RU137378U1

RU137378U1 - DEVICE FOR DETERMINING AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF Aircraft

Info

Publication number: RU137378U1
Application number: RU2013139176/28U
Authority: RU
Inventors: Игорь Юрьевич Мошкин; Анатолий Данилович Жаботинский; Юрий Павлович Кабанов; Валентин Иванович Пегов; Владимир Ильич Хлыбов
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева"
Priority date: 2013-08-22
Filing date: 2013-08-22
Publication date: 2014-02-10

Abstract

1. Устройство для определения аэродинамических характеристик (АДХ) летательного аппарата (ЛА), содержащее рабочий участок, двигатель, вращающий импеллерный агрегат, создающий скоростной напор среды на модель ЛА, аппаратуру, регулирующую скоростной напор среды, тензодатчики замера сил Fy, Fz и момента Мх, регистрирующую аппаратуру, отличающееся тем, что труба обдува выполнена в виде гидродинамической трубы (ГТ), а в качестве среды обдува применена вода.2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что тензодатчики замера сил Fy, Fz и момента Мх снабжены защитным кожухом для предотвращения попадания в них воды.3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что верхняя часть ГТ снабжена системой наддува, для изменения гидростатического давления в рабочем участке гидротрубы (чисел Эйлера).4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в плоскости нижнего среза модели ЛА установлены на рабочем столе модели стартовых сооружений.1. A device for determining the aerodynamic characteristics (ADC) of an aircraft (LA), comprising a working section, an engine, a rotating impeller unit, creating a high-pressure head of the medium for the model of the aircraft, equipment that controls the high-speed head of the medium, strain gauges for measuring the forces Fy, Fz and moment Мх recording equipment, characterized in that the blowing pipe is made in the form of a hydrodynamic pipe (GT), and water is used as the blowing medium. 2. The device according to claim 1, characterized in that the strain gauges measuring the forces Fy, Fz and moment Mx are equipped with a protective casing to prevent water from entering them. The device according to claim 1, characterized in that the upper part of the GT is equipped with a boost system to change the hydrostatic pressure in the working section of the hydraulic pipe (Euler numbers). The device according to claim 1, characterized in that in the plane of the lower cut of the aircraft model are installed on the desktop models of launch facilities.

Description

Полезная модель относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к устройствам, предназначенным для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов.The utility model relates to the field of experimental aerodynamics, in particular to devices designed to study the aerodynamic characteristics of aircraft.

Известны следующие способы в экспериментальной аэродинамике по определению аэродинамических характеристик летательных аппаратов [1, 2]:The following methods are known in experimental aerodynamics for determining the aerodynamic characteristics of aircraft [1, 2]:

1) экспериментальное определение в аэродинамических трубах аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов (ЛА) или отдельных частей ЛА;1) experimental determination in wind tunnels of the aerodynamic characteristics of models of aircraft (LA) or individual parts of the aircraft;

2) экспериментальные наземные испытания отдельных частей ЛА или ЛА в целом в условиях, максимально имитирующих натурные условия эксплуатации с целью определения аэродинамических характеристик ЛА;2) experimental ground tests of individual parts of the aircraft or the aircraft as a whole under conditions that maximally simulate full-scale operating conditions in order to determine the aerodynamic characteristics of the aircraft;

3) экспериментальное определение аэродинамических характеристик ЛА в ходе летных испытаний.3) experimental determination of aerodynamic characteristics of aircraft during flight tests.

Недостатком 2 и 3 способа определения аэродинамических характеристик ЛА является большие временные и материальные затраты, а также позднее выявление недостатков аэродинамики конструкции ЛА и отдельных ее элементов, устранение которых требует больших материальных и временных затрат. Поэтому основным экспериментальным способом определения аэродинамических характеристик ЛА на начальных этапах проектирования является экспериментальная отработка ЛА в аэродинамических трубах.The disadvantage of 2 and 3 of the method for determining the aerodynamic characteristics of an aircraft is the large time and material costs, as well as the late identification of the aerodynamic design flaws of the aircraft and its individual elements, the elimination of which requires large material and time costs. Therefore, the main experimental method for determining the aerodynamic characteristics of an aircraft at the initial stages of design is the experimental testing of an aircraft in wind tunnels.

