×
20.02.2019
219.016.bfde

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ИНТЕГРИРОВАННЫМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области аэродинамических испытаний для измерения аэродинамических сил, действующих на уменьшенную в масштабе модель летательного аппарата в аэродинамической трубе в процессе экспериментального определения летно-технических и тягово-экономических характеристик летательных аппаратов. Аэродинамическая модель содержит съемные головной, кормовой и промежуточные модули. Контуры модулей имитируют в уменьшенном масштабе контуры секций корпуса летательного аппарата, которые определены условным делением последнего на части, ограниченные формой и расположением его нижних или верхних поверхностей одного вида. При этом внешние контуры модулей сформированы сочетанием поверхностей простых геометрических фигур. Технический результат - пригодность для испытаний на существующем стендовом оборудовании, низкая стоимость изготовления, обеспечение расширения вариантов внешнего облика испытываемых моделей, высокая технологичность изготовления. 24 з.п.ф-лы, 2 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний для измерения аэродинамических сил, действующих на уменьшенную в масштабе модель летательного аппарата (ЛА) в аэродинамической трубе в процессе экспериментального определения летно-технических характеристик (ЛТХ) и тягово-экономических характеристик (ТЭХ) сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА с воздушно-реактивными двигателями (ВРД) и может быть использовано при разработке конструкций этих ЛА, а также быть полезным для исследования проблем аэродинамики ЛА в интеграции с ВРД.

Теоретические методы при решении задач аэродинамики ЛА из-за несовершенства математических моделей явлений (в силу их физической сложности) не всегда позволяют получить достоверные результаты по всему интересующему кругу вопросов.

Серьезным препятствием, ограничивающим возможности определения ЛТХ и ТЭХ, особенно для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), является интеграция воздушно-реактивных двигателей (ВРД) снизу или сверху в корпус аппарата, требующая их совместного испытания в высокоэнтальпийном высокоскоростном потоке воздуха, имитирующим условия реального полета с гиперзвуковой скоростью, так как при пространственном гиперзвуковом обтекании фюзеляжа аппарата реализуются сложные взаимодействия интерференционных и дифракционных явлений, которые при соответствующих углах атаки и скольжения характеризуются зарождением и развитием вихревых систем, отрывом и присоединением пограничных слоев. Сложные характеры распределения давления и картины предельных линий тока вдоль фюзеляжа с присоединенным снизу ВРД требуют экспериментального исследования таких течений.

Учитывая размеры реальных ЛА для их испытаний, необходимо строительство крупногабаритных сооружений и высокоэнергетических установок для создания высокоэнтальпийного потока воздуха с большим расходом, высокой температурой и значительным давлением. Создание таких сооружений и установок требует огромных материальных затрат и времени, а для нагрева необходимого расхода сжатого воздуха необходимы огромные затраты энергетических ресурсов. Поэтому с целью сокращения материальных затрат и времени разработки ЛА для определения указанных выше характеристик с достаточным приближением проектируются уменьшенные в масштабе модели для испытаний на существующих стендах ограниченных размеров.

Известна аэродинамическая модель ЛА, содержащая сплошной корпус, препарированный датчиками, модуль прямоточного двигателя с плоскими воздухозаборником и соплом интегрированными с нижней поверхностью корпуса модели (см. свидетельство на полезную модель РФ №28247, МПК 7 G01М 9/06, опубликованное 10.03.2003 Бюл. №7).

Известна аэродинамическая модель, изготовленная из металла путем фрезерования, что дает высокую точность воспроизведения формы фюзеляжа (см. Горлин С.М., Слезингер И.Н. Аэромеханические измерения. - М., 1964 г., с.552).

Рассмотренные выше модели сложны в изготовлении из-за сложной конфигурации собранных в единое целое для обработки внешних поверхностей и дороги. Недостатком указанных моделей также является ограниченность использования установленных в результате экспериментов данных из-за индивидуальности форм таких моделей.

Известна аэродинамическая модель ЛА, у которого обшивка фюзеляжа гладкая и разъемная, состоит из двух секций с линиями разъема, расположенными в нижней части фюзеляжа вдоль оси модели (см. патент на изобретение РФ №2083967, МПК 6 G01М 9/08, опубликованное 10.07.97, Бюл. №19). В изобретении использован принцип разделения функций элементов модели путем применения сменяемой обшивки, вариации масс модели и доводки жесткостных характеристик внутримодельного каркаса. Продольное деление элементов ЛА компактных форм не всегда пригодно для моделирования конфигураций несущих поверхностей сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов при сложном спектре действующих внешних нагрузок и эксплуатационных режимов.

