Стенд для определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата на ракетном треке

Полезная модель относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к методам и средствам получения в прямом движении в неподвижной атмосфере нестационарных характеристик вихря (включая и пульсационные составляющие) за моделью крыла летательного аппарата (ЛА) и может быть использована при конструировании летательных аппаратов, при организации перемещения летательного аппарата в воздухе и для задач разработки системы вихревой безопасности ЛА (пилотируемых и беспилотных).
Известен способ измерений параметров вихря (вихревого следа) в летном эксперименте (см., например, Вышинский В.В., Судаков Г.Г., «Вихревой след самолета в турбулентной атмосфере», Москва, 2009 стр. 41-47): самолет генератор спутного вихря пролетает вблизи трехсотметровой вышки, оборудованной цветовыми дымогенераторами для трассирования следа от вихря, измерителем скорости потока, фотографической, видео- и регистрирующей техникой. При этом, так как самолет генератор вихря пролетает на определенном расстоянии от вышки (не менее длины крыла) то измерения параметров вихря не могут осуществляться в центре вихря, что существенно ограничивает диапазон применимости этого способа определения параметров вихря.
Известен способ определения параметров вихря за ЛА с пользованием катапультной установки [см. например описание катапультной установки ONERA/MFL, стр. 51-55 в книге В.В. Вышинский, Г.Г. Судаков «Вихревой след самолета в турбулизированной атмосфере», Москва, 2009 г.]. В этом способе модель ЛА пролетает измерительное сечение, затем тормозится и задерживается. Основным недостатком данного способа является невозможность непрерывного измерения параметров в ближнем и дальнем следе, а также необходимость контролирования траектории модели. Косвенные измерения и перерасчет приводят к существенным ошибкам в определении скоростных и линейных размеров вихря. Кроме этого в данном методе чрезвычайно трудно осуществить эксперименты на натурных образцах ЛА ввиду сложности организации их разгона от катапульты и выдерживании строго горизонтального полета.
Наиболее близким аналогом-прототипом является способ определения параметров вихрей с использования аэродинамических труб [см. например Баранов Н.А., Белоцерковский А.С, Каневский М.И., Турчак Л.И. «Численные методы динамики летательного аппарата в условиях аэродинамической интерференции», РАН. Вычислительный центр. - М.: Наука, 2001. - 206 с.]. При этом способе модель ЛА устанавливается в рабочий участок аэродинамической трубы, за моделью ЛА размещаются измерительные средства для определения скорости и давления в различных точках вихря. Этот способ позволяет получать сведения о параметрах вихря за ЛА в пределах длины рабочего участка аэродинамической трубы при обращенном движении модели. Перенос полученных результатов на натурные условия, когда ЛА совершает движение в неподвижном воздухе самостоятельно, требует дополнительных исследований, что снижает точность моделирования, а для верификации требуется проведение натурного эксперимента в летных условиях.
Технический результат, достигаемый при реализации данной полезной модели, заключается в повышении точности получения нестационарных характеристик вихря (включая и пульсационные составляющие) за моделью крыла ЛА, не препятствуя его естественному образованию.
Указанный технический результат достигается в стенде определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла ЛА, содержащем тележку, установленную на рельсах ракетного трека, по меньшей мере, одну измерительную гребенку, расположенную за моделью крыла летательного аппарата, представляющую собой раму, на которой по вертикальной и горизонтальной плоскости установлены датчики скорости и приемники давления, при этом на тележке также установлены дымогенератор, видеокамера и тепловизор для визуализации и съемки вихря.
Сущность полезной модели поясняется чертежами, на фиг. 1 изображен общий вид стенда; на фиг. 2 вид стенда сверху; фиг. 3 зависимость скорости экспериментальной тележки от пройденного расстояния; на фиг.4 изображена измерительная гребенка.
Стенд содержит в своем составе следующие устройства:
1. «Разгонная» тележка;
2. «Разгонный» двигатель;
3. Измерительная гребенка;
4. Тележка с моделью;
5. Стойка;
6. Средство визуализации;
7. Дымогенератор;
8. Модель;
9. Видеокамера, тепловизор;
10. Рельсовый трек;
11. Узел соединения тележек;
12. Башмаки.
13. Датчик измерения скорости;
14. Приемник давления.
Процесс измерения аэродинамических характеристик концевых вихрей за моделью ЛА в предлагаемой полезной модели производится в два этапа.
На первом этапе модель крыла 8 устанавливают на стойке 5 на тележку 4 башмаками 12 на рельсы трека 10. Позади модели крыла устанавливают гребенку 3, выполненную в виде решетки, на пересечении прутьев установлены приемники давления 14 и датчики скорости 13 (фиг.4) для непрерывных измерений в ближнем следе, дымогенератор 7, видеокамеру и тепловизор 9 для визуализации и съемки вихря. Количество точек измерения параметров вихрей выбирают исходя из ожидаемого радиуса вихря. Высоту расположения модели крыла выбирают из условия отсутствия влияния земной поверхности на параметры вихрей. За тележкой с моделью крыла располагают разгонную тележку 1 с ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ) 2 жестко связанную с ней соединением И, разрываемым в заданный момент времени дистанционно с пульта управления. На разгонной тележке может быть установлена дополнительная гребенка 3 с приемниками давления 14 и датчиками скорости 13, с целью измерения характеристик вихря в дальнем и ближнем следе, при этом ось этой гребенки совмещают с осью гребенки, расположенной на тележке с моделью ЛА.
На втором этапе включают РДТТ, и две тележки начинают движение по ракетному треку. На расстоянии А (см. фиг. 3) от начала движения разгонная тележка отцепляется от тележки с моделью и далее тележка с моделью движется самостоятельно. Тележка с моделью продолжает движение по треку с торможением до полной остановки согласно графику фиг. 3. Измерение параметров вихрей за моделью ЛА осуществляется непрерывно, начиная с запуска РДТТ и заканчивая остановкой тележки с моделью в конце рельсового пути.
При движении крыла на ракетной дорожке со скоростью 100-300 м/с перепад давления в концевых вихрях достигает величин 1000 Па, что вполне достаточно для идентификации вихревых образований.
Пример реализации эксперимента:
- испытания проводятся на ракетном треке типа РД-2500;
- испытания проводятся на модели крыла;
- испытания проводятся по скоростному режиму фиг. 3.