Известно устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента - механические аэродинамические весы, состоящие из жесткой рамы и соединительных элементов, связанных между собой рычажных систем, удерживающих ее в положении равновесия; выходные звенья рычажных механизмов соединены с динамометрами ([3] стр. 82 - Аэродинамические характеристики).A device is known for measuring the constituent vectors of aerodynamic force and moment — mechanical aerodynamic scales, consisting of a rigid frame and connecting elements, interconnected lever systems that hold it in equilibrium; output links of linkage mechanisms are connected to dynamometers ([3] p. 82 - Aerodynamic characteristics).

Рама представляет собой конструкцию, находящуюся в потоке, создаваемом аэродинамической трубой, который направлен перпендикулярно плоскости рамы. Модель устанавливается внутри рамы при помощи растяжек, представляющих собой металлические ленты с профилированным поперечным сечением, ориентированным вдоль потока. Составляющие аэродинамической силы и момента, действующие на испытываемую модель и ленты, передаются на раму и измеряются при помощи динамометров. Основным недостатком известного решения [3] является низкая точность измерений, особенно такой важной характеристики, как коэффициент лобового сопротивления ЛА, например современного пассажирского самолета, который имеет величину, близкую или даже меньшую, коэффициента сопротивления лент. Поэтому для получения результата необходимо из измеренного силового воздействия вычесть силовое воздействие на ленту. Коэффициент сопротивления лент определяется в «пустой» аэродинамической трубе при отсутствии модели ЛА на тех же, что и с моделью, режимах испытаний, что приводит к повышенным материальным затратам. Кроме того, речь идет о разности двух близких физических величин, полученных в разных опытах, что приводит к снижению точности измерений.The frame is a structure located in the flow created by the wind tunnel, which is directed perpendicular to the plane of the frame. The model is installed inside the frame using stretch marks, which are metal strips with a profiled cross section oriented along the flow. The components of the aerodynamic force and moment acting on the tested model and tapes are transmitted to the frame and measured using dynamometers. The main disadvantage of the known solution [3] is the low accuracy of measurements, especially of such an important characteristic as the drag coefficient of an aircraft, for example, a modern passenger plane, which has a value close to or even lower than the drag coefficient of the belts. Therefore, to obtain a result, it is necessary to subtract the force on the tape from the measured force. The drag coefficient of the tapes is determined in the "empty" wind tunnel in the absence of an aircraft model in the same test modes as with the model, which leads to increased material costs. In addition, we are talking about the difference between two close physical quantities obtained in different experiments, which leads to a decrease in the measurement accuracy.

Близким аналогом также является устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента - весы тензометрические аэродинамические, состоящие из упругого тела, динамометрических элементов и тензорезисторов, преобразующих деформации чувствительных элементов в электрические сигналы. Динамометрические элементы здесь выполнены вместе с телом и ориентированы так, чтобы деформация элемента, вызванная соответствующей составляющей аэродинамической силы или момента, была максимальной [2].A close analogue is also a device for measuring the components of the aerodynamic force and moment vectors - aerodynamic tensometric scales, consisting of an elastic body, dynamometric elements and strain gauges that convert deformations of sensitive elements into electrical signals. The dynamometric elements here are made together with the body and are oriented so that the deformation of the element caused by the corresponding component of the aerodynamic force or moment is maximum [2].

На данный момент существует большое количество изобретений по определению аэродинамических характеристик ЛА [4-12], которые хорошо работают при моделировании потока для чисел Рейнольдса более 10⁶. Существенным недостатком всех этих устройств является то, что исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов на стартовых позициях (при моделировании чисел Рейнольдса менее 10⁶) не позволяют обеспечить точность и надежность определения аэродинамических сил и моментов модели, из-за малых значений измеряемых параметров модели.At the moment, there are a large number of inventions for determining the aerodynamic characteristics of aircraft [4-12], which work well when simulating flow for Reynolds numbers greater than 10 ⁶ . A significant drawback of all these devices is that studies of the aerodynamic characteristics of aircraft at launch positions (when modeling Reynolds numbers less than 10 ⁶ ) do not allow for the accuracy and reliability of determining the aerodynamic forces and moments of the model, due to the small values of the measured model parameters.

