СПОСОБ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ МОДЕЛИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И СТЕНД ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF CONDUCTING AERODYNAMIC TESTS ON MODEL AIRCRAFT AND STAND FOR REALISING SAID METHOD

Изобретение относится к области к авиационной техники, в частности аэродинамическим испытаниям на установках для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов при работе силовой установки в режиме реверса тяги при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе.
Известен ряд технических решений, связанных с исследованием взаимодействия струй двигателей с планером летательного аппарата (см., например, А.Н.Радциг. Экспериментальная гидроаэромеханика, изд. МАИ, Москва, 2004 г., стр.37-39), в которых моделируется обтекание летательного аппарата в сочетании с моделированием потоков, истекающих из сопла воздушно-реактивного двигателя. Определение интегральных характеристик летательного аппарата проводят при этом при имитации выходной струи двигателя холодным газовым потоком, ориентируемым по направлению воздушного потока аэродинамической трубы. Однако эти способы, как не решают задачу по определению интегральных характеристик летательного аппарата при воздействии на воздушный поток реверсивными струями воздушно-реактивных двигателей при работе силовой установки в режиме реверса тяги, так и не решают задачу по определению аэродинамических характеристик летательного аппарата в условиях движения по взлетно-посадочной полосе при работе двигателей в этом режиме.
Целью способа аэродинамических испытаний (см. авторское свидетельство СССР №402316, МКИ5 G01m 9/00, заявл. 24.01.1972, опубл. 20.11.2004 г.) является исследование условий движения летательного аппарата над взлетно-посадочной полосой. Способ включает обдув модели летательного аппарата потоком воздуха в сочетании с имитацией воздушного потока, затекающего в воздухозаборник силовой установки, и воздушного потока, истекающего через выходное сопло двигателя. Обдув модели проводят при этом в присутствии экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы. Решая задачи по исследованию вихреобразования на взлетно-посадочной полосе и засасыванию с нее в воздухозаборник посторонних предметов, этот способ также не решает задач по измерению аэродинамических характеристик летательного аппарата при работе силовой установки в режиме реверса тяги и при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе.
Известно несколько технических решений, связанных с устройствами стендов для исследования взаимодействия струй двигателей с планером летательного аппарата (см., например, А.Н.Радциг. Экспериментальная гидроаэромеханика, изд. МАИ, Москва, 2004 г., стр.37-39, рис.2.9). Эти технические решения включают имитаторы силовой установки, соединенные с элементами планера летательного аппарата - пилоном и консолями крыла, систему обдува модели, систему имитации газовых потоков внутри гондолы.
Известно устройство, предназначенное для испытаний в аэродинамической трубе моделей летательных аппаратов, имеющих входной воздухозаборник и внутренний проточный канал с выходным дросселирующим соплом и имитацией истечения струи реактивного двигателя. (Методика экспериментального определения лобового сопротивления системы самолет - воздухозаборник. Экспресс-информация, Авиастроение, 1975, №25, с.25-37).
Известно также устройство для проведения аэродинамического эксперимента, включающее размещение модели летательного аппарата, выполненной с входным воздухозаборником, внутренним проточным каналом, выходным дросселирующим соплом и с кормовой частью без прямого донного среза, позволяющее создавать в рабочей части аэродинамической трубы установившийся поток газа с заданными параметрами, и измерение параметров струи и аэродинамических нагрузок на модель и ее кормовую часть при работе входного воздухозаборника, имитирующего его работу в натурных условиях, и при закрытом входном воздухозаборнике (Методика аэродинамического эксперимента при трансзвуковых скоростях, ч.2 (по материалам иностранной печати за 1970-1980 гг.), Обзоры ОНТИ ЦАГИ, №622, 1983, с.53, 65-69).
Известен стенд для аэродинамических испытаний, содержащий аэродинамическое сопло, барокамеру с отсасывающим эксгаустером в магистрали. В барокамере размещены воздухозаборник со стендовым диффузором и испытываемый двигатель с элементами летательного аппарата, например с крылом и каналом охлаждения. В канале установлена двухпозиционная заслонка или перегородка. Канал соединен с дополнительной отсасывающей системой, а трубопроводом - с атмосферой. При работе воздух разгоняется в аэродинамическом сопле и обдувает воздухозаборник с элементами летательного аппарата. Одна часть воздуха после торможения в воздухозаборнике поступает в двигатель, а другая - в стендовый диффузор и после смешения с выхлопными газами от двигателя отсасывается из барокамеры по основной магистрали эксгаустерами (авторское свидетельство СССР SU 334500, 1972).
Перечисленные устройства также не обеспечивают решение задачи моделирования движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе.
