СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПРИРОСТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ВНЕШНЕМ ПОДВОДЕ ЭНЕРГИИ
METHOD TO DETERMINE INCREASED IN AIRCRAFT LIFT AT EXTERNAL POWER FEED

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов (ЛА), преимущественно к разработке методов воспроизведения в аэродинамических трубах (АДТ) условий обтекания ЛА и разработке методов повышения аэродинамического качества ЛА.
Известны способы и устройства определения аэродинамических нагрузок в АДТ на моделях ЛА [А.Поуп, К.Гойн. Аэродинамические трубы больших скоростей. М., 1968, Мир, с.504], заключающиеся в том, что геометрически подобную модель ЛА устанавливают в АДТ на аэродинамические весы и измеряют подъемную силу, силы аэродинамического сопротивления, моментные характеристики. Такой способ не пригоден при исследованиях влияния внешнего подвода энергии на аэродинамические нагрузки натурного ЛА, так как в аэродинамических трубах практически невозможно воспроизвести из-за существенного отличия размеров ЛА и его модели необходимое соотношение характеристик аэродинамических его времен обтекания и времен воспламенения и сгорания топлив..
Более близким к предлагаемому изобретению относится способ исследования влияния внешнего подвода энергии на нагрузки модели ЛА, изложенный в работе [Е.А.Флетчер, Р.Дж.Дорш, X.Ален. Горение высокореактивных топлив в сверхзвуковых воздушных потоках. ВРТ, ИЛ, М., №4, 1961, с.3]. Способ основан на том, что модель помещают в поток газа в АДТ, через отверстия в модели подают горячий газ-энергоноситель, являющийся продуктом горения борогидрида алюминия, воспламеняемого электрическим разрядом, измеряют распределение статического давления по поверхности модели и по этому распределению рассчитывают влияние впрыска горящего топлива на подъемную силу.
Однако такой способ чреват ошибками. Во-первых, это ошибки в определении количества подведенной энергии, так как время реакций горения при большой скорости потока соизмеримо с временем перемещения массы газа, то есть полностью энергия горения выделится за моделью вниз по потоку. Во-вторых, определение подъемной силы по распределению давления менее надежно, чем прямые измерения с помощью весов, а в горящем потоке использование, например, тензовесов затруднено.
Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения является, прямое измерение прироста подъемной силы при подводе энергии к модели летательного аппарата с помощью нереагирующего энергоносителя, определение критерия подобия β связывающего результаты измерения прироста подъемной силы на модели в АДТ с приростом ее в натурном полете ЛА при внешнем подводе энергии.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе определения подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии включающем создание модели летательного аппарата и ее весовые испытания в аэродинамической трубе, создают геометрически подобные модели и места подвода газа-энергоносителя, реализуют в аэродинамической трубе режим полета натурного летательного аппарата, а вместо натурного энергоносителя используют нереагирующий газ с высокой удельной статической энтальпией, например, гелий или холодный водород, производят измерение приращения подъемной силы модели и силы аэродинамического сопротивления в зависимости от расхода газа-энергоносителя и параметров набегающего потока, по известным значениям параметров набегающего потока и его энтальпии, а также величины расхода энергоносителя и его энтальпии определяют коэффициент подобия β для пересчета трубных измерений на натурный полет равный:
<mrow><mi>β</mi><mo>=</mo><mfrac><mrow><mi>Δ</mi><mi>У</mi><mo>⋅</mo><msub><mi>U</mi><mi>∞</mi></msub></mrow><mrow><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mo>⋅</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>H</mi><mi>∞</mi></msub><mo>+</mo><msub><mi>H</mi><mi>m</mi></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow></mfrac></mrow>
,
где ΔУ - прирост подъемной силы модели,
∞
U - скорость набегающего на модель потока,
<mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover>
- расход газа-энергоносителя,
∞
H - энтальпия набегающего потока,
m
H - энтальпия газа-энергоносителя,
а затем определяют прирост подъемной силы для условий натурного полета
<mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>У</mi><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mi>β</mi><mo>⋅</mo><mfrac><mrow><msub><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>⋅</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>H</mi><mrow><mi>∞</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>+</mo><msub><mi>H</mi><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><msub><mi>U</mi><mrow><mi>∞</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow></mfrac><mo>,</mo></mrow>
где β - коэффициент подобия,
<mrow><msub><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow>
- расход газа-энергоносителя,
∞нат
H - энтальпия набегающего потока,
mнат
H - энтальпия газа-энергоносителя,
∞нат
U - скорость набегающего потока,
нат - относится к условиям натурного полета.