Известны устройства для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента [9, 10]. Недостатками устройств по патентам [9, 10] являются: определение АДХ при больших скоростях, при малых скоростях имеются большие погрешности; невозможность одновременного моделирования по числам Эйлера, Рейнольдса, Фруда; невозможность проведения моделирования АДХ ЛА на стартовой площадке с учетом интерференции стартовых сооружений.Known devices for measuring the constituent vectors of aerodynamic force and moment [9, 10]. The disadvantages of the devices according to patents [9, 10] are: determination of ADH at high speeds, at low speeds there are large errors; impossibility of simultaneous modeling by Euler, Reynolds, Froude numbers; the impossibility of modeling ADC aircraft at the launch pad, taking into account the interference of launch facilities.

Наиболее близким аналогом предлагаемых решений на наш взгляд, является изобретение [13], принятое нами за прототип. Недостатком прототипа является его рабочий диапазон - рабочий участок предназначен для турбулентных потоков, и чисел Рейнольдса больше критического (Re>10⁶). При испытаниях в аэродинамических трубах числа Эйлера в разы превышают числа Эйлера на натуре. Рабочий диапазон прототипа обусловлен тем, что определение АДХ происходит на сверх и трансзвуковых скоростях, когда воздействие на модель ЛА достигает 100 КН, а на малых скоростях воздействие менее 10 Н, т.е. погрешность измерительной системы сопоставима с замеряемым силовым воздействием на малых скоростях (<10 м/с). Другим существенным недостатком прототипа [13] является невозможность изменять в большом диапазоне давление в рабочем участке, а значит на нем невозможно проводить для одной модели ЛА эксперименты в широком диапазоне давлений, а следовательно и невозможно проводить моделирование обдува при больших диапазонах чисел Эйлера. Также в прототипе не предусмотрено моделирование стартовых сооружений на стартовой позиции, их автоматический круговой поворот, следовательно прототип не позволяет решать задачи по определению интерференции стартовых сооружений на ЛА.The closest analogue of the proposed solutions, in our opinion, is the invention [13], which we adopted as a prototype. The disadvantage of the prototype is its working range - the working section is designed for turbulent flows, and Reynolds numbers are more than critical (Re> 10 ⁶ ). When tested in wind tunnels, the Euler numbers are several times higher than the Euler numbers in kind. The working range of the prototype is due to the fact that the determination of ADH occurs at supersonic and transonic speeds, when the impact on the aircraft model reaches 100 KN, and at low speeds the impact is less than 10 N, i.e. the error of the measuring system is comparable to the measured force at low speeds (<10 m / s). Another significant drawback of the prototype [13] is the inability to vary the pressure in the working section over a wide range, which means that it is impossible to conduct experiments for a single model of aircraft in a wide pressure range, and therefore it is impossible to simulate blowing at large ranges of Euler numbers. Also, the prototype does not provide modeling of launch facilities at the launch position, their automatic circular rotation, therefore, the prototype does not allow solving the problem of determining the interference of launch facilities on the aircraft.

Охарактеризируем более подробно недостатки прототипа [13] присущие также и другим аналогичным устройствам [4-12]:We characterize in more detail the disadvantages of the prototype [13] inherent in other similar devices [4-12]:

1) Не модулируются числа Рейнольдса при малых скоростях обдува (V<5 м/с) и больших масштабах модели;1) Reynolds numbers are not modulated at low blowing speeds (V <5 m / s) and large model scales;

2) Не модулируются числа Эйлера из-за невозможности создания в рабочем участке трубы обдува* необходимых давлений;2) Euler numbers are not modulated due to the impossibility of creating necessary pressures in the working section of the blowing pipe *;

3) Невозможно одновременно моделировать критерии подобия Рейнольдса, Фруда и Эйлера;3) It is impossible to simultaneously simulate the similarity criteria of Reynolds, Froude and Euler;

4) При проведении экспериментов для чисел Рейнольдса менее 10⁶ имеет место большой уровень погрешности измерения.4) When conducting experiments for Reynolds numbers less than 10 ^{6 there} is a large level of measurement error.