Известна схема членения самолета-снаряда (см. Беспилотные летательные аппараты. - М.: Машиностроение, 1967 г., стр.277, рис.5.12). Аппарат собирается из десяти частей: четырех отсеков корпуса, двух двигателей, двух консолей крыльев, киля и горизонтального оперения. Расчленение конструкции в этом случае вызвано тем, что части имеют различные конструктивно-силовые схемы, различные материалы, а их производство связано с разнотипными технологическими процессами. Параллельное изготовление различных частей сокращает производственный цикл, создает условия для специализации и снижает стоимость изготовления продукции.

Наиболее близким аналогом того же назначения, что и заявляемое техническое решение, является аэродинамическая модель фюзеляжа ЛА, содержащая составной полый корпус из последовательно сопряженных между собой поперечно вдоль продольной оси модели съемных головного, кормового и промежуточного между ними модулей препарированных датчиками, снабженный внутри оборудованием для испытаний (см. патент ЕР 0736758 В1 от 13.06.2001, Patentblatt, 2001/24).

В данном изобретении деление корпуса поперечно продольной оси на модули обусловлено удобством установки в него, работы и извлечения измерительного оборудования для аэродинамических испытаний. Такое деление корпуса модели на модули не учитывает сложной конфигурации несущих поверхностей корпусов сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА, которые необходимо имитировать при моделировании для аэродинамических испытаний.

В основу изобретения положено решение следующих задач:

- создание в уменьшенном масштабе аэродинамических моделей ЛА, пригодных для получения ЛТХ и ТЭХ на существующем или незначительно доработанном стендовом оборудовании;

- снижение трудоемкости и стоимости разработки и изготовления моделей для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ разрабатываемых ЛА;

- расширение вариантов внешнего облика испытываемых моделей ЛА с различным сочетанием конфигураций несущих поверхностей отдельных модулей;

- получение при проведении стендовых и летных испытаний достоверных данных, пригодных для повышения точности сравнительного анализа разрабатываемых и уже известных ЛА, а также для прогнозирования получения заданных ЛТХ и ТЭХ.

Поставленные задачи решаются тем, что аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно продольной оси модели съемные головной, кормовой и промежуточный между ними полые модули, препарированные датчиками и снабженные внутри оборудованием для испытаний.

В соответствии с изобретением:

- корпус ЛА выполнен несущим, а контуры внешних поверхностей модулей корпуса модели имитируют в уменьшенном масштабе контуры соответствующих внешних поверхностей корпуса ЛА. Корпус ЛА условно размечен на секции по наиболее сложной конфигурации нижней или верхней несущей поверхностей, так как они наиболее характерны для определения сопротивления формы, донного сопротивления и сопротивления трения фюзеляжа ЛА в зависимости от количества, расположения и вида его несущих поверхностей. Это позволяет учесть их влияние на создание подъемной силы при воздействии на корпус набегающего при различных углах атаки потока воздуха и использовать для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ существующие технологии, методики и стенды. Усложнение несущих поверхностей корпуса ЛА получается за счет интеграции в его нижнюю или верхнюю несущую поверхность ВРД;

- края каждой выделенной секции фюзеляжа ограничены формой и расположением его отдельной внешней поверхности одного вида и отражены в контуре внешней поверхности отдельного модуля модели, что за счет раздельной обработки каждого модуля обеспечивает снижение трудоемкости и стоимости изготовления модели ЛА в целом, а также расширяет количество вариантов внешнего облика испытываемых моделей за счет различных сочетаний аэродинамических поверхностей отдельных модулей;

- внешние поверхности модулей модели сформированы сочетанием поверхностей различных фигур: многогранников, круглых тел и набора плоских поверхностей, например типа клиньев, призм, пирамид, цилиндров, конусов, сфер, торов, бочек, а также секущих эти фигуры и/или касательных к ним плоскостей, вписанных с заданным приближением в контуры модулей модели. Это при допустимой погрешности выполнения внешних поверхностей модели набором простых геометрических фигур, которые описываются точными аналитическими зависимостями, дает возможность точного математического описания геометрии модели, построения расчетных сеток для трехмерных компьютерных программ и идентификации математической модели по результатам стендовых и летных испытании для дальнейшего прогнозирования характеристик реальных ЛА.