Ближайшим аналогом заявляемого способа аэродинамических испытаний является способ измерения аэродинамических характеристик модели летательного аппарата и устройство для его осуществления, известный из патента РФ №2084851 (МКИ6 G01M 9/00, заявл. 09.02.1994, опубл. 20.07.1997).
В соответствии с этим способом модель летательного аппарата устанавливают в рабочую часть аэродинамической трубы. После этого поток воздуха направляют в рабочую часть аэродинамической трубы и измеряют аэродинамические характеристики модели летательного аппарата. Измерение аэродинамических характеристик модели летательного аппарата осуществляют как при отсутствии воздействия на поток воздуха газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата, так и с оказанием такого воздействия. Этот способ аэродинамических испытаний позволяет решить задачу по измерению большого количества аэродинамических характеристик летательного аппарата как без учета, так и с учетом тяговых характеристик реактивных органов управления летательным аппаратом.
Однако реализация этого способа, ориентированного на измерение индуцированных аэродинамических характеристик летательного аппарата с учетом небольших по величине сил и моментов, развиваемых реактивными соплами управления, требует использования сложной измерительной системы, что является излишним при исследовании аэродинамических характеристик летательного аппарата при моделировании его движения в режиме реверса тяги силовой установки, силовое и моментное воздействие которой на летательный аппарат является значительным. Кроме того, этот способ не предусматривает исследования аэродинамических характеристик при моделировании движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе.
Ближайшим аналогом заявляемого стенда для аэродинамических испытаний является стенда для аэродинамических испытаний, известный из патента РФ №2084851 (МКИ6 G01M 9/00, пр. 09.02.1994 г., публ. 20.07.1997 г.).
Устройство этого стенда для аэродинамических испытаний содержит модель летательного аппарата, закрепленную на хвостовой державке. Хвостовая державка снабжена тензовесами для измерения аэродинамических характеристик, действующих на модель летательного аппарата в воздушном потоке аэродинамической трубы. Модель летательного аппарата рассматриваемого устройства снабжена имитаторами реактивных органов управления летательного аппарата с источником газа, обеспечивающими моделирование газовых потоков, воздействующих на воздушный поток аэродинамической трубы. Имитаторы реактивных органов управления и источник газа размещены в соответствии с известным устройством в модели фюзеляжа летательного аппарата.
Данное устройство стенда позволяет обеспечить измерение небольших по величине сил и моментов, действующих на модель летательного аппарата от реактивных органов управления. Относительно небольшой расход газа, необходимый для имитации реактивных струй управления летательным аппаратом, позволяет разместить источник газа или газопроводы, подводящие газ к имитаторам реактивных органов управления внутри модели летательного аппарата. Однако исследование аэродинамических характеристик летательного аппарата в сочетании с режимом работы силовой установки в режиме реверса тяги требует моделирования газовых потоков, истекающих из модели летательного аппарата со значительным по величине расходом. Это делает практически невозможным разместить внутри модели планера летательного аппарата газопроводы для подвода газа к моделям мотогондол. Кроме того, известное устройство стенда не предусматривает измерение аэродинамических характеристик с учетом влияния на аэродинамические потоки земной поверхности и не рассчитано на исследование характеристик при движении летательного аппарата под различными углами скольжения по взлетно-посадочной полосе.
Задачей данного изобретения является разработка способа и устройства для моделирования движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе в условиях, приближенных к натурным условиям движения летательного аппарата по поверхности земли при работе силовой установки в режиме реверса тяги.
Техническим результатом является возможность измерения аэродинамических характеристик с учетом влияния земной поверхности на обтекание летательного аппарата при его движении под различными углами скольжения по взлетно-посадочной полосе и в конечном итоге оценить силовое и моментное воздействие реверсивных струй силовой установки на летательный аппарат.
Технический результат решения задачи по определению аэродинамических характеристик летательного аппарата в соответствии с заявляемым способом аэродинамических испытаний достигается следующим образом.
Как и в ближайшем аналоге, заявляемый способ аэродинамических испытаний включает размещение модели летательного аппарата в рабочей части аэродинамической трубы, обдув модели летательного аппарата потоком воздуха с заданной скоростью и измерение аэродинамических характеристик сначала без оказания воздействия на набегающий поток воздуха газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата, а затем в сочетании с оказанием воздействия на набегающий поток воздуха газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата.
Однако в отличие от известного аналога в заявляемом способе при испытаниях используют модель летательного аппарата, составленную из модели планера и моделей мотогондол. Каждая из моделей мотогондол снабжена сквозным каналом для протока воздуха и реверсивной камерой с имитаторами реверсивных устройств.
