Электромеханический стенд

Полезная модель относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов.
Известно устройство Немецкого аэрокосмического центра (DLR) для экспериментального определения нестационарных аэродинамических характеристик транспортного самолета, реализующее классический подход к модели, выполняющее вынужденные синусоидальные колебания в трех формах: вращение вокруг продольной оси, вращение относительно поперечной оси (тангаж), вращение относительно вертикальной оси (рыскание).
0
Устройство-аналог для экспериментального определения нестационарных аэродинамических характеристик с применением данного метода содержит испытуемую модель летательного аппарата, оборудованную измерителем аэродинамических сил и моментов, содержит державку колеблющейся модели (OMS). Это гидравлическая поступательно движущаяся платформа (платформа Стюарта) с 6-ью степенями свободы для осуществления колебательных движений при рыскании, при подъеме и боковых колебаний. Дополнительный гидравлический возбудитель (activator), который располагается на платформе Стюарта, используется для возбуждения колебаний по тангажу и по вращению около продольной оси (фиг. 1 Приложения). Модельная державка с 6-ю степенями свободы включает шесть подпорок постоянной длины, которые шарнирно связаны с 6-ью электромоторами. Эти электромоторы движутся по рельсам, расположенным над рабочей частью. Для управления державкой используются легкодоступные аппаратные средства ЭВМ в сочетании с подходящим программированием. При наличии большой амплитуды (до ±10° по тангажу) и высокой частоте колебаний (до ƒ=3 Гц) механизм хорошо приспособлен к динамическим испытаниям в аэродинамической трубе. Движущаяся часть механизма, связанная с моделью специальными державками, перемещается по поступательным и трем вращательным степеням свободы. (Andreas Rene  "Experimental and numerical investigations of unsteady aerodynamic derivatives for transport aircraft configurations" German Aerospace Center (DLR). Institute of Aerodynamics and Flow Technology. Lilienthalplatz 7, 38108, Braunschweig, Germany. Email: Andreas.Huebner@drl.de) (перевод: Андреас-Рене Хюбнер «Экспериментальные и численные исследования нестационарных аэродинамических характеристик для некоторых конфигураций транспортного самолета» Немецкий аэрокосмический центр (DLR) авиационно-технологического института. Lilienthalplatz 7, 38108, Брауншвейг, Германия).
Недостаток у устройства-аналога заключается в том, что для создания колебательных движений модели самолета необходимо использование гидравлического возбудителя (активатора) (Андреас-Рене Хюбнер « Экспериментальные и численные исследования нестационарных аэродинамических характеристик для некоторых конфигураций транспортного самолета» Немецкий аэрокосмический центр (DLR) авиационно-технологического института. Lilienthalplatz 7, 38108, Брауншвейг, Германия, Email: Andreas.Huebner@drl.de).
Известно также устройство для определения вращательных и нестационарных производных с помощью реализации способа определения раздельных вращательных и нестационарных производных коэффициентов продольных аэродинамических сил и моментов методом вынужденных колебаний, заключающегося в обеспечении совместных гармонических поступательных и угловых колебаний модели в потоке аэродинамической трубы, содержащее узел крепления модели на верхнем конце вертикального вала, снабженного измерителем продольных сил и моментов, действующих на испытуемую модель, механизм поступательных вертикальных колебаний модели, включающий двигатель и преобразователь вращения вала в поступательные колебания вертикального вала, датчик вертикальных перемещений модели, механизм угловых колебаний модели, узел крепления модели на верхнем конце вертикального вала выполнен в виде осевого шарнира с возможностью колебаний модели по углу тангажа. Устройство преобразования вращения вала двигателя в поступательные колебания вертикального вала выполнено в виде синусного механизма, кривошип которого имеет регулируемый радиус R, механизм поступательных вертикальных колебаний модели соединен с механизмом угловых колебаний модели, содержащим синусный механизм, кривошип которого жестко закреплен на шипе кривошипа механизма поступательных колебаний модели, а ось шипа параллельна оси шипа кривошипа механизма поступательных колебаний смещена по нормали к радиусу R кривошипа этого механизма на заданное расстояние е. С кулисой механизма угловых колебаний соединена вертикальная раздвижная штанга, верхний конец которой выполнен в виде зубчатой рейки, соприкасающейся с шарнирно закрепленным на вертикальном валу рычагом, один конец которого с помощью стержня, оборудованного измерителем осевой силы стержня, шарнирно соединен с моделью, а другой выполнен в виде зубчатого сектора, входящего в зацепление с зубчатой рейкой, нижний конец которой соединен с дистанционно управляемым электроприводом (патент №2358254 «Способ определения вращательных и нестационарных производных коэффициентов продольных аэродинамических сил и моментов методом вынужденных колебаний и устройство для его реализации», авторы Колин И.В., Марков В.Г., Лацоев К.Ф., Святодух В.К., Трифонова Т.И., Шуховцов Д.В.). Общий вид основных узлов установки показан на фиг. 2 Приложения.
