ДИНАМИЧЕСКИ ПОДОБНАЯ МОДЕЛЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ
DYNAMICALLY SIMILAR AERODYNAMIC SURFACE MODEL

Изобретение относится к области авиационной техники и касается, в частности, экспериментальных исследований аэроупругости летательных аппаратов в аэродинамических трубах (АДТ) с помощью динамически подобных отсечно-балочных моделей отъемной части крыла (аэродинамической поверхности).
Известна конструкция динамически подобной модели крыла и способ ее изготовления (см. Р.Л.Бисплингхофф, Х.Эшли, Р.Л.Халфмен. Аэроупругость. М., ИЛ, 1958, рис. 12, стр. 640-641). Модель состоит из лонжерона (силового сердечника), расположенного вдоль оси жесткости крыла или оперения, с прикрепленными жесткими отсеками, создающими заданные обводы (профиль) модели. Достоинством такой конструкции является малая плотность материалов (бальза, липа и т.д.) и их податливость к обработке, что обеспечивает малый вес отсека, отсутствие щелей присущих отсечно-балочным конструкциям за счет тонкой резиновой обшивки, а недостатками являются низкие модули упругости и пределы прочности применяемых материалов, необходимость увеличения жесткости за счет покрытия слоем стекловолокна, выпучивание резиновой обшивки при испытаниях в аэродинамической трубе, сложность прогнозирования массово-инерционных характеристик из-за использования клея в качестве крепежа, а также сложная конструкция каркаса отсека с множеством элементов и высокая доля «ручного» труда.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является конструкция динамически подобной модели крыла и способ ее изготовления (см. Н.В. Альхимович, Л.С.Попов. Моделирование флаттера самолета в аэродинамических трубах. Труды ЦАГИ №623, 1947, рис. 3-12 стр. 11-15). Модель состоит из лонжерона (силового сердечника), преимущественно металлического, расположенного вдоль оси жесткости крыла или оперения, с прикрепленными в одной точке жесткими отсеками, создающими заданные обводы (профиль) модели и представляющими пространственные фермы, образованные фанерными нервюрами, тонкими сосновыми распорками, стрингерами и бальзовыми бобышками, в свою очередь обтянутые ткаными материалами или неткаными на основе целлюлозных волокон (пергамин, калька и т.д.). Достоинством такой конструкции является применение авиационной фанеры при создании формообразующих нервюр, что придает отсекам достаточную жесткость, а недостатком является сложная конструкция каркаса отсека с множеством элементов, сложность прогнозирования массово-инерционных характеристик из-за использования клея в качестве крепежа и высокая доля «ручного» труда.
Задачей и техническим результатом является повышение точности моделирования массово-инерционных характеристик отъемной части крыла (аэродинамической поверхности), упрощение конструкции, уменьшение доли «ручного» труда и снижение стоимости изготовления модели.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что динамически подобная модель аэродинамической поверхности, содержит силовой сердечник и отсеки, имеющие внутренние полости, внешняя поверхность которых геометрически подобна форме моделируемой аэродинамической поверхности, передающих аэродинамические нагрузки на силовой сердечник, при этом отсеки выполнены из низкомодульного материала с образованием моделируемой аэродинамической поверхности, внутри отсеков выполнены внутренние полости со съемными крышками для размещения сменных грузов и оборудования, локальные площадки для крепления крышек к отсеку, отсеки содержат Х-образные нервюры с площадкой крепления к силовому сердечнику в центральной части нервюры и диагональными ребрами переменной толщины, идущими от указанной площадки крепления к углам отсека, при этом геометрические размеры элементов Х-образной нервюры определены с учетом заданных массово-инерционных характеристик отсека.
Технический результат также достигается тем, что в динамически подобной модели аэродинамической поверхности отсеки и крышки выполнены монолитными
Технический результат также достигается тем, что в динамически подобной модели аэродинамической поверхности сменные грузы размещены в индивидуальных внутренних полостях и закреплены винтами.
Технический результат также достигается тем, что в динамически подобной модели аэродинамической поверхности отсеки выполнены с возможностью размещения внутримодельных трасс, систем управления модели и измерительных средств.
Технический результат также достигается тем, что в динамически подобной модели аэродинамической поверхности локальные площадки разнесены по размаху и хорде отсека.
Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами.
На фиг. 1 представлена схема предлагаемой динамически подобной модели аэродинамической поверхности в собранном виде.
На фиг. 2 представлено поперечное сечение типового отсека вдоль хорды в зоне расположения сменных грузов, моделирующих топливо.
На фиг. 3 представлено поперечное сечение типового отсека в плоскости
хорд.
