Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ ОБЪЕКТОВ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ, РАБОТАЮЩИХ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ

Предлагаемое изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано, главным образом, в авиационной промышленности при проведении испытаний объектов авиационной техники, работающих в условиях обледенения.

Известно устройство для испытаний объектов авиационной техники, работающих в условиях обледенения (Тенишев Р.Х. и др. Противообледенительные системы летательных аппаратов. Основы проектирования и методы расчета., М., «Машиностроение», 1967. стр.275).

Техническим недостатком известного устройства является недостаточная степень приближения создаваемых ими наземных условий испытаний к естественным условиям эксплуатации.

По мнению авторов наиболее близким решением к заявляемому объекту является устройство для испытаний объектов авиационной техники, работающих в условиях обледенения, включающее аэродинамическую трубу, источник сжатого воздуха и форсунки для подачи воды, образующие водовоздушный поток с пограничным слоем на стенках аэродинамической трубы, подаваемый к испытуемому объекту (Антонов А.Н. и др. «Установка для испытания элементов летательных аппаратов в имитируемых условиях обледенения». Патент РФ №32751, МПК7, B64D 15/20, 2003 г.).

Недостатком данного устройства является неравномерность водовоздушного потока. Это объясняется тем, что по законам физики у потока, протекающего в аэродинамической трубе, на стенках образуется ламинарный пограничный слой, вследствие чего возникает неравномерность потока по сечению. Поэтому водовоздушный поток, попадающий на испытуемый объект, имеет неравномерное поле. Такой поток не соответствует реальным условиям полета летательного аппарата в облаке, где свободный поток, окружающий летательный аппарат и его элементы, - равномерный. Таким образом, известное устройство не создает равномерного потока, обдувающего испытуемый объект, что снижает точность испытаний.

Предложенное устройство отличается также от известного тем, что для отделения образующегося на поверхности аэродинамической трубы пограничного слоя, содержит разделяющее кольцо, входной конец которого снабжен передней кромкой и размещен в выходной части аэродинамической трубы, систему трубопроводов для подвода горячего эжектирующего воздуха к отделенному пограничному слою для его отсоса и выброса в атмосферу, смонтированную снаружи аэродинамической трубы у передней кромки разделяющего кольца.

Устройство отличается также тем, что передняя кромка разделяющего кольца выполнена полой и к образованной полости подсоединена магистраль, по которой подводится горячий воздух.

Устройство отличается также тем, что передняя кромка разделяющего кольца снабжена подогревающей электрической спиралью.

Устройство отличается также тем, что система трубопроводов для подвода горячего эжектирующего воздуха к отделенному пограничному слою для его отсоса и выброса в атмосферу смонтирована снаружи аэродинамической трубы у передней кромки разделяющего кольца так, как показано на фиг.1.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение точности результатов путем приближения испытаний объектов авиационной техники в имитируемых наземных условиях обледенения к реальным условиям обледенения в полете за счет создания равномерного распределения водовоздушного потока, обдувающего испытуемый объект.

Технический результат при решении данной задачи достигается тем, что в устройстве для испытаний объектов авиационной техники, работающих в условиях обледенения, включающем аэродинамическую трубу, источник сжатого воздуха и форсунки для подачи воды, для создания водовоздушного потока, подаваемого на испытуемый объект, согласно изобретению для отделения образующегося на поверхности аэродинамической трубы пограничного слоя установлено разделяющее кольцо, входной конец которого снабжен передней кромкой и размещен в выходной части аэродинамической трубы, систему трубопроводов для подвода горячего эжектирующего воздуха к отделенному пограничному слою для его отсоса и выброса в атмосферу, смонтированную снаружи аэродинамической трубы у передней кромки разделяющего кольца.

Технический результат также обеспечивается тем, что у передней кромки разделяющего кольца смонтирована система трубопроводов для подвода горячего эжектирующего воздуха к отделенному пограничному слою для его отсоса и выброса в атмосферу, дополнительно передняя кромка разделяющего кольца выполнена полой и к образованной полости подсоединена магистраль, по которой подводится горячий воздух.

Кроме того, технический результат также обеспечивается тем, что передняя кромка разделяющего кольца снабжена подогревающей электрической спиралью.

