АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Аэродинамическая модель летательного аппарата.
Полезная модель относится к области аэродинамических исследований, в частности, к экспериментальному определению распределения давлений при их использованиях в аэродинамических трубах.
Известна аэродинамическая установка для определения аэродинамических характеристик объекта, описанная в патенте России №2097729, «Способ определения аэродинамических характеристик модели и аэродинамическая установка для его осуществления, кл.О 01М9/06, опубл.27.11.97г. Данная установка содержит стойки для закрепления хвостовой державки модели, механизм изменения угла атаки, привод изменения угла крена, установленный в стойках, датчики измерения фактических углов атаки и крена модели. Тензовесы установлены с возможностью соединения модели с державкой.
Одновременно с изменением угла атаки модели по заданной программе изменяют УГОЛ крена, проводят коррекцию указанных углов на величину угловой деформации подвесных средств в вертикальной плоскости и в плоскости крена, после чего регистрир тют сигналы тензовесов.
Недостатком данной установки является невысокая точность измерения из-за невысокой точности измерений измерительного устройства, a именно, тензовесов.
М. кл.7:О01М9/06
описании изобретения к заявке № 94023217 «Дренированная модель аэродинамической поверхности летательного аппарата, кл.С01М9/00, опубл. 10.03.96г. Данная модель содержит силовой каркас, дренажные трубки с приемными отверстиями, дренированные закладные элементы, расположенные в каждом измерительном сечении. В закладных элементах по оси измерительного сечения выполнена ниша, в которой пропущены дренажные трубки от приемных отверстий, расположенных на закладных элементах. В каркасе выполнены поперечные сквозные отверстия вдоль оси каждого измерительного сечения между закладными элементами, в которые пропущены дренажные трубки от приемных отверстий, расположенных на каркасе и продольные пазы между одноименными закладными элементами смежных сечений, в которые выведены концы дренажных трубок в направлении корневой части модели. Пазы закрываются по поверхности каркаса, например, шпатлевкой. Дренажные трубки имеют приемные отверстия, которые закреплены в каркасе пайкой.
В процессе испытаний модели в аэродинамической трубе давление на поверхности модели через приемное отверстие по дренажной трубке распространяется до измерительного прибора, где и регистрируется.
Однако, выполнение дренажных трубок с приемными отверстиями с последующей заделкой последних щпатлевкой приводит к нарущению целостности корпуса, его герметичности и однородности поверхности. Это влечет за собой искажение движения потока воздуха в пограничном слое по сравнению с реальным движением воздушного потока, возникающим в условиях высоконагруженного аэродинамического эксперимента, что в свою очередь не позволяет обеспечить высокую точность измерений.
В предлагаемой полезной модели решается задача повышения точности измерения за счет создания условий максимально приближенных к условиям летного эксперимента и ближайщему расположению измерительных приборов к месту проводимых измерений. Выполнение панели воздухозаборного устройства съемной позволяет отсоединять панели от корпуса, что обеспечивает доступ к месту установки датчиков и позволяет установить, например, датчик полного давления максимально близко к носовой части на короткой трубке.
Целостность корпуса, предложенные место расположения двигателя и величина угла наклона стенки сопла к продольной оси двигателя позволяют обеспечить условия максимально приближенные к условиям летного эксперимента.
Поставленная цель достигается тем, что аэродинамическая модель летательного аппарата, содержащая силовой каркас, препарированный датчиками, снабжена прямоточным двигателем с плоским воздухозаборником, интегрированным с нижней поверхностью фюзеляжа, при этом расстояние от крайней точки носка модели до входа в двигатель определяется формулой:
4,  WM.-I где; а угол муле:
S,  7,6 где: ния. тельн
/ 3
У: - У:
V  у h-расстояние от нижней точки обечайки двигателя до строительной горизонтали модели М н-число Маха набегающего потока, наклона стенки сопла к продольной оси двигателя определяется по форУк-скорость потока продуктов сгорания на выходе из сопла Vn-CKOpocTb потока продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания акр- критическая скорость звука. Воздухозаборник выполнен в виде съемной панели. В носовой части установлен на короткой трубке датчик полного давлеВоздухозаборник выполнен из теплоизоляционного материала. В носовой части выполнена вставка из теплоизоляционного материала. На фиг. 1 изображен продольный разрез аэродинамической модели летаго аппарата.
Предлагаемая модель летательного аппарата состоит из силового каркаса 1, прямоточного двигателя 2 с плоским воздухозаборником 3,руля 4 горизонтального направления, носовой части 5..выполненной в виде тела вращения. Двигатель 2 интегрирован с нижней поверхностью фюзеляжа (на чертеже не обозначен). Панель 3 воздухозаборника выполнена съемной и закреплена винтами. Панель воздухозаборника выполнена из теплоизоляционного материала. Модель выполнена так, что расстояние от крайней точки носка модели до входа в двигатель определяется формулой:
4,,   где; а угол муле:
5,  7,6
где: Ук-скорость потока продуктов сгорания на выходе из сопла
Vn-CKOpocTb потока продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания
3-кр- критическая скорость звука. Установка двигателя 2 на предлагаемом расстоянии от нижней точки
обечайки двигателя 2 до строительной горизонтали модели и выполнение предлагаемого угла наклона стенки сопла к продольной оси двигателя позволяет сформировать течение воздушного потока адекватно движению потока в натурном летательном аппарате за счет соответствующего расположения скачков уплотнения воздуха .Датчик 6 установлен в носовой части 5 на короткой трубке и измеряет полное давление за скачком уплотнения. В носовой части 5 выполнена вставка 7 из теплоизоляционного материала. Выполнение вставки 7 и панели воздухозаборника 3 из теплоизоляционного материала позволяет проводить измерение тепловых потоков и температура
к п
V р  у h-расстояние от нижней точки обечайки двигателя до строительной горизонтали модели М н-число Маха набегающего потока, наклона стенки сопла к продольной оси двигателя определяется по форповерхности с помощью тепловизоров. Модель снабжена датчиками 8,9,10 для измерения статического давления. Установка датчиков 6,8,9,10 максимально приближенными к месту измерения стало возможным с выполнением воздухозаборника 3 со съемной панелью т.к. это обеспечило доступ к месту установки датчиков.
Задачей полезной модели является определение статического и полного давления потока воздуха, которые необходимы для определения аэродинамических характеристик модели объекта в условиях, приближенных к условиям летного эксперимента. Модель устанавливается в рабочем участке аэродинамической трубы и закрепляется за продолжение киля 4.Создается поток воздуха, воспроизводящий поток в реальном полете. На носу 5 и на панелях воздухозаборника 3 возникает система скачков уплотнения аналогичная системе скачков, возникающих в реальном полете натурной гиперзвуковой летающей лаборатории. Набегающий высокоэнтальпийный поток воздуха обтекает модель, датчик 6 в носу модели и датчики 8,9,10 на панелях воздухозаборника 3 регистрируют параметры давлений, по которым определяются характеристики воздухозаборника 3 и сопла. Нри проведении испытаний в соответствии с программой исследования производится изменение скорости потока воздуха, углов атаки, углов крена, чисел Рейнольдса и т.д. Нри этом датчики 6,8,9,10 регистрируют соответствующие изменения давлений.
В предлагаемой полезной модели решается задача повышения точности измерения за счет создания условий максимально приближенных к условиям летного эксперимента. Это достигается предложенными расположением двигателя и величиной угла наклона стенки сопла к продольной оси двигателя, ближайщим расположением измерительных приборов к месту проводимых измерений. Нредлагаемая полезная модель сокращает затраты на проектирование и создание реального гиперзвукового летательного аппарата.