Схемы и графики, поясняющие способ, приведены на фигурах 1, 2, 3, 4.
На фигуре 1 представлена схема трубного эксперимента.
На фигуре 2 - фотография модели, имеющей вид пластины.
На фигуре 3 показана зависимость приращения подъемной силы и лобового сопротивления на модели сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) от расхода газа - энергоносителя.
На фигуре 4 показано приращение подъемной силы от параметра t (обобщающие результаты для разных моделей: пластина, треугольное крыло, сверхзвуковой пассажирский самолет (СПС).
На фигуре 1:
1 - сопло;
2 - рабочая часть (камера Эйфеля);
3 - диффузор;
4 - державка с моделью;
5 - холодильник;
6 - вакуумный затвор;
7 - баллон с газом-энергоносителем.
На фигуре 2:
4 - модель (пластина);
8 - отверстия для выхода газа - энергоносителя;
9 - элемент аэродинамических весов; 10 - державка;
11- трубки для подвода газа-энергоносителя.
Способ реализуется следующим образом. Поток воздуха подается в тракт АДТ из атмосферы и двигается за счет перепада давления между атмосферой и вакуумной емкостью. Поток (фиг.1) разгоняется в сопле 1, проходит через камеру Эйфеля 2, диффузор 3, холодильник 5, затвор 6. В камере Эйфеля размещена испытуемая модель 4. При достижении заданного режима работы АДТ из баллонов 7 к модели 4 через отверстия в модели 8, (фиг.2) по трассам 11 (фиг.2) подается газ-энергоноситель. Проводят весовые измерения с помощью внутримодельных весов 9 (фиг.2). Измеряют приращение подъемной силы и лобового сопротивления.
-3
Для весовых измерений использованы быстродействующие 3-компонентные тензовесы с диапазоном измерений до 1 кг и быстродействием ~7·10 с. Тензовесы градуированы вместе с моделями и пневмотрассами. Влияние динамических составляющих сил проверяют на динамическом стенде.
Пример условий эксперимента:
0
0
ст
2
число M потока М=5, давление Р=1 атм, температура T≈298 K, статическое давление в камере Эйфеля Р≈2·10 Па, рабочий газ-воздух, газы-энергоносители - гелий, азот, кислород.
0
p
Измерялась подъемная сила У без подвода энергии к внешней поверхности модели, У - с подводом энергии, сила реакции при подводе газа-энергоносителя F. Тогда приращение подъемной силы ΔУ при подводе энергии равно:
0
p
ΔУ=У-У-F
Расход подводимого к модели газа-энергоносителя m определялся по величине полного давления перед мерным соплом в трассе подвода газа. Величина скорости набегающего потока определялась по числу М потока для выбранного сопла (M=5).
<mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover>
∞
m
∞
Из приближенного интегрального анализа процессов массо и теплоотвода к гиперзвуковому потоку следует, что величина приращения подъемной силы ΔУ при подводе энергии к внешней поверхности модели зависит от расхода энергоносителя
, энтальпии набегающего потока H, энтальпии энергоносителя H скорости набегающего потока U, и определяется из следующего соотношения:
<mrow><mi>Δ</mi><mi>У</mi><mo>=</mo><mi>f</mi><mrow><mo>[</mo><mrow><mfrac><mrow><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mo>⋅</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>H</mi><mi>∞</mi></msub><mo>+</mo><msub><mi>H</mi><mi>m</mi></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><msub><mi>U</mi><mi>∞</mi></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>,</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>3</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
Для удобства обозначим:
<mrow><mfrac><mrow><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mo>⋅</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>H</mi><mi>∞</mi></msub><mo>+</mo><msub><mi>H</mi><mi>m</mi></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><msub><mi>U</mi><mi>∞</mi></msub></mrow></mfrac><mo>=</mo><mi>t</mi></mrow>
, т.е.
ΔУ=f(t)
Эта величина имеет размерность силы и является функцией прироста подъемной силы. Но, кроме того, прирост подъемной силы зависит от условий подвода энергоносителя: места подвода, расположения зоны реакции, направления потока газа - энергоносителя.