Кроме того, выполнение внешней поверхности модели посредством обработки отдельных составляющих ее модулей повышает степень приближения реального внешнего контура модели к теоретическому, более технологично в производстве и имеет сравнительно низкую стоимость изготовления.

Развитие и уточнение приведенной выше совокупности существенных признаков дано далее.

Отдельный модуль модели может быть изготовлен механической обработкой по стандартной технологии из моноблочной заготовки, выполненной из металла, пластмассы или дерева. Металлические заготовки могут быть получены литьем, поковкой, штамповкой и т.д. Это повышает точность изготовления внешних поверхностей отдельного модуля и снижает трудоемкость его изготовления.

Отдельный модуль корпуса модели может содержать обшивку оболочечного типа из тонколистового металла, снабженную шпангоутами. Обшивка может изготавливаться штамповкой или выколоткой на оправке вручную. Шпангоуты размещаются по торцам и краям вырезов обшивки. Модуль дополнительно может содержать набор стрингеров, скрепленный с обшивкой и/или шпангоутами. Так как модуль такой конструкции образован правильными геометрическими формами, то он является жестким пространственным телом малой массы и технологичен в изготовлении.

Отдельный модуль модели может содержать обшивку оболочечного типа из композиционного материала (КМ), снабженную шпангоутами. Обшивка может изготавливаться на оправке из предварительно сформованных монослоев композиционного материала, соединенных между собой связующим материалом. Такой модуль также может содержать набор стрингеров, скрепленный с обшивкой и/или шпангоутами. КМ по комплексу характеристик (удельной прочности, удельному модулю упругости, усталостной и длительной прочности, деформационной теплостойкости, демпфирующей способности и т.д.) превосходят традиционные конструкционные материалы. Низкий коэффициент линейного термического расширения делает весьма эффективным их использование. Использование КМ в модулях корпуса модели позволяет снизить их массу и повысить надежность работы, что особенно существенно для моделей, предназначенных для летных испытаний.

Модель может быть снабжена дополнительными промежуточными модулями, что зависит от количества и размеров выделенных секций корпуса ЛА.

Для летательного аппарата, содержащего корпус с установленным на нем снизу ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с нижними несущими поверхностями фюзеляжа, модель должна быть дополнительно снабжена модулем двигателя, установленным на корпусе модели снизу. Это позволяет исследовать на модели влияние потоков воздуха, обтекающих фюзеляж ЛА, на работу интегрированного в него снизу ВРД. Если модуль двигателя верхней частью скреплен с нижней поверхностью предпоследнего модуля корпуса модели, то нижняя поверхность модуля, сопрягаемого сзади с модулем корпуса, на котором закреплен модуль двигателя, может являться поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а нижняя поверхность кормового модуля, сопрягаемого спереди с модулем, на котором закреплен модуль двигателя, может является поверхностью стенки сопла внешнего расширения модуля двигателя модели. Это позволяет исследовать возможность использования нижней поверхности корпуса как поверхности внешнего сжатия воздухозаборника и как поверхности внешнего расширения сопла двигателя ЛА. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля могут быть выполнены в форме граней клина со скругленной передней прямой кромкой, а его боковые поверхности ограничены двумя частями поверхности усеченного конуса. Клиновая форма передней прямой кромки корпуса обеспечивает высокие аэродинамические характеристики (аэродинамическое качество около 4 при числе М=6) и хорошую объемную эффективность ЛА. Это также обеспечивает простоту и технологичность изготовления головной части корпуса модели. Верхняя поверхность последующего за головным модуля корпуса модели может быть выполнена в виде усеченного конуса. Это создает достаточно плавный, бесступенчатый переход внешней поверхности корпуса модели между модулями с разными размерами контуров. Верхняя поверхность кормового модуля может быть выполнена в виде цилиндра, усеченного плоскостью, наклонной к строительной горизонтали модели, которая может выполнять функцию верхней стенки сопла. Так как внутри кормового модуля размещается сопло двигателя преимущественно одностороннего расширения, верхняя поверхность которого наклонена под углом от 18 до 23 градусов к горизонтальной плоскости, а боковые - под углом от 3 до 5 градусов к вертикальной плоскости, проходящим через строительную горизонталь модели. Следует отметить, что при наклоне к продольной оси корпуса модели верхней плоскости сопла меньше 18 градусов степень расширения сопла при габаритных ограничениях становится недостаточной, при наклоне больше 23 градусов возникают отрывные течения, приводящие к дополнительным потерям. Угол наклона вертикальных стенок к продольной плоскости корпуса модели в диапазоне от 3 до 5 градусов определяется выбранным соотношением ширины нижней поверхности корпуса ЛА и поперечного размера входа в двигатель. Верхняя поверхность предпоследнего модуля корпуса может быть выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу плоскостью, параллельной строительной горизонтали модели. Это дает возможность установить на ней модуль двигателя модели. Смежные модули модели должны быть сопряжены между собой по контуру бесступенчато, что обеспечивает безотрывное обтекание корпуса модели потоком воздуха и снижает его гидравлические потери.