В заявляемом способе новым является то, что аэродинамические испытания проводят в присутствии экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы. Причем при размещении модели летательного аппарата в рабочей части аэродинамической трубы модель планера и модели мотогондол монтируют на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы с небольшим зазором относительно друг друга.
После чего в соответствии с заявляемым способом экран-имитатор взлетно-посадочной полосы разворачивают вместе с моделью летательного аппарата вокруг вертикальной оси на заданный угол скольжения относительно направления потока воздуха, создаваемого аэродинамической трубой в ее рабочей части.
В заявляемом способе испытаний измерение аэродинамических характеристик модели летательного аппарата без оказания воздействия на воздушный поток газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата, проводят следующим образом. При обдуве модели летательного аппарата воздушным потоком аэродинамической трубы часть воздушного потока аэродинамической трубы пропускают через сквозные каналы моделей мотогондол, отсасывают его с заданным уровнем расхода и выводят после прохождения сквозных каналов за пределы рабочей части аэродинамической трубы. При этом проводят измерение сил и моментов, действующих на модель планера, в условиях отсутствия воздействия на модель газовых потоков, истекающих из модели летательного аппарата.
Измерение аэродинамических характеристик модели летательного аппарата в сочетании с воздействием на воздушный поток газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата, проводят путем подачи газа заданного расхода в реверсивные камеры каждой из моделей мотогондол. Поданный в реверсивные камеры газ перепускают за пределы моделей мотогондол и, воздействуя на него имитаторами реверсивных устройств, направляют навстречу набегающему потоку воздуха аэродинамической трубы.
уе
ze
хе
ze
xe
ye
Предложенные операции способа аэродинамических испытаний позволяют достичь указанного технического результата - измерить аэродинамические характеристики летательного аппарата при моделировании его движения по взлетно-посадочной полосе в условиях, приближенных к натурным условиям движения летательного аппарата по поверхности земли при работе силовой установки в режиме реверса тяги, и в конечном итоге оценить силовое и моментное воздействие реверсивных струй силовой установки на летательный аппарат. Проведенные эксперименты позволили измерить коэффициенты подъемной силы С, продольного момента m, сопротивления С, поперечной силы C, момента крена m, момента рыскания m. Индекс «е» указывает на то, что коэффициенты приведены в полусвязанной системе координат, т.е. коэффициенты продольного канала в скоростной системе, а бокового канала в связанной с самолетом системе.
Сравнение аэродинамических сил и моментов, действующих на модель планера без оказания воздействия на набегающий поток воздуха газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата, с измеренными значениями сил и моментов, действующими на модель планера летательного аппарата в условиях оказания воздействия на набегающий поток воздуха газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата, позволяет провести оценку влияния работы силовой установки в различных режимах реверса тяги на динамику движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе при его торможении.
Кроме того, обдув модели летательного аппарата потоком воздуха целесообразно сопровождать отсосом пограничного слоя с поверхности экрана имитатора взлетно-посадочной полосы перед моделью летательного аппарата. Целесообразность дополнительного введения этой операции объясняется следующим обстоятельством. В естественных условиях летательный аппарат движется в неподвижной воздушной среде. В условиях эксперимента движется воздушная среда, а модель летательного аппарата неподвижна. В этом случае на поверхности экрана формируется пограничный слой, который может исказить результаты исследований, чтобы избежать этого целесообразно и осуществлять отсос пограничного слоя с поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы, что существенно приближает условия моделирования движения летательного аппарата к натурным.
Кроме того, при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха в сочетании с воздействием на него потоков газа, истекающих из модели летательного аппарата, дополнительно может быть измерено распределение давления по нижней поверхности носовой части фюзеляжа модели планера летательного аппарата. Это позволяет дополнительно исследовать физическую картину обтекания и оценить нагрузки, дополнительно создаваемые реверсными потоками и действующими на некоторые узлы в носовой части фюзеляжа, например на створки передней опоры шасси, что расширяет границы использования заявляемого способа.
При проведении испытаний в соответствии с заявляемым способом при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха с оказанием на воздушный поток воздействия реверсивных струй, создаваемых газом, подаваемым в реверсивные камеры, дополнительно целесообразно измерять статическое давление в реверсивных камерах. Кроме того, при этом часть подаваемого газа целесообразно перепускать из реверсивных камер в сквозные каналы моделей мотогондол. Это позволяет провести более точное моделирование работы воздушно-реактивного двигателя с учетом реальных потерь и оценить эффективность конструктивных решений силовой установки.
Кроме того, при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха дополнительно может быть измерено статическое давление на лицевой и тыльной сторонах имитаторов реверсивных устройств, что позволяет оценить аэродинамическое сопротивление имитаторов реверсивных устройств и дать рекомендации по их конструктивным параметрам.