Недостатком этого устройства является ограниченность по углу атаки (<±20°) определения раздельных значений вращательных и нестационарных производных коэффициентов продольных аэродинамических сил и моментов, что приводит к затруднению исследований задач динамики полета на критических режимах, особенно для маневренных самолетов (И.В. Колин, К.Ф. Лацоев, В.Г. Марков, В.К. Святодух, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов «Исследование вращательной и нестационарной производных момента тангажа модели самолета на установке двухстепенных вынужденных колебаний», журнал «Ученые записки ЦАГИ», 2013. т. XLIV, №4, с. 44-53, сс. 50).
а
За прототип принято устройство для определения комплексов вращательных и нестационарных производных (электромеханический стенд), реализующее одностепенное колебательное движение модели относительно одной из трех связанных с моделью осей координат, состоящее из державки (горизонтального вала) для крепления моделей летательных аппаратов, динамометра (в составе внутримодельного подшипникового узла) для измерения аэродинамических сил и моментов, Г-образной рамы с верхним и нижним подшипниковыми узлами, двигателя, устройства для преобразования вращения вала двигателя в поступательные колебания вертикальной штанги, механизма угловых колебаний модели, содержащее синусный механизм и вертикальную штангу (патент №2441214 «Устройство для экспериментального определения комплексов вращательных и нестационарных производных», авторы Колин И.В., Марков В.Г., Лацоев К.Ф., Святодух В.К., Трифонова Т.И.). В данном устройстве для задания колебания по рысканию в устройстве преобразования вращения вала двигателя в поступательные колебания вертикальной штанги использовался рычаг, соединенный с вертикальной штангой и державкой (фиг. 3,  Приложения); при создании колебания по крену в устройстве преобразования вращения вала двигателя в поступательные колебания вертикальной штанги применялась качалка, контактирующая с Г-образной рамой, соединенной с устройством крепления верхней части модели к державке (фиг. 3, б Приложения); в случае реализации колебаний по тангажу в устройстве преобразования вращения вала двигателя в поступательные колебания вертикальной штанги использовалась горизонтальная штанга, соединенная с Г-образной рамой и механизмом угловых колебаний модели (фиг. 3, в Приложения) (патент №2441214 «Устройство для экспериментального определения комплексов вращательных и нестационарных производных», авторы Колин И.В., Марков В.Г., Лацоев К.Ф., Святодух В.К., Трифонова Т.И.). Размещение устройства на поворотном круге в рабочей части аэродинамической трубы позволяет проводить исследования нестационарных аэродинамических характеристик модели самолета и комплексов их производных в широком диапазоне углов атаки ≤±120°. Крепление модели со спины на данном устройстве позволяет определить аэродинамические нагрузки, действующие на модель самолета при различных углах скольжения (≤±20°).
Недостатком устройства-прототипа является невозможность получения раздельных вращательной и нестационарной производных сил и моментов, пропорциональных угловым скоростям и скоростям изменения углов атаки и скольжения. Для этого необходимо для каждой компоновки самолета и каждого значения угла атаки проведение экспериментов, по крайней мере, двух типов на различных экспериментальных установках, что является весьма трудоемкой операцией (Г.С. Бюшгенс, Р.В. Студнев «Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения», М.: Машиностроение, 1979. с. 349, сс. 33).
Кроме того, приведенные устройство для определения раздельных вращательных и нестационарных производных и устройство-прототип являются трудоемкими при проведении динамических экспериментальных исследований из-за наличия большого количества механических узлов и деталей для обеспечения различных видов движения модели с одной или двумя степенями свободы.
Техническим результатом является расширение функциональных возможностей устройства за счет реализации различных видов движения модели многостепенным электромеханическим стендом для изучения аэродинамических характеристик объектов в аэродинамических трубах.