Для решения отдельных исследовательских проблем аэродинамики ЛА может содержать сверху ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с верхними аэродинамическими поверхностями корпуса. Модель такого ЛА должна быть дополнительно снабжена модулем двигателя, установленным на ней сверху. Модуль двигателя должен быть нижней частью скреплен с верхней поверхностью кормового модуля модели. При этом верхняя поверхность модуля, сопрягаемого сзади с кормовым модулем, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а верхняя задняя поверхность кормового модуля является нижней стенкой сопла модуля двигателя. Следует отметить, что ЛА, снабженный установленным сверху ВРД, содержит, в основном, корпус пирамидальной шестигранной формы, сопряженный с клиновой вершиной в головной части, причем верхние и нижние поверхности корпуса образованы гранями, перпендикулярными вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь корпуса.

Верхняя поверхность промежуточного модуля, сопрягаемого сзади с кормовым модулем, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а задняя поверхность кормового модуля - нижней стенкой сопла модуля двигателя. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля выполнены в форме граней клина со скругленной передней кромкой ограниченного с каждой стороны двумя сопряженными между собой гранями. Кормовой и промежуточные модули выполнены в форме усеченных пирамид. Следует отметить, что смежные модули этой модели также сопряжены между собой бесступенчато.

В варианте верхнего расположения прямоточного ВРД на модели летательного аппарата (ЛА), как это делается в отдельных случаях, предлагаемое техническое решение принципиально не отличается от рассмотренного выше. Верхнее расположение прямоточного ВРД в модели высокоскоростных ЛА полезно, в основном, для уменьшения нагрева конструкции ВРД в фазе первоначального разгона, когда работает только отделяемый ускоритель. При такой компоновке двигателя также затруднительно радиолокационное обнаружение ЛА. В целом же из-за полета ЛА с положительным углом атаки характеристики воздухозаборного устройства расход воздуха и тяга ВРД существенно ниже, чем при нижнем расположении, также затруднен и его запуск из-за расположения воздухозаборника двигателя в «тени» головной части аппарата. Поэтому далее более подробно будет рассматриваться вариант модели с нижним расположением двигателя.

Таким образом, за счет деления корпуса модели на модули, имитирующие в уменьшенном масштабе соответствующие секции корпуса ЛА, где внешние поверхности модулей сформированы сочетанием различных поверхностей простых геометрических фигур, вписанных в контуры модели, решены поставленные в изобретении задачи:

- создана уменьшенная в масштабе аэродинамическая модель ЛА, пригодная для получения ЛТХ и ТЭХ на существующем доработанном стендовом оборудовании;

- снижены трудоемкость и стоимость разработки и изготовления моделей для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ разрабатываемых ЛА;

- расширено количество возможных вариантов внешнего облика испытываемых моделей;

- обеспечена возможность получения при проведении стендовых и летных испытаний достоверных данных, пригодных для повышения точности сравнительного анализа разрабатываемых и уже известных ЛА, а также для прогнозирования получения заданных ЛТХ и ТЭХ.