Технический результат достигается заявляемым стендом для аэродинамических испытаний следующим образом.
Заявляемый стенд для аэродинамических испытаний содержит экран-имитатор взлетно-посадочной полосы, модель летательного аппарата, источник газа и систему разрежения. Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы выполнен с возможностью разворота относительно вертикальной оси. Модель летательного аппарата в заявляемом устройстве стенда составлена из модели планера и моделей мотогондол. Модель планера, как и в ближайшем аналоге, закреплена на хвостовой державке, снабженной тензовесами, которая установлена на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы. Однако модели мотогондол изолированы от модели планера, каждая из них установлена на основаниях на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы с небольшим зазором относительно модели планера. Каждая из моделей мотогондол снабжена сквозным каналом для протока воздуха и реверсивной камерой с имитаторами реверсивных устройств. Имитаторы реверсивных устройств выполнены с возможностью обеспечения истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха. Источник газа снабжен средством для подвода газа с заданным уровнем расхода в реверсивные камеры через газопроводы. Эти газопроводы пропущены сквозь основания моделей мотогондол. Система разрежения соединена воздуховодами с выходами сквозных каналов каждой из моделей мотогондол и снабжена средством отсоса воздуха и средством обеспечения заданного уровня расхода воздуха из сквозных каналов мотогондол.
Наличие в заявляемом стенде экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы, выполненного с возможностью разворота относительно вертикальной оси, позволяет имитировать движение летательного аппарата в непосредственной близости от поверхности земли при воздействии на него боковых ветровых нагрузок в сочетании с влиянием реверсных струй силовой установки, что обеспечивается выполнением моделей мотогондол со сквозными каналами для протока воздуха, с реверсивными камерами и имитаторами реверсивных устройств, выполненными с возможностью истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха.
Составление модели летательного аппарата из модели планера и моделей мотогондол, изолированных друг от друга, крепление модели планера на хвостовой державке, снабженной тензовесами, а моделей мотогондол на основаниях на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы с небольшим зазором относительно модели планера в сочетании с подводом газа для имитации реверсных струй силовой установки сквозь основания моделей мотогондол позволяет «развязать» решение задачи измерения сил и моментов, действующих на модель летательного аппарата, от решения задачи подвода значительного по расходу газа в модели мотогондол для имитации струй, истекающих из модели летательного аппарата.
Кроме того, наличие в заявляемом решении источника газа, позволяющего подавать в реверсивные камеры газ с заданным уровнем расхода в сочетании с наличием системы разрежения, отводящей из моделей мотогондол воздушный поток, прошедший сквозь них с заданным уровнем расхода, позволяет обеспечить моделирование работы силовой установки в различных режимах.
Такое устройство стенда для аэродинамических испытаний позволяет достичь заявленного технического результата.
Кроме того, в заявляемом устройстве стенда для аэродинамических испытаний передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы может быть выполнен овальной формы в плане. Это позволяет проводить испытания модели летательного аппарата при различных углах скольжения относительно потока воздуха аэродинамической трубы в одинаковых условиях.
Передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы целесообразно выполнить со скругленной передней кромкой, что позволяет обеспечить безотрывное и мало возмущенное течение воздушного потока по экрану-имитатору взлетно-посадочной полосы.
Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы может быть снабжен поперечной щелью, размещенной в передней его части и выполненной с возможностью обеспечения перетока пограничного слоя с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю его поверхность. Это дополнительно приближает условия проведения испытаний к натурным условиям, что было пояснено выше.
Кроме того, на нижней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед каждой из щелей могут быть размещены козырьки, выполненные с обеспечением возможности изменения угла наклона козырька к нижней поверхности экрана-имитатора, что позволяет регулировать расход воздуха, перетекающего из пограничного слоя на верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на его нижнюю поверхность, что дополнительно расширяет возможности моделирования натурных условий.
Наиболее целесообразно выполнить экран-имитатор взлетно-посадочной полосы в виде плоской панели, включающей верхнюю и нижнюю обшивки и поперечные перегородки, размещенные между ними. Щели экрана-имитатора при этом могут быть выполнены в виде прорезей на нижней и верхней обшивках экрана-имитатора, которые сдвинуты относительно друг друга по направлению движения потока воздуха. Упомянутые поперечные перегородки целесообразно разместить вблизи прорезей. Выполнение экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы в этом виде позволяет получить стенд наименьшей массы, повысить технологичность его изготовления.
Выполнение полостей реверсивных камер и сквозных каналов для протока воздуха моделей мотогондол сообщающимися может обеспечить дополнительное приближение моделей мотогондол к реальному устройству воздушно реактивного двигателя и соответственно этому расширить возможности стенда по анализу влияния конструктивных решений воздушно-реактивного двигателя на режимы работы силовой установки в режиме реверса тяги.
