СПОСОБ МОДЕЛИРОВАНИЯ НАТУРНОГО НЕСТАЦИОНАРНОГО ОБТЕКАНИЯ СЕЧЕНИЯ ЛОПАСТИ ВИНТА ВЕРТОЛЕТА В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ
METHOD OF MODELLING FULL-SCALE UNSTEADY FLOW OF BLADE SECTION OF HELICOPTER ROTOR IN AERODYNAMIC TUNNEL

Изобретение относится к области авиации, в частности к экспериментальной аэродинамике, и может быть использовано для испытания моделей лопастей несущего винта вертолета.
Известна аэродинамическая труба (см. E.L. Bedrzhitsky, V.P. Roukavets. Historical Review of Creation and Improvement of Aerodynamic Test Facilities at TSAGI. AGARD-CP-585. 1996), в которой возможно моделирование натурного обтекания модели сечения лопасти винта вертолета за счет периодических колебаний модели сечения лопасти по углу атаки.
Недостатком такого способа моделирования натурного обтекания лопасти винта вертолета является отсутствие в потоке воздуха пульсирующей составляющей скорости потока, обтекающего модель сечения лопасти.
Наиболее близким из известных технических решений, принятым за прототип заявляемому способу является способ испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе с пульсирующим потоком (см. М.Р. Ryabokon, A.G. Malyk. Subsonic Wind Tunnel with Flow Speed Pulsation. AGARD-CP-585) - прототип.
Недостатком способа, предложенного в прототипе, является отсутствие моделирования пульсаций угла атаки модели. Это не позволяет осуществлять достаточно полное моделирование натурного нестационарного обтекания модели сечения лопасти винта вертолета.
Задачей и техническим результатом данного изобретения являются разработка способа, обеспечивающего улучшение качества моделирования при испытаниях в аэродинамической трубе натурного нестационарного обтекания моделей сечений лопасти винта вертолета при его вращательно-поступательном перемещении в атмосфере.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что при испытаниях в аэродинамической трубе, включающих обдув модели сечения лопасти регулярно пульсирующим потоком и периодическое варьирование угла атаки модели, управление задатчиками частоты пульсаций скорости потока и частоты вариации угла атаки модели осуществляют с помощью фазовращателя, управляющий сигнал для которого вырабатывают в процессе эксперимента в аэродинамической трубе на основе измерений скорости потока и угла атаки модели.
Принципиальная схема системы управления аэродинамической трубой, реализующая предлагаемый способ моделирования натурного нестационарного обтекания сечения лопасти винта вертолета, представлена на чертеже.
Аэродинамическая труба 1 содержит измеритель 2 мгновенной скорости потока в рабочей части, измеритель 3 текущего угла атаки модели, вычислитель 4 разности фаз колебаний скорости потока и угла атаки модели, фазовращатель 5, задатчик 6 частоты пульсаций скорости потока, исполнительный механизм 7, создающий пульсации скорости, задатчик 8 частоты колебаний угла атаки модели, исполнительный механизм 9, создающий колебания угла атаки.
Процесс получения аэродинамических характеристик модели сечения лопасти происходит следующим образом.
При работе трубы 1 с помощью измерителя 2 определяют мгновенную величину V скорости потока в рабочей части, а с помощью измерителя 3 определяют текущее значение угла атаки α модели. Величины V и α поступают в вычислитель 4, который определяет разность фаз Δφ колебаний V и α. Значение Δφ поступает в фазовращатель 5, который вырабатывает сигнал для уменьшения разности фаз Δφ и подает его в задатчик 6 частоты пульсаций скорости V потока и(или) в задатчик 8 частоты колебаний угла атаки α модели. Исполнительные механизмы 7 и 9 реализуют режим с разностью фаз Δφ, близкой к нулю.
Положительный эффект данного изобретения заключается в том, что в аэродинамической трубе реализуют режим, соответствующий натурному обтеканию сечения лопасти винта вертолета по совокупности параметров V и α.
Этим обеспечивается более полное моделирование натурного нестационарного обтекания сечения лопасти вертолета. Тем самым улучшается качество испытания модели сечения лопасти.