Техническим результатом при применении предлагаемой аэродинамической модели, достигаемым за счет деления корпуса последней на модули, имитирующие выделенные секции ЛА, и формирования их внешних поверхностей простыми геометрическими фигурами, является:

- возможность использования существующего стендового оборудования для получения ЛТХ и ТЭХ вновь разрабатываемых летательных аппаратов;

- снижение трудоемкости и стоимости разработки и изготовления моделей ЛА, а также уменьшение эксплуатационных затрат на проведение испытаний моделей;

- расширение вариантов внешнего облика испытываемых моделей за счет различного сочетания видоизмененных несущих поверхностей отдельных модулей;

- высокая технологичность изготовления модели и простота переноса результатов испытаний такой модели на модели с другой конфигурацией внешней поверхности.

Настоящее изобретение будет более понятно после рассмотрения последующего подробного описания аэродинамической модели ЛА со ссылкой на прилагаемые чертежи, где

на фиг.1 представлена в аксонометрической проекции модель ЛА с нижним расположением двигателя.

на фиг.2 представлена в аксонометрической проекции модель ЛА с верхним расположением двигателя.

Аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, изображенная на фиг.1, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно строительной горизонтали модели съемные головной 1, кормовой 2 и промежуточные 3, 4, между ними полые модули. Модули 1, 2, 3 и 4 препарированы датчиками и снабжены внутри оборудованием для испытаний (не показано). Корпус ЛА выполнен несущим.

Контуры модулей 1, 2, 3 и 4 корпуса модели имитируют уменьшенные в масштабе контуры соответствующих внешних поверхностей корпуса летательного аппарата, который условно размечен на секции по наиболее сложной конфигурации нижней или верхней поверхности. Края каждой выделенной части фюзеляжа ограничены формой и расположением его отдельной нижней поверхности одного вида.

Внешние поверхности обшивок 5, 6, 7 и 8 соответствующих модулей 1, 2, 3 и 4 модели сформированы сочетанием поверхностей различных геометрических фигур: многогранников, круглых тел и набора плоских поверхностей, например типа клиньев, призм, пирамид, цилиндров, конусов, сфер, торов, бочек, а также секущих эти фигуры и/или касательных к ним плоскостей, вписанных с заданным приближением в контуры модулей модели.

В соответствии с видом аэродинамических испытаний и габаритами модели отдельные модули корпуса модели могут быть выполнены разных видов и конструкций. Например, модули могут быть выполнены из болванок различного рода материалов изготовленных разными способами (не показано).

Модули могут содержать обшивку оболочечного типа из разного типа композиционных материалов и быть снабжены шпангоутами для усиления конструкции, а также дополнительно содержать набор стрингеров, скрепленный жестко с обшивкой и/или шпангоутами (не показано).

Кроме того, модули могут содержать обшивки 5, 6, 7 и 8 оболочечного типа из тонколистового металла, снабженные набором стрингеров 9, 10, 11, 12. Шпангоуты размещаются по краям вырезов в обшивках (не показано) и по торцам обшивок: для модуля 1 - поз.13, для модуля 2 - поз.14, для модуля 3 - поз.15 и 16, для модуля 4 - поз.17 и 18. Стрингеры жестко скреплены с обшивкой и/или шпангоутами. Корпус модели в зависимости от конфигурации фюзеляжа ЛА по сравнению с прототипом может быть снабжен одним дополнительными промежуточным модулем типа 4 (как предложено) или несколькими.

Для ЛА, содержащего корпус с установленным на нем снизу ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с нижними несущими поверхностями корпуса, модель дополнительно снабжена модулем 19, двигателя, установленным на корпусе модели снизу.

Модуль 19 двигателя верхней частью скреплен с нижней поверхностью 20 предпоследнего модуля 3 корпуса. Нижняя поверхность 21 модуля 4, сопрягаемого сзади с модулем 3 корпуса, на котором закреплен модуль 19 двигателя, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя модели. Нижняя поверхность кормового модуля 2, сопрягаемого спереди с модулем 3, на котором закреплен модуль 19 двигателя, является верхней поверхностью сопла одностороннего расширения модуля 19 двигателя.

Верхняя 22 и нижняя 23 поверхности головного модуля 1 выполнены в форме граней клина с усеченной передней прямой кромкой 24, а его боковые поверхности 25 ограничены двумя частями поверхности усеченного конуса.