(*) Под трубой обдува здесь и далее понимаем специально спрофилированный контур, обеспечивающий заданный поток обдува модели ЛА.(*) Hereinafter, by a blowing pipe we mean a specially profiled contour that provides a given flow of blowing the aircraft model.

Все перечисленные недостатки обусловлены необходимостью соблюдения аэродинамического подобия потоков обтекания модели натурным условиям, что обеспечивается соблюдением основных критериев подобия: Рейнольдса Re, Фруда Fr и Эйлера Eu:All these shortcomings are due to the need to comply with the aerodynamic similarity of the flow around the model to natural conditions, which is ensured by the observance of the main similarity criteria: Reynolds Re, Froude Fr and Euler Eu:

,

.

,

.

Здесь L - характерный линейный размер, V₀ - характерная скорость, P₀ - давление, ρ - плотность среды, g - ускорение силы тяжести, η - коэффициент динамической вязкости.Here L is the characteristic linear size, V ₀ is the characteristic speed, P ₀ is the pressure, ρ is the density of the medium, g is the acceleration of gravity, η is the dynamic viscosity coefficient.

Обозначая индексом "н" величины на натуре и индексом "м" на модели, введем масштабы моделирования величин: линейных размеров

, давления

, скорости

. Из требования подобия вытекает необходимость соблюдения равенств: Re_H=Re_M, Fr_H=Fr_M, St_H=St_M, Eu_H=Eu_M из которых следуют соответствующие требования к масштабам моделирования:Denoting by the index “n” the quantities in nature and the index “m” on the model, we introduce the scale of modeling the quantities: linear dimensions

pressure

, speeds

. The requirement of similarity implies the need to observe the equalities: Re _H = Re _M , Fr _H = Fr _M , St _H = St _M , Eu _H = Eu _M from which the corresponding requirements for the modeling scale follow:

Первое требование µ=M^-1, вытекающее из равенства Re_H=Re_M, означает, что скорость потоков на модели должна быть в M раз больше, чем на натуре. Это практически невозможно выполнить в модельном эксперименте, а также противоречит второму и третьему требованию (1). Для примера рассмотрим необходимость проведения эксперимента, моделирующего обтекание ЛА потоком воздуха, имеющего скорость 10 м/с, на модели с масштабом M=20, тогда скорость в аэродинамической трубе должна быть 200 м/с. Этот и другие примеры параметров моделирования приведены в таблице. Для обеспечения параметров модельных испытаний максимально приближенных к натурным предлагается исследовать обтекание моделей ЛА в трубе обдува, выполненной в настоящей полезной модели в виде гидротрубы, где в качестве среды обтекания используется вода, тогда скорости обтекания среды на модели и натуре будут ближе друг к другу при одинаковых числах Рейнольдса (см. таблицу). Для достижения равенств чисел Эйлера на натуре и модели предлагается за счет наддува в гидротрубе создавать давление, которое удовлетворяет условию

(наддув в аэродинамических трубах до нужных величин, в отличие от гидродинамических, невозможен).The first requirement µ = M ⁻¹ , which follows from the equality Re _H = Re _M , means that the flow rates on the model should be M times greater than on nature. This is almost impossible to accomplish in a model experiment, and also contradicts the second and third requirement (1). As an example, we consider the need for an experiment simulating an aircraft flying around an air stream with a speed of 10 m / s on a model with a scale of M = 20, then the speed in the wind tunnel should be 200 m / s. This and other examples of simulation parameters are given in the table. To ensure the parameters of model tests as close as possible to full-scale ones, it is proposed to study the flow around aircraft models in a blow pipe made in the present utility model in the form of a hydrotube, where water is used as a flow medium, then the flow rates around the medium on the model and nature will be closer to each other for identical Reynolds numbers (see table). To achieve the equalities of Euler numbers in nature and the model, it is proposed to create a pressure in the hydrotube by boosting that satisfies the condition

(pressurization in wind tunnels to the desired values, unlike hydrodynamic ones, is impossible).

