×
19.06.2019
219.017.84ab

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ВНЕШНЕГО СОПРОТИВЛЕНИЯ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при исследовании характеристик летательных аппаратов. Устройство содержит державку, обтекатель державки, расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала. Расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала, содержит дроссель, выполненный в форме цилиндра с присоединенной к нему половиной эллипсоида вращения. Дроссель закреплен на узле механизма изменения углов атаки и скольжения, не связанном с аэродинамическими весами, на обтекателе державки, на которой устройство установлено на аэродинамических весах. На дросселе закреплены насадки полного и статического давлений с приемными отверстиями в вертикальной плоскости перед дросселем, а также приемник температуры торможения и приемники статического давления, установленные на выходе из расходомерного сопла. При этом насадки полного и статического давлений и приемники статического давления соединены с соответствующими измерительными приборами дренажными трубками. Технический результат заключается в уменьшении внутреннего сопротивления аэродинамической модели и соответственно повышении точности измерений внешнего сопротивления модели летательного аппарата при гиперзвуковых скоростях потока. 3 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при испытаниях в аэродинамических трубах (АДТ) при гиперзвуковых скоростях.

Известна модель летательного аппарата (ЛА) с воздушно-реактивным двигателем (ВРД), выполненная с проточными каналами, входная часть которых до горла воздухозаборника включительно моделирует контуры ЛА. За горлом воздухозаборника проток не моделируется, а выполняется в виде расширяющегося канала, в конце которого устанавливается расходомерное сопло с вкладышем (принято за прототип). (В.Г.Блищ. О внешних и внутренних аэродинамических силах и моментах летательных аппаратов ВРД и их моделей при ненулевых углах атаки и скольжения. Труды ЦАГИ - 1987 г., выпуск 2328, рис.8, 9, 10 на 13-16).

При измерении внешнего сопротивления аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем с помощью аэродинамических весов (АВ) измеряют суммарную величину ХΣ внешнего Хвнеш и внутреннего Хвн сопротивлений модели. При этом Хвн определяют на основе теоремы Эйлера о количестве движения замкнутого объема газа для чего одновременно с измерениями суммарных сопротивлений Х проводят измерения необходимых давлений и температур.

При гиперзвуковых скоростях потока в АДТ внутреннее сопротивление аэродинамической модели существенно возрастает и становится соизмеримым с суммарным сопротивлением. [Материалы Х школы семинара "Аэродинамика летательных аппаратов", 1999 г., стр.11-12 (Приложение 1)].

В результате искомая в эксперименте величина внешнего сопротивления Хвнеш определяется как малая разность двух больших величин: суммарного сопротивления X, замеряемого на АВ, и внутреннего сопротивления Хвн, определяемого по результатам измерений давлений и температур, что принципиально является источником больших погрешностей. Так, при испытаниях модели ЛА с ВРД при числе М=7 получено, что Хвнеш составляет только 1/5 часть от X. При высокой точности измерений Х и Хвн, характеризуемой величиной доверительных интервалов в ±2%, доверительный интервал Хвнеш в силу закона накопления погрешностей будет равен ±3%, отнесенный к величине X. Характеристикой точности определения Хвнеш является доверительный интервал, отнесенный к самой величине Хвнеш, т.е.±15%. При числах М>7 погрешности определения величины Хвнеш будут еще большими. При таких уровнях точности существенные усовершенствования компоновки ЛА, приводящие к уменьшению внешнего сопротивления на величину порядка 10-15% не могут быть подтверждены результатами испытаний модели ЛА в АДТ.

Задачей изобретения является повышение точности измерения внешнего сопротивления аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем при гиперзвуковых скоростях.

Техническим результатом является уменьшение внутреннего сопротивления аэродинамической модели гиперзвукового ЛА с получением соотношения величин Хвнеш и Х и уровня точности, характерных для умеренных сверхзвуковых скоростей потока в АДТ.

Указанный технический результат достигается тем, что в аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, содержащей державку, обтекатель державки, расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала, расходомерное сопло содержит дроссель, выполненный, например, в виде цилиндра с присоединенной к нему половиной эллипсоида вращения, и закрепленный на узле механизма изменения углов атаки и скольжения, не связанном с аэродинамическими весами, например, на обтекателе державки, на которой модель установлена на аэродинамических весах.

На фиг.1 представлена модель ЛА с расходомерным соплом в соответствии с прототипом (3 - вкладыш).

На фиг.2 представлена модель ЛА с расходомерным соплом согласно изобретению.

На фиг.3 представлена конструктивная схема устройства расходомерного сопла согласно изобретению.

Модель ЛА 1 (фиг.3) содержит державку 2 и ее обтекатель 3, дроссель 4 расходомерного сопла, выполненный в виде цилиндра с присоединенным к нему половиной эллипсоида вращения, хвостовик 5 дросселя и кронштейн 6, с помощью которого дроссель закреплен на обтекателе державки. На дросселе закреплены насадки полного 7 и статического 8 давлений с приемными отверстиями в вертикальной плоскости I-I перед дросселем, приемник температуры торможения 9 и приемники 10 статического давления на выходе из расходомерного сопла. Насадки 7, 8 и приемники 10 соединены с соответствующими измерительными приборами с помощью дренажных трубок 11.