Верхняя поверхность обшивки 8 последующего за головным 1 модуля 4 корпуса модели выполнена в виде усеченного снизу конуса.

Верхняя поверхность обшивки 6 кормового модуля 2 выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу под углом от 18 до 23 градусов к строительной горизонтали, которая является верхней поверхностью стенки сопла модуля двигателя.

Боковые поверхности 27 расширяющейся части сопла модуля 19 двигателя образованы вертикальными плоскостями, расположенными симметрично под углами от 3 до 5 градусов относительно вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь модели.

Верхняя поверхность обшивки 7 предпоследнего модуля 3 корпуса модели выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу плоскостью 20, параллельной строительной горизонтали модели.

Смежные модули модели 1 и 4, 4 и 3, 3 и 2 сопряжены между собой по контуру бесступенчато.

Аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, изображенная на фиг.2, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно строительной горизонтали модели съемные головной 28, кормовой 29 и промежуточные 30 и 31 между ними полые модули. Модули 28, 29, 30 и 31 также препарированы датчиками и снабжены внутри оборудованием для испытаний (не показано). Модель снабжена модулем 32 двигателя, который нижней частью скреплен с верхней поверхностью кормового модуля 29. Эта модель выполнена для ЛА, содержащего корпус в основном пирамидальной шестигранной формы, сопряженный с клиновой вершиной в головной части. Верхние и нижние поверхности корпуса образованы гранями, перпендикулярными вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь модели.

Верхняя поверхность модуля 30, сопрягаемого сзади с кормовым модулем 29, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля 32 двигателя. Задняя поверхность кормового модуля 29 является нижней стенкой сопла модуля 32 двигателя. Конструкция и характеристики модуля двигателя 32 аналогичны конструкции и характеристикам модуля двигателя 19. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля 28 выполнены в форме граней клина со скругленной передней кромкой, ограниченного с каждой стороны двумя сопряженными между собой гранями. Кормовой 29 и промежуточные 30, 31 модули выполнены в форме усеченных пирамид. Смежные модули обеих моделей сопряжены между собой бесступенчато.

Способ использования моделей с нижним и верхним расположением ВРД заключается в их продувке в аэродинамической трубе на разных режимах течения потока под разными углами атаки и крена. Модель устанавливается в аэродинамической трубе, например на пилоне. Выполнение конфигурации модулей корпуса модели с имитацией наружных поверхностей фюзеляжа и установка модуля двигателя снизу или сверху модели позволяет сформировать обтекание модели в аэродинамической трубе высокоэнтальпийным потоком воздуха адекватно обтеканию ЛА в реальном полете. На головном модуле 1 и воздухозаборнике для нижнего расположения модуля 19 двигателя в процессе испытаний возникает система скачков уплотнения, аналогичная системе скачков, возникающих в реальном полете ЛА. При проведении испытаний в соответствии с программой исследований изменяется скорость потока воздуха, углы атаки и углы крена модели, числа Рейнольдса и т.д. В процессе проведения испытаний давление на внешних поверхностях модулей 1, 2, 3, 4 и модуля двигателя 19 регистрируется датчиками (не показано), что позволяет экспериментально определить летно-технические и тягово-экономические характеристики ЛА.

Полученные при испытаниях данные пригодны для сравнительного анализа повышенной точности разрабатываемых и уже известных ЛА, а также могут быть полезными для исследований проблем аэродинамики летательных аппаратов.

Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 211.
10.02.2013
№216.012.23f8

Система регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины

Изобретение относится к системе регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины и позволяет уменьшить воздействие осевой силы на радиально-упорный подшипник передней части составного ротора турбомашины путем перераспределения по заданному закону избыточной силы на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474710
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.2458

Способ мультиантенной электростатической диагностики газотурбинных двигателей на установившихся и неустановившихся режимах работы

Изобретение относится к области диагностики технического состояния газотурбинных двигателей. Технический результат - повышение эффективности и оперативности диагностики технического состояния газотурбинных двигателей в процессе их производства, испытаний и эксплуатации. Технический результат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474806
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2baa

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476705
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c7c

Способ диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков

Изобретение относится к области авиационной техники. По замерам полетной информации определяют величину R идеальной тяги двигателя как R=R- GV, где R - условная тяга реактивного сопла, соответствующая полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления, G - расход воздуха на входе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476915
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.33c5