Заявляемые решения способа аэродинамических испытаний и стенда для его осуществления иллюстрируются следующими материалами:
фиг.1 - общий вид стенда в рабочей части аэродинамической трубы,
фиг.2 - общий вид стенда в рабочей части аэродинамической трубы в плановой проекции,
фиг.3 - укрупненный вид сбоку на стенд с моделью мотогондолы (в разрезе) и с моделью планера,
фиг.4 - модель мотогондолы (вид сбоку),
фиг.5 - модель мотогондолы (вид А с фиг.4),
фиг.6 - модель мотогондолы (разрез Б-Б с фиг.4),
фиг.7 - схема системы разрежения,
фиг.8 - схема устройства экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы с щелью слива пограничного слоя,
фиг.9 - модель мотогондолы (разрез Б-Б с фиг.4) с каналами перетока из реверсивных камер в сквозной канал мотогондолы,
фиг.10 - вид на передний торец экрана имитатора взлетно-посадочной полосы (вид сбоку),
уе
фиг.11 - график влияния реверсивных струй на коэффициент подъемной силы С летательного аппарата при движении по взлетно-посадочной полосе,
хе
фиг.12 - график влияния реверсивных струй на коэффициент сопротивления С летательного аппарата при движении по взлетно-посадочной полосе,
ze
фиг.13 - график влияния реверсивных струй на коэффициент продольного момента m летательного аппарата при движении по взлетно-посадочной полосе,
хе
фиг.14 - график влияния реверсивных струй на коэффициент сопротивления С летательного аппарата при движении по взлетно-посадочной полосе при различных конфигурациях крыла и углах скольжения,
уе
фиг.15 - график влияния реверсивных струй на коэффициент подъемной силы С летательного аппарата при движении по взлетно-посадочной полосе при различных конфигурациях крыла и углах скольжения,
ze
фиг.16 - график влияния реверсивных струй на коэффициент продольного момента m летательного аппарата при движении по взлетно-посадочной полосе при различных конфигурациях крыла и углах скольжения.
Заявляемый способ аэродинамических испытаний выполняется следующим образом.
При проведении испытаний модель летательного аппарата 1 размещают в рабочей части аэродинамической трубы (см. фиг.1). В заявляемом способе испытаний используют модель летательного аппарата, составленную из модели планера 2 и моделей мотогондол 3 (см. фиг.3). Каждая из моделей мотогондол снабжена сквозным каналом 4 для протока воздуха, реверсивной камерой 5 и имитаторами реверсивных устройств 6 (см. фиг.4-6). При размещении модели летательного аппарата в рабочей части аэродинамической трубы модель планера и модели мотогондол монтируют на экране-имитаторе 7 взлетно-посадочной полосы, причем модели мотогондол 3 устанавливают с небольшим зазором δ (см. фиг.3, 7) относительно модели планера 2.
Затем экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы разворачивают вместе с моделью летательного аппарата 1 относительно вертикальной оси 9 на заданный угол скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы. Разворот экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы до углов в 15÷20 градусов от оси аэродинамической трубы дает возможность смоделировать движение летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе с боковым ветром, что особенно важно при проведении испытаний с имитацией реверса тяги. Сочетание задания скорости воздушного потока аэродинамической трубы в диапазоне 10÷80 м/с с разворотом экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы в пределах 15÷20 градусов от оси аэродинамической трубы позволяет имитировать движение летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе с боковым ветром 0÷15 м/с.
Обдув модели летательного аппарата потоком воздуха проводят с заданной скоростью обдува, соответствующей скорости движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. Задание скорости воздушного потока аэродинамической трубы в пределах 10÷80 м/с обеспечивает моделирование скорости движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе при торможении.
уе
ze
хе
ze
xe
ye
При обдуве модели летательного аппарата проводят измерение аэродинамических сил и моментов, действующих на модель планера летательного аппарата. Испытания включают измерение коэффициента подъемной силы С, продольного момента m, сопротивления С, поперечной силы C, момента крена m, момента рыскания m.
В соответствии с заявляемым способом испытаний сначала проводят измерение аэродинамических характеристик без оказания воздействия на набегающий воздушный поток газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата. Затем проводят измерение аэродинамических характеристик с оказанием воздействия на набегающий воздушный поток газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата. При этом и в первом и втором случае измерение аэродинамических характеристик сопровождают имитацией работы силовой установки.