Таблица.Table. Параметры натуры и модельных испытаний в аэродинамических и гидродинамических трубах.Parameters of nature and model tests in wind tunnels and hydrodynamic tubes. Скорость обдува V₀ [м/с]Blowing speed V ₀ [m / s] плотностьρ [кг/м³]density ρ [kg / m ³ ] динамическая вязкость η [Па·с]dynamic viscosity η [Pa · s] характерный размер L [м]characteristic size L [m] ReRe НатураNature 1010 1,31.3 0,0000180,000018 33 2,2·10⁶ 2.210 ⁶ Модель воздух M=5Model air M = 5 50fifty 1,31.3 0,0000180,000018 0,60.6 2,2·10⁶ 2.210 ⁶ Модель воздух M=10Model air M = 10 100one hundred 1,31.3 0,0000180,000018 0,30.3 2,2·10⁶ 2.210 ⁶ Модель воздух M=20Model air M = 20 200200 1,31.3 0,0000180,000018 0,150.15 2,2·10⁶ 2.210 ⁶ Модель вода M=5Model water M = 5 3,63.6 10001000 0,0010.001 0,60.6 2,2·10⁶ 2.210 ⁶ Модель вода M=10Model water M = 10 7,27.2 10001000 0,0010.001 0,30.3 2,2·10⁶ 2.210 ⁶ Модель вода M=20Model water M = 20 14,414,4 10001000 0,0010.001 0,150.15 2,2·10⁶ 2.210 ⁶

Целью предлагаемой полезной модели является устранение недостатков аналогов и прототипа.The purpose of the proposed utility model is to eliminate the disadvantages of analogues and prototype.

Указанная цель достигается тем, что:The specified goal is achieved by the fact that:

- в качестве среды обтекающую модель летательного аппарата используется вода, и так как жидкость имеет большую плотность и динамическую вязкость, то тем самым создается возможность моделировать на экспериментах числа Рейнольдса менее (Re<10⁶);- water is used as a medium around the aircraft model, and since the liquid has a high density and dynamic viscosity, this makes it possible to simulate less Reynolds numbers in experiments (Re <10 ⁶ );

- при проведении экспериментов в гидротрубе, за счет наддува поднимается давление в рабочем участке до величин, необходимых для моделирования по числам Эйлера;- when conducting experiments in a hydrotube, due to boost, the pressure in the working section rises to the values necessary for modeling by Euler numbers;

- использование жидкости в качестве среды обтекания обеспечивает повышенную точность замеров сил и моментов, действующих на модель ЛА при малых скоростях обтекания;- the use of liquid as a flow medium provides increased accuracy of measurements of forces and moments acting on the aircraft model at low flow velocities;

- предлагаемая система тензодатчиков, установленная на державке, позволяет проводить замеры с повышенной точностью боковой и поперечной силы, а также момента, действующих на модель ЛА.- the proposed load cell system mounted on the holder allows measurements with increased accuracy of lateral and lateral forces, as well as the moment acting on the aircraft model.

При проведении испытаний предусмотрены следующие возможности:During testing, the following features are provided:

- в ходе одного испытания возможно менять скорость потока и тем самым проводить замеры АДХ модели ЛА в широком диапазоне чисел Рейнольдса;- in one test it is possible to change the flow rate and thereby measure the ADH of the aircraft model in a wide range of Reynolds numbers;

- в ходе одного испытания возможно менять давление в рабочем участке гидротрубы и тем самым проводить замеры АДХ модели ЛА в широком диапазоне чисел Эйлера;- during one test it is possible to change the pressure in the working section of the hydraulic pipe and thereby measure the ADH of the aircraft model in a wide range of Euler numbers;