Как сказано выше, эту зависимость в заявляемом способе предложено определять в трубном эксперименте как коэффициент подобия β. Экспериментами с варьированием газов-энергоносителей с разными удельными энтальпиями (гелий, кислород, азот), с варьированием расходов энергоносителей была показана универсальность этого коэффициента при соблюдении геометрического подобия схем энергоподвода. Это является предпосылкой для использования этого коэффициента, определенного в АДТ, в условиях натурного полета (в дальнейшем это будет проверено в натурном полете).
Тогда приращение подъемной силы при внешнем подводе энергии в натурном полете определится:
<mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>У</mi><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mi>β</mi><mo>⋅</mo><mfrac><mrow><msub><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>⋅</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>H</mi><mrow><mi>∞</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>+</mo><msub><mi>H</mi><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><msub><mi>U</mi><mrow><mi>∞</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow></mfrac><mo>.</mo></mrow>
На фигуре 3 приведены измеренные значения прироста подъемной силы ΔУ при подводе энергоносителя на модели СПС, прирост лобового сопротивления ΔX незначителен. Это относится только к малым углам атаки (α≈1°). На фигуре 4 представлена зависимость коэффициента β от параметра t для разных моделей. Согласно фигуре 4, в экспериментах максимальное увеличение подъемной силы при внешнем подводе энергии получено на модели треугольного крыла при значениях параметра t≤0,2 Ньютона.
Приведем пример использования измеренного по предлагаемому способу коэффициента β для оценки эффективности влияния на подъемную силу внешнего подвода энергии на натурном ЛА. В соответствии с вышеизложенным, при внешнем подводе энергии
<mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>У</mi><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mi>β</mi><mo>⋅</mo><mfrac><mrow><msub><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>⋅</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>H</mi><mrow><mi>∞</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>+</mo><msub><mi>H</mi><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><msub><mi>U</mi><mrow><mi>∞</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow></mfrac><mo>.</mo></mrow>
<mrow><msub><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow>
В то же время при увеличении тяги двигателя за счет дополнительного расхода топлива
рост подъемной силы составляет
<mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>У</mi><mrow><mi>l</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mi>I</mi><mo>⋅</mo><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><msub><mtext> </mtext><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>⋅</mo><mi>K</mi><mo>⋅</mo><mi>g</mi></mrow>
где I - удельный импульс двигателя,
K - аэродинамическое качество,
g - ускорение силы тяжести.
<mrow><mfrac><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>У</mi><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>У</mi><mrow><mi>l</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow></mfrac><mo>=</mo><mi>β</mi><mo>⋅</mo><mfrac><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>H</mi><mrow><mi>∞</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>+</mo><msub><mi>H</mi><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><msub><mi>U</mi><mrow><mi>∞</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub><mo>⋅</mo><mi>I</mi><mo>⋅</mo><mi>K</mi><mo>⋅</mo><mi>g</mi></mrow></mfrac><mo>.</mo></mrow>
Тогда
mнат
∞нат
5
Это отношение больше единицы при значениях: I=2800 с (для ГПВРД на водороде, для которого Н=1,22·10 кДж/(кг), β=1,45, U=1500 м/с, K≤4,2.
<mrow><mfrac><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>У</mi><mrow><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>У</mi><mrow><mi>l</mi><mi>н</mi><mi>а</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow></mfrac><mo>></mo><mn>1</mn></mrow>
Для ЛА с ПВРД на керосине I≈1700 с. Тогда
вплоть до значений качества К=7.
Таким образом, при использовании способа решена важная задача: в результате ряда методических экспериментов в АДТ с разными газами-энергоносителями и разными массовыми расходами их найден и предложен критерий подобия β связывающий результаты измерения прироста подъемной силы на модели в АДТ с приростом ее в натурном полете ЛА при внешнем подводе энергии. Это открывает возможность поиска путей повышения аэродинамического качества ЛА за счет подвода внешней энергии к его модели в трубном эксперименте с последующим пересчетом полученных результатов на условия натурного полета. Проведенные эксперименты с использованием других газов: азота, кислорода и др. подтвердили универсальность предложенной зависимости.
Изобретение позволяет определить прирост подъемной силы натурного летательного аппарата при внешнем подводе энергии путем экспериментов на модели в аэродинамической трубе, что дает значительные преимущества по сравнению со способом получения такой информации методом исследований в натурном полете.