасного, отделения ракеты от самолета-носителя.

Известно устройство для определения сил и моментов, действующих на модель в аэродинамической трубе. Это устройство крепится на кормовой державке и содержит модель со съемной головной частью, закрепленную на внутримодельных тензовесах путем посадки ее на коническую часть тензовесов с фиксацией гайкой, соединенных с державкой, установленной в аэродинамической трубе, оснащенной тензостанцией и пультом управления, расположенным в препараторской (Н.Ф. Краснов и др. "Прикладная аэродинамика". Москва, Высшая школа, 1974 г., с. 273-282).

Но в этом устройстве, во-первых, не учитывается влияние самолета-носителя на аэродинамические характеристики модели, а, во-вторых, крепление модели на хвостовой державке порождает упругие колебания системы "модель-державка", внося неопределенность в измеряемые величины.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности является устройство для определения сил и моментов, действующих на модель ракеты при испытаниях в аэродинамической трубе, в которой закреплены на державках с закрепленными на них тензовесами модели ракеты и носителя ракет, причем модели ракет могут изменять положение относительно носителя (ЦАГИ. Основные этапы научной деятельности 1968-1993 г., Москва. Наука. Физматлит., 1996. Рис. 188, стр. 300. Модель самолета-носителя с отделяемыми грузами в АДТ Т-109), см. фигуру 2.

Недостатком этого устройства, во первых, является наличие в нем хвостовой державки, на которой закреплена модель ракеты вместе с тензовесами, что оказывает заметное влияние на обтекание воздушным потоком кормовой части модели ракеты и, следовательно, на измеряемые аэродинамические характеристики модели ракеты в целом.

Вторым существенным недостатком известного устройства является то, что во время испытаний модели ракеты, механически связанной с помощью хвостовой державки с корпусом модели носителя, возникают упругие колебания системы "модель+тензовесы+державка" с изменением зазора между моделями ракеты и носителя, что также влияет на характер обтекания модели ракеты, снижая точность и достоверность определения ее аэродинамических характеристик.

С целью устранения вышеобозначенных недостатков известного устройства предлагается новое техническое решение устройства для определения аэродинамических характеристик модели ракеты авиационного базирования. Суть предлагаемого изобретения состоит в размещении державки, на которой крепится модель ракеты, внутри корпуса модели в отличие от хвостовой державки, используемой в известном устройстве.

Размещение державки внутри корпуса модели с ее жестким креплением к модели носителя с помощью двух стержней, расположенных по краям державки, исключает как влияние державки на обтекание модели потоком воздуха, так и возможность упругих колебаний державки, поскольку эта державка является балкой на двух опорах и не подвержена консольным колебаниям.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежом, где на фигуре 1 изображен общий вид предлагаемого устройства.

Устройство для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе содержит модель 1 со съемной головной частью 2 и с оперениями 3, 4 и 5 на хвостовой части 6 корпуса 7, закрепленную на тензовесах 8 путем посадки ее на коническую часть 9 и зафиксированную гайкой 10, соединенных державкой 11, установленной на модели носителя 12, расположенной в аэродинамической трубе 13, оснащенной тензостанцией 14 и пультом управления 15, расположенных в препараторской 16. Внутри корпуса 7 модели 1 расположен трубчатый цилиндр 17, выполненный с продольными пазами 18, внутри них установлена с ребрами 19 втулка 20, соединенная с тензовесами 8, а на ребрах 19 установлена обечайка 21, на которой закреплены головная 2 и хвостовая 6 части корпуса 7. В передней части 22 цилиндра 17 в пазах 18 установлен вкладыш 23, а в хвостовой части державки цилиндра 17 расположено подвижное кольцо 25.

Вкладыш 23 и подвижное кольцо 25 соединены сменными по длине и толщине балками 26, закрепленными на носителе 12 фиксаторами 27. На хвостовой части 6 корпуса 7 расположен шпангоут 28 со сменной заглушкой 30.

Установка внутри корпуса 7 модели 1 цилиндра 17, выполненного с продольными пазами 18, в которых установлена с ребрами 19 втулка 20, соединенная с тензовесами 8, а на ребрах 19 размещена обечайка 21, на которой закреплена головная 2 и хвостовая 6 части корпуса 7, позволяет соблюсти полное геометрическое подобие модели 1 с натурной ракетой, что обеспечивает точность и достоверность замера аэродинамических нагрузок, действующих на модель 1 в условиях механической связи моделей ракеты 1 и носителя 12.

Установка головной части 2 и хвостовой части 6 с помощью обечайки 21 упрощает конструкцию модели 1, повышает надежность работы тензовесов 8, что снижает стоимость экспериментальных работ.

Работа устройства заключается в следующем. Собирается модель ракеты 1. Внутри цилиндра 17 закрепляются тензовесы 8. В пазах 18 цилиндра 17 устанавливается на ребрах 19 втулка 20 и закрепляется на тензовесах 8 гайкой 10. На цилиндре 17 устанавливаются вкладыш 23 в пазу 18 и подвижное кольцо 25. Затем на ребрах 19 втулки 20 закрепляется обечайка 21, на которой устанавливается головная часть 2 и хвостовая часть 6 с оперениями 3, 4, 5 и шпангоутом 29 с заглушкой 30. Проверяется работа тензовесов 8 с помощью тензостанции 14 и пульта управления 15, расположенных в препараторской 16 трубы 13. Затем на вкладыше 23 и подвижном кольце 25 устанавливаются сменные балки 26. Они закрепляются на кронштейнах 27, к которым пристыковывается модель носителя 12. Устройство устанавливается с помощью фиксаторов 27 в аэродинамической трубе 13. Производится контрольная проверка работы всех систем устройства. Затем по команде с пульта управления 15 запускается аэродинамическая труба 13. При различных скоростях продувки модели 1 с носителем 12 определяются аэродинамические характеристики модели 1 с помощью тензостанции 14.

Использование предлагаемого изобретения существенно улучшает достоверность экспериментальных данных по воздействию потока на ракету, отделяющуюся от самолета-носителя, и позволяет обеспечить безопасность пуска ракет при меньшем объеме натурных испытаний, что сокращает стоимость работ по разработке ракетных комплексов авиационного базирования.