- предусмотрена установка на рабочем столе в плоскости нижнего среза модели ЛА моделей стартовых сооружений с целью определения их интерференции на модель ЛА, находящуюся на стартовой позиции;- provides for the installation on the desktop in the plane of the lower cut of the aircraft model of launch vehicle models in order to determine their interference with the aircraft model at the starting position;

- предусмотрен круговой поворот модели вместе со стартовой позицией относительно своей продольной оси, тем самым создается возможность получения кругового обдува модели на стартовой позиции и определение влияния стартовых сооружений на АДХ модели ЛА (интерференции), не останавливая скорость потока, не вынимая модель из гидродинамической трубы и не переустанавливая модели стартовых сооружений относительно модели ЛА, а также меняя давления в широком диапазоне в ходе одного испытания;- a circular rotation of the model is provided along with the starting position relative to its longitudinal axis, thereby creating the possibility of obtaining circular blowing of the model at the starting position and determining the influence of the starting structures on the ADH of the aircraft model (interference) without stopping the flow velocity without removing the model from the hydrodynamic pipe and without reinstalling the models of launch facilities relative to the aircraft model, as well as changing pressures in a wide range during one test;

- замена головной части модели ЛА на другую, не меняя саму модель, тем самым создается возможность получения замеров АДХ модели с различными головными частями и выбор оптимальной формы ЛА.- replacing the head of the aircraft model with another, without changing the model itself, thereby creating the opportunity to obtain measurements of the ADC model with different warheads and choosing the optimal shape of the aircraft.

Предлагаемая полезная модель решает актуальную задачу реализации замеров аэродинамических сил и моментов, действующих на модель ЛА при моделировании обтекания для чисел Рейнольдса менее 10⁶. Предлагаемые технические решения позволяют:The proposed utility model solves the urgent problem of measuring aerodynamic forces and moments acting on the aircraft model when modeling flow around Reynolds numbers less than 10 ⁶ . The proposed technical solutions allow:

1) сократить затраты на решение задач экспериментальной отработки старта летательных аппаратов и движения их у поверхности земли;1) reduce the cost of solving the problems of experimental development of the launch of aircraft and their movement at the surface of the earth;

2) повысить точность замеряемых сил и моментов;2) increase the accuracy of the measured forces and moments;

3) повысить безопасность проведения испытаний.3) increase the safety of testing.

Техническая сущность предполагаемой полезной модели поясняется графическими изображениями. На фигуре 1 изображен общий вид гидродинамической трубы (ГТ); на фигуре 2 рабочий участок ГТ.The technical nature of the proposed utility model is illustrated by graphic images. The figure 1 shows a General view of a hydrodynamic pipe (GT); in figure 2 the working section of the GT.

Импеллеры создают требуемый скоростной поток в рабочем участке (необходимый для моделирования по числу Рейнольдса), в котором установлена модель ЛА, система наддува обеспечивает гидростатическое давление (необходимое для моделирования по числу Эйлера), масштаб модели и скорость обдува подбираются из условия моделирования по числу Фруда. Рабочий участок имеет систему державок, тензодатчиков, для замера сил и моментов действующих на модель, стол, имитирующий поверхность земли со стартовыми сооружениями, преобразователи и записывающие устройства.Impellers create the required high-speed flow in the working area (necessary for modeling according to the Reynolds number), in which the aircraft model is installed, the pressurization system provides hydrostatic pressure (necessary for modeling according to the Euler number), the scale of the model and the speed of blowing are selected from the simulation conditions according to the Froude number. The working section has a system of holders, strain gauges, for measuring forces and moments acting on the model, a table simulating the surface of the earth with launching facilities, transducers and recording devices.

Цифрами на фигуре 2 обозначены.The numbers in figure 2 are indicated.