В динамически подобной модели аэродинамической поверхности, содержащей силовой сердечник 1, отсеки с внутренними полостями (не менее пяти) 2, передающие аэродинамические нагрузки на силовой сердечник 1, сменные грузы 5, имитирующие топливо, весовые имитаторы двигателей, внутримодельные трассы, элементы системы управления модели и другие технические и измерительные средства (на фигурах не показаны), и представляющей в сборе единую конструкцию замкнутой аэродинамической формы, отсеки 2 выполнены в виде полых тонкостенных элементов выполненных в виде части аэродинамического профиля, имеющего вытянутую форму вдоль потока, скругленную к потоку переднюю и острую заднюю кромки, включающих всю нижнюю, а также верхнюю поверхность носика протяженностью не более 15-20% местной хорды и верхнюю поверхность хвостика протяженностью не более 20-30% местной хорды аэродинамической поверхности (например, противоположную, правую боковую поверхность носика киля протяженностью не более 15-20% местной хорды киля и правую боковую поверхность хвостика протяженностью не более 20-30%) местной хорды киля) и съемных тонкостенных крышек протяженностью 5-20% (протяженность элементов уменьшается от комеля к кончику пропорционально местной хорде) от полуразмаха аэродинамической поверхности и образованных рассечением плоскостями, перпендикулярными оси жесткости силового сердечника 1, при этом между отсеками 2 обеспечивается технологический зазор, гарантирующий исключение их взаимного контакта отсеков 2 при колебаниях с заданной амплитудой. При этом в отсеке 2 выполнены разнесенные по размаху и хорде локальные площадки для крепления крышки 4, которая изготовлена в виде верхней части аэродинамической поверхности. Хорда крышки 4 составляет не менее 50-65% местной хорды, а размах крышки 4 совпадает с размахом отсека 2.
Узлы навески 9 отсеков 2 располагаются не далее 5% от центра тяжести по размаху отсека 2 перпендикулярно потоку. Х-образные нервюры отсеков 2, состоящие из узла навески 9 отсеков 2 на силовой сердечник и стенок 8, перпендикулярных плоскости хорд и направленных по диагоналям от узла навески 9 к внешним углам отсека 2, разделены на секции различной толщины, параметры которых определяются расчетным способом.
Для проведения в рамках одной модели поисковых параметрических исследований (на этапе проектных решений при разработке летательного аппарата) по оптимальному распределению конструкционного веса в аэродинамической поверхности или последовательности выработки топлива в полете из баков крыла для исключения опасности возникновения флаттера в полете, достигается установкой сменных грузов 5, моделирующих топливо, при помощи крепежных элементов 7 в цилиндрических или призматических трубках 6, оси которых расположены по нормали к плоскости хорд и ограниченных верхней и нижней поверхностями крыла и закрытыми крышками полостей сменных грузов 3. Также возможно крепление грузов 5, моделирующих топливо, на силовой сердечник 1.
Проектирование включает теоретический расчет и оптимизацию массово-инерционных характеристик и положения центра тяжести отсека, требуемых по теории подобия, за счет варьирования толщины различных секций нервюр. Каждый отсек и крышки отсеков преимущественно изготавливаются как единое, монолитное тело с минимизацией количества элементов и мест склейки, сварки и т.д.
Изобретение работает следующим образом. Модель аэродинамической поверхности устанавливают в рабочей части аэродинамической трубы, затем все типы датчиков с помощью переходных кабелей подключают к системе сбора и обработки данных, которая измеряет виброускорения, статические и динамические напряжения. Перед испытаниями выполняется контрольная проверка функционирования всех подсистем. Для этого включается внутримодельный силовозбудитель (на фигурах не показан) и определяются в заданном диапазоне частот амплитудно-частотные характеристики модели и регистрируются сигналы с датчиков. Каждый пуск аэродинамической трубы выполняется в соответствии с программой испытаний модели. Пуск выполняется в пошаговом режиме. На заранее заданных фиксированных числах М включается силовозбудитель и в заданном диапазоне частот вынужденных колебаний модели регистрируются сигналы с установленных датчиков. Для уменьшения погрешностей при обработке сигналов включение силовозбудителя и регистрация сигналов с датчиков выполняются несколько раз. Обработка и анализ полученной информации выполняются после окончания испытаний модели в аэродинамической трубе.
Изобретение позволяет реализовать изготовление и испытания динамически подобных моделей в аэродинамических трубах для исследования комплекса проблем аэроупругости. Силовые элементы могут быть оснащены датчиками, трассы к которым прокладываются вдоль силового сердечника модели. На предлагаемой основе может быть изготовлена, как и полная динамически подобная модель летательного аппарата, так и модель отъемной части летательного аппарата, например, крыла. Возможность проведения в рамках одной модели поисковых параметрических исследований (на этапе проектных решений при разработке летательного аппарата) по оптимальному распределению конструкционного веса в аэродинамической поверхности или последовательности выработки топлива из баков крыла для исключения опасности возникновения флаттера достигается установкой сменных грузов, моделирующих топливо, кроме того, в результате снижаются затраты на производственные работы и уменьшается время на подготовку и обслуживание эксперимента в аэродинамической трубе. Изготовлен опытный образец модели, подтвердивший вышеуказанные технические результаты.