Технический результат достигается тем, что электромеханический стенд, включающий внутримодельный узел с динамометром, горизонтальный вал, Г-образную раму с верхним и нижним подшипниковыми узлами, содержит электрическую платформу с верхним и нижним основаниями, с электроприводами, блоком управления и питания электроприводами, соединенную с Г-образной рамой посредством узла крепления. Электрическая платформа имеет шесть степеней свободы. Узел крепления Г-образной рамы к электрической платформе содержит фланец со стаканом для крепления Г-образной рамы к верхнему основанию электрической платформы, набор болтов, хомут и кронштейн для увеличения жесткости крепления Г-образной рамы к верхнему основанию платформы.
На фиг. 1 изображен электромеханический стенд с шестью степенями свободы для исследования нелинейных нестационарных аэродинамических характеристик методом вынужденных произвольных колебаний модели летательного аппарата.
На фиг. 2 приведены результаты испытаний модели летательного аппарата на электромеханическом стенде в рабочей части аэродинамической трубы.
Как показано на фиг. 1, модель самолета 1 с помощью внутримодельного узла с динамометром 2 закреплена с одним концом горизонтального вала 3, другой конец которого вставлен в верхний подшипниковый узел Г-образной рамы 4, Г-образная рама 5 через нижний подшипниковый узел 6 соединена с узлом крепления Г-образной рамы с электрической платформой. Электрическая платформа имеет шесть степеней свободы. Узел крепления включает фланец 7, болты 8, стакан 9 в порядке их соединения: фланец 7 со стаканом 9 прикреплены болтами 8 к верхнему основанию платформы; в узел включены дополнительные элементы - болты 11, хомут 12 и кронштейн 13 для увеличения жесткости крепления Г-образной рамы к верхнему основанию платформы 10.
Электрическая платформа включает верхнее и нижнее основания, электроприводы, блок управления и питания электроприводами Подвижность электрической платформы осуществляется шестью электроприводами 14 с помощью блока управления и питания электроприводами 15, размещенных на нижнем основании платформы 16.
Нижнее основание электрической платформы 10 закреплено на поворотном круге 17 аэродинамической трубы, оснащенным датчиком положения поворотного круга.
В ходе проведения испытаний из сопла трубы 18 выходит поток 19 с ядром 20 в диффузор трубы 21. В ядре 20 потока находятся модель 1 с динамометром 2, горизонтальный вал 3, верхний подшипниковый узел Г-образной рамы 4, и верхняя часть Г-образной рамы 5.
Расположение модели самолета в вертикальной плоскости с помощью «Г-образной» рамы на электрической платформе с помощью разработанного узла крепления позволяет проводить исследования аэродинамики объектов в широком диапазоне углов атаки (α≤±120°) за счет их задания поворотным кругом аэродинамической трубы и расположения электрической платформы вне ядра потока трубы. Углы скольжения или крена задаются наклонами электрической платформы в пределах (β≤±20°), амплитуда угловых колебаний модели при максимально допустимой частоте колебаний 1.5 Гц не превышает 15°, поступательные перемещения модели варьируются перемещениями платформы в плоскостях OXY или OXZ в пределах ≤±0.12 м.
Электромеханический стенд с шестью степенями свободы для исследования нелинейных нестационарных аэродинамических характеристик методом вынужденных произвольных колебаний модели летательного аппарата работает следующим образом.
Перед началом работы электрическая платформа стенда устанавливается в нейтральное положение, при котором модель самолета 1 размещается в ядре 20 потока трубы 19. Управление положением модели производится в соответствии с принимаемыми сетевыми пакетами блоком управления и питания электроприводами 15, в которых задаются шесть координат положения платформы. Измерение аэродинамических нагрузок, действующих на модель 1 в ядре потока трубы 20, осуществляется динамометром, размещенным во внутримодельном узле 2 (фиг. 1), угол атаки измеряется датчиком положения, размещенным под поворотным кругом трубы.
Изготовлен опытный образец электромеханического стенда, на котором были проведены испытания модели самолета в аэродинамической трубе. На фиг. 2 для примера приведены зависимости коэффициентов аэродинамических нагрузок от угла атаки модели самолета, измеренные динамометром при непрерывном движении поворотного круга в потоке трубы в диапазоне углов атаки (-6°≤α≤40°) при его увеличении (обозначенных стрелкой «→»), и уменьшении (стрелкой «←»).
Преимуществом электромеханического стенда с шестью степенями свободы для исследования нелинейных нестационарных аэродинамических характеристик является расширение функциональных возможностей устройства, заключающееся в реализации произвольных законов движения модели с различными степенями свободы, и расширения диапазона углов атаки (скольжения), что важно для исследования задач динамики полета самолета.
Приложение
Приложение
Приложение