1.one. - Гидротруба- Hydrotube 2.2. - Модель- Model 3.3. - Съемная головная часть- Detachable head 4.four. - Верхнее крепление- Top mount 5.5. - Нижнее крепление- bottom mount 6.6. - Верхняя державка- Top holder 7.7. - Нижняя державка- Lower holder 8.8. - Верхний обтекатель- Upper fairing 9.9. - Нижний обтекатель- Lower cowl 10.10. - Верхнее отверстие- top hole 11.eleven. - Нижнее отверстие- bottom hole 12.12. - Тензодатчик по замеру поперечной силы Fy- Strain gauge for measuring lateral force Fy 13.13. - Тензодатчик по замеру боковой силы Fz- Strain gauge for measuring lateral force Fz 14.fourteen. - Тензодатчик по замеру момента Мх- Strain gauge for measuring the moment Mx 15.fifteen. - Верхний защитный кожух- Top protective cover 16.16. - Нижний защитный кожух- Lower protective cover 17.17. - Стол, имитирующий поверхность земли- Table imitating the surface of the earth 18.eighteen. - Блок управления- Control block 19.19. - Преобразователь- Converter 20.twenty. - Записывающее устройство- recording device 21.21. - Датчик замера скорости потока воды- Water flow meter 22.22. - Направление потока воды- Water flow direction

Устройство для определения аэродинамических характеристик модели в гидродинамической трубе 1 содержит модель 2 со съемной головной частью 3, закрепленной через верхнее 4 и нижнее 5 крепление к верхней 6 и нижней державке 7 соответственно. Державки защищены от потока воды обтекателями 8, 9 и через верхнее 10 и нижнее отверстие 11 в рабочей части гидротрубы соединены с тензодатчиками 12, 13, 14. Для предотвращения попадания воды из рабочего участка гидротрубы отверстия 10 и 11 защищены защитными кожухами 15 и 16 соответственно. Для экспериментов по исследованию АДХ ЛА на стартовых позициях на нижнем обтекателе 9 может устанавливаться стол 17, имитирующий поверхность земли со стартовыми сооружениями, для определения интерференции между летательным аппаратом и стартовыми сооружениями. Для экспериментов по исследованию АДХ ЛА в полете на нижнем обтекателе устройство 17 не устанавливается. В основе устройства для определения аэродинамических сил и моментов, действующих на модель, применяется весовой метод, основанный на применении тензовесов.A device for determining the aerodynamic characteristics of a model in a hydrodynamic pipe 1 comprises a model 2 with a removable head 3 fixed through the upper 4 and lower 5 mount to the upper 6 and lower holder 7, respectively. The holders are protected from the flow of water by the fairings 8, 9 and through the upper 10 and lower holes 11 in the working part of the hydraulic pipe are connected to the load cells 12, 13, 14. To prevent water from entering the working section of the hydraulic pipe, the holes 10 and 11 are protected by protective covers 15 and 16, respectively. For experiments on the study of the aircraft’s ADC, at the starting positions on the lower fairing 9, a table 17 can be installed that simulates the surface of the earth with launch facilities to determine the interference between the aircraft and launch facilities. For experiments on the study of the ADC of an aircraft in flight, device 17 is not installed on the lower fairing. At the heart of the device for determining the aerodynamic forces and moments acting on the model, the weight method based on the use of tensile weights is used.

Процесс измерения аэродинамических сил и моментов в предлагаемом устройстве производится в два этапа. Переход с одного этапа на другой происходит по командам блока управления 18. На первом этапе для каждого измерительного канала определяют аддитивные составляющие погрешностей при обесточенных тензометрических мостовых датчиках и запоминают их на весь период штатных измерений, на втором этапе проводят штатные измерения и из результатов штатных измерений автоматически исключают посредством вычитания аддитивные составляющие погрешностей.The process of measuring aerodynamic forces and moments in the proposed device is carried out in two stages. The transition from one stage to another is carried out according to the commands of the control unit 18. At the first stage, for each measuring channel, the additive error components are determined for de-energized strain gauge bridge sensors and stored for the entire period of regular measurements, at the second stage, regular measurements are carried out and the results of regular measurements are automatically by subtracting the additive components of the errors.