Технический результат обеспечивается также тем, что система трубопроводов для подвода горячего эжектирующего воздуха к отделенному пограничному слою для его отсоса и выброса в атмосферу смонтирована снаружи аэродинамической трубы у передней кромки разделяющего кольца так, как показано на фиг.1.

Устройство поясняется чертежами, где:

на фиг.1 схематично изображен общий вид устройства,

на фиг.2 - фрагмент устройства с полой передней кромкой,

на фиг.3 - фрагмент устройства с электроподогревом передней кромки.

Устройство для испытаний объектов авиационной техники включает в себя аэродинамическую трубу 1, источник 2 сжатого воздуха, форсунки 3, установленные в аэродинамической трубе 1. Создаваемый водовоздушный поток обозначен позицией 4, а пограничный слой - позицией 5. Устройство содержит также: испытуемый объект 6, размещенный за аэродинамической трубой 1, разделяющее кольцо 7, размещенное в выходной части аэродинамической трубы 1, переднюю кромку 8 разделяющего кольца 7, систему трубопроводов 9, расположенную на внешней части аэродинамической трубы 1. Подаваемый горячий эжектирующий воздух обозначен позицией 10.

Передняя кромка 8 разделяющего кольца 7 направлена навстречу водовоздушному потоку в аэродинамической трубе 1 и размещена с зазором в выходной (хвостовой) части аэродинамической трубы 1. Размер зазора приспособлен для обеспечения расчетного расхода воздуха, соответствующего расходу в пограничном слое.

Подводимый горячий воздух 10 также обогревает систему трубопроводов 9 и зазор, предотвращая их обледенение.

Система трубопроводов 9 для подвода горячего эжектирующего воздуха 10 к отделенному пограничному слою для его отсоса и выброса в атмосферу смонтирована снаружи аэродинамической трубы у передней кромки разделяющего кольца так, как показано на фиг.1.

Система трубопроводов 9 имеет, по меньшей мере, одну ветвь, в которую вводят горячий эжектирующий воздух 10, соединенную с выходной частью аэродинамической трубы 1, и, по меньшей мере, одну другую ветвь для отвода, соединенную с входным концом разделяющего кольца 8, при этом подводящая и отводящая ветви соединены между собой и образуют кольцевую полость вокруг аэродинамической трубы 1 и разделяющего кольца 8, в которую через зазор поступает отделенный пограничный слой.

На фиг.2 показан фрагмент устройства, включающий переднюю кромку 8 разделительного кольца 7, полость 11 передней кромки 8, подводящий канал 12 с горячим воздухом 13.

На фиг.3 показан фрагмент устройства, включающий переднюю кромку 8 разделительного кольца 7 и подогревающую электрическую спираль 14. Предлагаемое устройство работает следующим образом. Источник 2 подает сжатый воздух в аэродинамическую трубу 1. Воздушный поток подхватывает капли воды, выбрасываемые форсункой 3, образуя водовоздушный поток 4, который должен имитировать условия обледенения в облаке при полете. При этом на стенках аэродинамической трубы 1 создается пограничный слой 5, искажающий равномерность водовоздушного потока 4, подаваемого к испытуемому объекту 6. Для устранения неравномерности водовоздушного потока 4 в аэродинамической трубе 1 смонтировано разделительное кольцо 7, с помощью которого происходит отделение пограничного слоя 5. На внешней поверхности аэродинамической трубы 1 установлена система трубопроводов 9, по которой проходит воздух 10, эжектирующий пограничный слой 5 и удаляющийся в атмосферу. Таким образом, к испытуемому объекту 6 подается только равномерный по сечению водовоздушный поток 4 без пограничного слоя 5.

Чтобы создавались условия обледенения, капли воды, находящиеся в облаке, должны иметь температуру около 0°С. Именно такие условия и имитируются в водовоздушном потоке 4, протекающем в аэродинамической трубе 1. При обтекании таким водовоздушным потоком 4 передней кромки 8 разделительного кольца 7 на ней может происходить образование льда и запирание щели для прохода пограничного слоя 5 в систему трубопроводов 9. Для исключения обмерзания передняя кромка 8 имеет полость 11, в которую по подводящему каналу 12 подается горячий воздух 13.

Другим вариантом, исключающим обмерзание передней кромки 8, является применение подогревающей электрической спирали 14.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволит в экспериментальных условиях более полно воспроизвести условия обледенения в облаке, что повысит точность испытаний.