Способ изготовления интегрального блиска с охлаждаемыми рабочими лопатками, интегральный блиск и охлаждаемая лопатка для газотурбинного двигателя

Отдельные охлаждаемые лопатки из монокристаллического сплава соединяют с дисковой частью из гранулируемого сплава в единую деталь горячим изостатическим прессованием (ГИП) в зоне, где длительные прочности этих сплавов одинаковы при одной и той же температуре в длительном рабочем режиме...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478796
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e2d

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481484
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.06.2013
№216.012.4d6c

Газодинамический воспламенитель

Изобретение может быть использовано в авиационных и ракетных двигателях и стендовых газоструйных устройствах. Газодинамический воспламенитель содержит полый корпус, стержневой газоструйный излучатель со сверхзвуковым кольцевым соплом, резонатор с цилиндрической полостью, соединительную камеру с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485402
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.07.2013
№216.012.5497

Газогенератор гтд

Газогенератор газотурбинного двигателя содержит двухступенчатый центробежный компрессор, камеру сгорания и, по меньшей мере, одну осевую ступень турбины, связанную с компрессором по оси в единый ротор, установленный в статоре на подшипниках качения. Рабочие колеса ступеней компрессора и турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487258
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.08.2013
№216.012.5d9f

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания и способ управления ее работой

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания содержит осевой компрессор, турбину, теплообменник-рекуператор, каталитическую камеру сгорания, соединяющий их газовоздушный канал, топливную систему с форсункой, систему автоматического...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489588
Дата охранного документа: 10.08.2013
27.08.2013
№216.012.6526

Способ определения коэффициента сухого трения фрикционных пар при быстро осциллирующих перемещениях

Изобретение относится к области исследований и физических измерений. Сущность: одну неподвижную деталь фрикционной пары, выполняющую функцию демпфера, прижимают с варьируемым регулируемым усилием к другой подвижной детали этой пары, совершающей на резонансной частоте быстро осцилирующее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491531
Дата охранного документа: 27.08.2013
Показаны записи 1-10 из 25.
20.06.2013
№216.012.4d6c

Газодинамический воспламенитель

Изобретение может быть использовано в авиационных и ракетных двигателях и стендовых газоструйных устройствах. Газодинамический воспламенитель содержит полый корпус, стержневой газоструйный излучатель со сверхзвуковым кольцевым соплом, резонатор с цилиндрической полостью, соединительную камеру с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485402
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.10.2013
№216.012.73ad

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что двигатель жестко соединяют с горизонтальной мерительной платформой, платформу устанавливают на поперечные упругие опоры и соединяют с датчиком...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495270
Дата охранного документа: 10.10.2013
10.03.2015
№216.013.309f

Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Способ воспламенения топливной смеси заключается в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее. Так...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002543915
Дата охранного документа: 10.03.2015
10.03.2015
№216.013.315d

Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания (КС) и выходное сопло. В КС размещены форсунки подачи горючего с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544105
Дата охранного документа: 10.03.2015
10.07.2015
№216.013.5dfc

Газодинамический воспламенитель основной топливной смеси в проточном тракте

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю. Ускоритель с соплом и акустический...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555601
Дата охранного документа: 10.07.2015
20.09.2015
№216.013.7b07

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002563092
Дата охранного документа: 20.09.2015
20.01.2016
№216.013.a339

Способ сжигания топливо-воздушной смеси и прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной

Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002573427
Дата охранного документа: 20.01.2016
27.05.2016
№216.015.42c8

Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002585328
Дата охранного документа: 27.05.2016
13.01.2017
№217.015.67cd

Способ построения карты экзогенных геологических процессов местности вдоль трассы магистрального нефтепровода

Изобретение относится к области получения топографической информации о рельефе земной поверхности по данным аэрофотосъемки и лазерного сканирования местности с борта воздушного судна, в частности к мониторингу участков трассы магистрального нефтепровода (МН) для выявления признаков экзогенных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002591875
Дата охранного документа: 20.07.2016
25.08.2017
№217.015.9b9f

Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата

Изобретение относится к области стендовой доработки летательных аппаратов. Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки в испытательной камере, где создают разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002610329
Дата охранного документа: 09.02.2017
+ добавить свой РИД