В соответствии с заявляемым способом имитацию работы силовой установки проводят, пропуская часть воздушного потока аэродинамической трубы с заданным расходом, соответствующим режиму работы воздушно-реактивного двигателя, через сквозные каналы 4 моделей мотогондол 3, отсасывая воздушный поток от выходного сопла сквозного канала 4 и выводя его за пределы рабочей части аэродинамической трубы. Для моделирования работы силовой установки с воздушно-реактивными двигателями современных пассажирских самолетов необходимо обеспечить возможность отсоса воздуха из выходных сопел каналов моделей мотогондол воздуха с расходом до 5 кг/с.
При измерении аэродинамических характеристик модели летательного аппарата с оказанием воздействия на набегающий воздушный поток газовыми потоками, истекающими из модели летательного аппарата, моделируют реверсивные струи воздушно-реактивных двигателей. При моделировании реверсивных струй двигателей подают газ с заданным уровнем расхода, соответствующим уровню расхода газа, из камеры сгорания воздушно-реактивного двигателя на осуществление реверса тяги в реверсивные камеры 5 каждой из моделей мотогондол. Для моделирования работы воздушно-реактивных двигателей современных пассажирских самолетов он не превышает 3-5 кг/с.
Воздействуя на поток газа, истекающего из реверсивных камер 5 за пределы модели мотогондолы, имитаторами реверсивных устройств 6, поток газа из реверсивных камер 5 направляют навстречу набегающему потоку воздуха аэродинамической трубы.
При обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха целесообразно проводить отсос пограничного слоя с поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед моделью летательного аппарата, например, как показано на фиг.8. Целесообразность этой операции обусловлена тем, что из расчетных и экспериментальных работ вытекает, что пограничный слой под моделями мотогондол может привести к существенному искажению результатов испытаний по сравнению с натурными условиями. Использование слива пограничного слоя с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на его нижнюю поверхность перед моделью летательного аппарата приводит к тому, что пограничный слой за щелью слива практически отсутствует.
Для исследования физической картины обтекания и оценки аэродинамических нагрузок, создаваемых реверсными потоками и действующих на некоторые узлы в носовой части фюзеляжа, при проведении испытаний при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха в сочетании с воздействием на него потоков газа, истекающих из модели летательного аппарата, дополнительно может быть измерено распределение давления по нижней поверхности носовой части фюзеляжа модели планера.
Для более точного моделирования работы воздушно-реактивного двигателя с учетом реальных потерь и оценки эффективности конструктивных решений силовой установки в соответствии с заявляемым способом при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха с оказанием на воздушный поток воздействия реверсивных струй, создаваемых газом, подаваемым в реверсивные камеры, дополнительно может быть измерено статическое давление в реверсивных камерах. При этом часть подаваемого газа целесообразно перепускать из реверсивных камер 5 в сквозные каналы 4 моделей мотогондол (см. фиг.9), что дополнительно приближает условия моделирования к условиям работы воздушно-реактивного двигателя.
Кроме того, при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха дополнительно может быть измерено статическое давление на лицевой и тыльной сторонах имитаторов реверсивных устройств 6, что позволяет оценить аэродинамическое сопротивление имитаторов реверсивных устройств и дать рекомендации по их конструктивным параметрам.
Для осуществления заявленного способа аэродинамических испытаний наиболее целесообразно использовать заявляемый стенд для аэродинамических испытаний, хотя для реализации рассмотренного способа испытаний могут быть использованы стенды с иным устройством.
Заявляемый аэродинамический стенд устроен следующим образом.
Стенд содержит экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы, модель летательного аппарата 1, источник газа 11, систему разрежения. Стенд размещается в рабочей части аэродинамической трубы между ее соплом и диффузором, например, аэродинамической трубы с открытой рабочей частью (см. А.Н.Радциг. Экспериментальная гидроаэромеханика, М., изд. МАИ, 2004 г., стр.273-274).
Экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы выполнен с возможностью разворота относительно вертикальной оси 9. При этом, как показано на фиг.1, экран-имитатор взлетно-посадочной полосы может быть размещен в рабочей части аэродинамической трубы на стойках 12, расположенных на кабине управления 13, причем кабина управления 13 и экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы могут быть выполнены с возможностью совместного поворота вокруг вертикальной оси 9. При разработке стенда для проведения аэродинамических испытаний модели летательного аппарата в условиях его движения по взлетно-посадочной полосе целесообразно предусмотреть возможность отворота экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы с моделью летательного аппарата на угол 15÷20 градусов от оси аэродинамической трубы.
Передний торец 14 экрана-имитатора 7 взлетно-посадочной полосы (см. фиг.2) целесообразно выполнить овальной формы. Переднюю кромку экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы целесообразно выполнить скругленной, как показано на фиг.10. Экран-имитатор целесообразно выполнять из металла.