В предлагаемом изобретении дроссель 4 расходомерного сопла закреплен на обтекателе 3 державки 2, связанном с узлом 12 механизма изменения углов атаки и скольжения и не связанном с аэродинамическими весами. Это уменьшает силу внутреннего сопротивления Хвн и суммарную силу Х, воспринимаемую АВ, и, следовательно, искомая в эксперименте величина внешнего сопротивления Хвнеш уже не является малой разностью двух больших величин, в отличие от модели-прототипа. В результате повышается точность измерений этого сопротивления до уровня, характерного для умеренных сверхзвуковых скоростей.

Поскольку внутреннее сопротивление Хвн определяется по параметрам потока в плоскости I-I перед дросселем, то возникающая сила трения Хтр на внутренней цилиндрической поверхности протока Sц между плоскостью I-I и плоскостью II-II выходного сечения расходомерного сопла не входит в величину силы Хвн, в то же время она воспринимается АВ. Величина Хтр невелика и она определяется расчетным методом и так же, как сила Хвн, вычитается из силы X.

Аэродинамическаямодельлетательногоаппаратасвоздушно-реактивнымдвигателем,содержащаядержавку,обтекательдержавки,расходомерноесопло,расположенноеввыходномучасткепроточногоканала,отличающаясятем,чторасходомерноесоплосодержитдроссель,выполненныйвформецилиндрасприсоединеннойкнемуполовинойэллипсоидавращенияизакрепленныйнаузлемеханизмаизмененияугловатакиискольжения,несвязанномсаэродинамическимивесами,наобтекателедержавки,накотороймодельустановленанааэродинамическихвесах,надросселезакрепленынасадкиполногоистатическогодавленийсприемнымиотверстиямиввертикальнойплоскостипереддросселем,приемниктемпературыторможенияиприемникистатическогодавлениянавыходеизрасходомерногосопла,приэтомнасадкиполногоистатическогодавленийиприемникистатическогодавлениясоединеныссоответствующимиизмерительнымиприборамидренажнымитрубками.
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 10.
20.03.2019
№219.016.e408

Способ и устройство для получения тяги

Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к силовым и энергетическим установкам, и может быть использовано для получения тяги. Способ получения тяги заключается в подготовке топливной смеси, подаче ее в полузамкнутую детонационную резонансную камеру и осуществлении детонационного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002296876
Дата охранного документа: 10.04.2007
20.03.2019
№219.016.e42c

Система измерения воздушных параметров полета

Изобретение относится к области авиации и, в частности, к определению воздушных параметров полета летательных аппаратов. Устройство содержит приемники воздушных давлений с приемными отверстиями, снабженные электронагревательной противообледенительной системой, соединенные пневмотрассами с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002290646
Дата охранного документа: 27.12.2006
10.04.2019
№219.017.0001

Тензометрические весы

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы. Устройство содержит динамометрический элемент измерения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002287783
Дата охранного документа: 20.11.2006
10.04.2019
№219.017.0002

Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы. Устройство содержит многокомпонентные тензометрические весы, жестко...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002287796
Дата охранного документа: 20.11.2006
10.04.2019
№219.017.000f

Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы. Устройство содержит многокомпонентные тензометрические весы,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002287795
Дата охранного документа: 20.11.2006
19.04.2019
№219.017.2b97

Способ получения гиперзвукового потока для аэродинамических испытаний и устройство для его осуществления (варианты)

Изобретения относятся к области экспериментальной аэродинамики и могут быть использованы при исследовании характеристик летательных аппаратов. Разогрев рабочего газа в замкнутом объеме производят с помощью резистивного нагревателя, после чего выталкивают его при постоянных параметрах торможения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002270429
Дата охранного документа: 20.02.2006
19.04.2019
№219.017.2b99

Способ получения гиперзвукового потока для аэродинамических испытаний и устройство для его осуществления (варианты)

Изобретения относятся к области экспериментальной аэродинамики и могут быть использованы при исследовании характеристик летательных аппаратов. Разогрев рабочего газа в замкнутом объеме производят с помощью кауперного подогревателя газа, после чего выталкивают его при постоянных параметрах...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002270430
Дата охранного документа: 20.02.2006
18.05.2019
№219.017.5528

Способ торможения летательного аппарата с двухкилевым вертикальным оперением (варианты)

Изобретение относится к области авиации, в частности, к системам торможения летательного аппарата в полете и при послепосадочном пробеге. Торможение осуществляют созданием дополнительного сопротивления путем отклонения килей двухкилевого вертикального оперения со схождением передних или задних...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002255023
Дата охранного документа: 27.06.2005
18.05.2019
№219.017.5534

Способ осушки газа

Изобретение относится к области осушки газа. Способ заключается в том, что создают замкнутый контур, включающий закрытый объем, газовую сушильную машину, дроссельное устройство и вентили, в котором осушку газа производят непрерывно при постоянном давлении в замкнутом объеме с возрастающим...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002257947
Дата охранного документа: 10.08.2005
10.07.2019
№219.017.ab2c

Способ визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижного объекта

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов. Способ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002297635
Дата охранного документа: 20.04.2007
+ добавить свой РИД