В передней части экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед моделью летательного аппарата целесообразно разместить поперечную щель 15 (см. фиг.2, 8). Щель должна быть выполнена с возможностью обеспечения перетока пограничного слоя с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю его поверхность. Как показано на фиг 2, щель в экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы может быть выполнена из четырех отдельных секций.
Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы может быть выполнен в виде плоской панели (см. фиг.1, 8), содержащей верхнюю и нижнюю обшивки 16, между которыми размещены поперечные перегородки 17. При этом щель экрана-имитатора выполнена в виде прорезей на нижней и верхней обшивках экрана-имитатора, которые сдвинуты относительно друг друга по направлению потока воздуха. Поперечные перегородки 17 размещены вблизи прорезей.
На нижней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед каждой из щелей может быть размещен козырек 18. При обтекании козырька за ним формируется зона отрывного течения с пониженным давлением, что обеспечивает переток пограничного слоя с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю поверхность. Наиболее предпочтительно выполнить козырек с обеспечением возможности изменения его угла наклона α к нижней поверхности экрана-имитатора, что позволяет регулировать расход воздуха из пограничного слоя, перетекаемого с верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы на нижнюю поверхность.
Для замера толщины пограничного слоя на верхней поверхности экрана-имитатора могут быть использованы гребенки 19, которые могут быть установлены на верхней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед щелью слива пограничного слоя и за ней.
Модель летательного аппарата 1 в заявляемом решении стенда составлена из модели планера 2 и моделей мотогондол 3. В соответствии с заявляемым решением модель планера и модели мотогондол выполняются изолированными друг от друга.
Модель планера 2 при этом закрепляется на хвостовой державке 20 (фиг.1, 2), которая снабжается шестикомпонентными тензовесами, не показанными на чертежах. Хвостовая державка 20 установлена на экране-имитаторе 7 взлетно-посадочной полосы. Модель летательного аппарата на хвостовой державке необходимо установить относительно экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы в положении, соответствующем положению летательного аппарата при его движении по взлетно-посадочной полосе.
Модели мотогондол 3 установлены на основаниях 21 на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы с небольшим зазором δ относительно модели планера 2. Зазор между моделью планера и моделями мотогондол может составлять от 3÷10 мм. Пространственные перемещения модели планера под действием аэродинамических нагрузок при меньших значениях зазора в ходе обдува модели потоком воздуха аэродинамической трубы может привести к нештатным ситуациям. Увеличение зазора вышеуказанного диапазона может привести к невозможности выявления изменения сил и моментов, индуцированных газовыми потоками, имитирующими реверсивные струи силовой установки и действующими на планер.
Каждая из моделей мотогондол 3 снабжена сквозным каналом 4 для протока воздуха, реверсивной камерой 5 и имитаторами реверсивных устройств 6. Имитаторы реверсивных устройств 6 выполнены с возможностью обеспечения истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха. Для расширения диапазона исследований в конструкции модели мотогондолы может быть предусмотрена возможность использования различных по геометрии имитаторов реверсивных устройств, что дает в условиях эксперимента дополнительную возможность по поиску оптимальных конструктивных решений реверсивных устройств.
Реверсивные камеры могут быть устроены в виде кольцевой полости, охватывающей сквозной канал модели мотогондолы.
Источник газа 11 (фиг.1) выполнен с обеспечением возможности подачи заданного расхода газа через газопроводы 23 подвода газа в реверсивные камеры. В качестве газа, подводимого в реверсивные камеры, может быть использован воздух высокого давления. Заданный расход газа, подаваемый в реверсивные камеры, может регулироваться управляемым дросселем или многопозиционной заслонкой, которые не показаны на чертежах. В заявляемом решении газопроводы подвода газа 23 пропущены сквозь основания 21 моделей мотогондол (см. фиг.3, 7).
Система разрежения (см. фиг.7) включает воздуховоды 24, соединенные с выходами 10 сквозных каналов 4 каждой из моделей мотогондол, средство отсоса воздуха 25 и средство обеспечения заданного уровня расхода воздуха 26 из сквозных каналов каждой из мотогондол. Вход воздуховода 24 соединен с выходом 10 сквозного канала каждой из мотогондол. Для отсоса воздуха из сквозных каналов моделей мотогондол выход воздуховода 24 соединен со средством отсоса воздуха из сквозных каналов моделей мотогондол, в качестве которого может быть использован, как показано на фиг.7, эжектор, соединенный с источником воздуха высокого давления, например газгольдером. Средство обеспечения заданного уровня расхода воздуха 26, отсасываемого из сквозных каналов моделей мотогондол, может быть выполнено в виде, например, многопозиционной заслонки, установленной в тракте подвода воздуха повышенного давления к эжектору. Возможны и иные конструктивные варианты выполнения системы разрежения для обеспечения отсоса воздуха из сквозных каналов моделей мотогондол с заданным уровнем расхода.
Полости реверсивных камер 5 и сквозные каналы 4 для протока воздуха мотогондол могут быть выполнены, как показано на фиг.9, сообщающимися. Между ними выполнены каналы 22, проходные сечения каналов 22 целесообразно выполнить с возможностью перетока в сквозной канал 4 из реверсивных камер 10÷20% газа, подаваемого в реверсивные камеры.
Заявляемое решение стенда для аэродинамических испытаний, позволяющее имитировать реверсивные потоки воздушно-реактивных двигателей силовой установки летательного аппарата при его движении по взлетно-посадочной полосе, дает возможность измерить и оценить нагрузки, действующие от реверсивных струй на механические части летательного аппарата, находящиеся в носовой части фюзеляжа, что требует измерения распределения давления по нижней поверхности носовой части фюзеляжа модели планера. При этом на нижней поверхности фюзеляжа модели летательного аппарата могут быть выполнены приемные отверстия для измерения полного и статического давления, не показанные на чертежах. Измерение давлений целесообразно проводить с помощью 24-канальных цифровых электронных коммутаторов давлений.
Размещение приемников статического давления 27 в реверсивных камерах, на лицевой и тыльной сторонах имитаторов реверсивных устройств в соответствии со схемой, показанной на фиг.6, позволяет при обдуве модели летательного аппарата и имитации реверса тяги дополнительно исследовать процессы в модели воздушно-реактивного двигателя.
Заявляемое устройство стенда для аэродинамических испытаний наиболее целесообразно использовать для реализации заявляемого способа аэродинамических испытаний, хотя конструкция стенда позволяет проводить и иные виды испытания модели летательного аппарата при его движении по взлетно-посадочной полосе.
На фиг.11-16 приведены результаты некоторых исследований авторов с использованием заявляемого способа аэродинамических испытаний на предлагаемом стенде.
уе
ze
хе
ze
xe
ye
уе
хе
ze
Как указывалось выше, заявляемый способ испытаний позволяет измерить коэффициенты подъемной силы С, продольного момента m, сопротивления С, поперечной силы C, момента крена m, момента рыскания m, действующими на модель планера, как при воздействии на набегающий поток аэродинамической трубы реверсивными струями, истекающими из моделей мотогондол, так и без воздействия реверсивных струй. Сравнение полученных значений позволяет оценить влияние реверсивных струй силовой установки летательного аппарата на его аэродинамические характеристики. Проведя серию экспериментов с различными скоростями обдува модели летательного аппарата, можно выявить закономерности влияния реверса тяги силовой установки на аэродинамические характеристики летательного аппарата во всем диапазоне скоростей движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. Варьируя заданные расходы газа, подаваемого в реверсивные камеры, и заданные расходы воздуха, отсасываемого из выходных каналов моделей мотогондол, можно оценить влияние на аэродинамические характеристики различных режимов работы силовой установки летательного аппарата. Некоторые результаты таких исследований показаны на фиг.11-14, на которых видно влияние различных режимов работы силовой установки в режиме реверса тяги на коэффициенты подъемной силы С (фиг.11), сопротивления С (фиг.12) и продольного момента m (фиг.13). Кривые 28, 29, 30 соответствуют различным соотношениям расхода газа, подаваемого в реверсивные камеры, и расхода воздуха, отсасываемого из выходных сечений моделей мотогондол, что соответствует перенаправлению 75÷90% (кривая 28). 65÷70% (кривая 29), 45÷35% (кривая 30) газового потока воздушно-реактивного двигателя на обеспечение реверса тяги.
уе
хе
ze
Графики, приведенные на фиг.14-16, получены путем обработки опытных данных, полученных на прототипе заявляемого стенда с использованием заявляемого способа, и иллюстрируют изменение коэффициента подъемной силы С (фиг.15), сопротивления С (фиг.14) и продольного момента m (фиг.16) летательного аппарата при его движении по взлетно-посадочной полосе при работе силовой установки в режиме реверса тяги от угла скольжения относительно направления набегающего потока и конфигурации модели. Кривые 31 на фиг.14-16 соответствуют нулевому углу скольжения и посадочной конфигурации средств механизации крыла (закрылки, предкрылки, элероны выпущены), кривые 32 на фиг.14-16 соответствуют крейсерской конфигурации средств механизации крыла (закрылки, предкрылки, элероны убраны) и углу скольжения модели относительно направления воздушного потока 15 градусов.
Изобретение может быть реализовано в научно-исследовательских организациях и предприятиях авиационной и ракетно-космической промышленности.