Работает устройство следующим образом. На этапе определения систематической аддитивной составляющей погрешностей по команде с пульта управления проводится замер показаний тензодатчиков, определяется их погрешность на начало эксперимента в зависимости от температуры и гидростатического давления в рабочем участке трубы. На втором этапе задается скорость потока в рабочей части трубы, проводится разгон жидкости до заданной скорости и проводится замер показателей тензодатчиков 12, 13, 14, установленных на верхней и нижней державке 7, 8. Замеры тензодатчиков поступают на преобразователь 19, а затем на записывающее устройство 20. По команде с блока управления 18 варьируют скоростью потока в трубе 1. При различных углах установки к потоку модели 2 определяют аэродинамические характеристики модели 2 посредством тензодатчиков 12, 13, 14 при зарегистрированной скорости потока датчиком 21. Меняя блоком управления 18 скорость потока, регистрируют на запоминающих устройствах поперечные, боковые силы и моменты, действующие на модель 2. Накопление результатов в запоминающем устройстве 20 происходит до конца выполнения штатного режима измерения. Передача результатов из запоминающего устройства 20 во внешнее устройство производится по команде с блока управления 18. По окончании второго этапа из результатов штатных измерений автоматически исключают посредством вычитания аддитивные составляющие погрешностей.The device operates as follows. At the stage of determining the systematic additive component of errors by command from the control panel, the readings of the strain gauges are measured, their error at the beginning of the experiment is determined depending on the temperature and hydrostatic pressure in the working section of the pipe. At the second stage, the flow rate in the working part of the pipe is set, the fluid is accelerated to a predetermined speed, and the load cell indicators 12, 13, 14 are mounted on the upper and lower holder 7, 8. The load cells are measured on the transducer 19, and then on the recording device 20. At the command from the control unit 18, the flow rate in the pipe 1 is varied. At different angles of installation, the aerodynamic characteristics of model 2 are determined by the flow sensors 12, 13, 14 at the detected flow velocity and sensor 21. The control unit 18 changing the flow rate, is recorded on the storage devices transverse, lateral forces and moments acting on the model 2. The accumulation results in the memory 20 comes to the end of performing the regular measurement mode. The results are transmitted from the storage device 20 to an external device by command from the control unit 18. At the end of the second stage, the additive error components are automatically excluded from the results of regular measurements by subtracting.

Замеренные результаты тензодатчиков 12, 13, 14 и зарегистрированные запоминающим устройством 20 силы Fy, Fz и момент Mz пересчитывают в безразмерные аэродинамические характеристики:The measured results of the load cells 12, 13, 14 and the forces Fy, Fz and the moment Mz recorded by the storage device 20 are converted into dimensionless aerodynamic characteristics:

где L - характерный линейный размер, V₀ - характерная скорость, ρ - плотность среды, S_M - площадь миделя, на которые обезразмериваются характеристики, Fy - измеренная поперечная сила, Fz - измеренная боковая сила, Mz - измеренная момент.where L is the characteristic linear size, V ₀ is the characteristic speed, ρ is the density of the medium, S _M is the midship area for which the characteristics are dimensioned, Fy is the measured transverse force, Fz is the measured lateral force, Mz is the measured moment.

Использование предлагаемой полезной модели позволит значительно повысить точность измерения аэродинамических характеристик модели и сократить время проведения эксперимента в гидродинамических трубах с большим диаметром рабочего участка.Using the proposed utility model will significantly improve the accuracy of measuring the aerodynamic characteristics of the model and reduce the time of the experiment in hydrodynamic pipes with a large diameter of the working section.

Техническим результатом предлагаемой полезной модели является точное определение силового воздействия на модель ЛА при моделировании чисел Рейнольдса менее 10⁶ путем исключения систематических аддитивных погрешностей измерений и увеличения быстродействия многоканального измерительного устройства тензовесов.The technical result of the proposed utility model is the exact determination of the force effect on the aircraft model when modeling Reynolds numbers less than 10 ⁶ by eliminating systematic additive measurement errors and increasing the speed of the multichannel measuring device of tensile weights.

Таким образом, предполагаемый способ и устройство позволяют обеспечить следующие технические результаты:Thus, the proposed method and device can provide the following technical results:

- моделировать на экспериментах в гидротрубе обтекание модели ЛА при числах Рейнольдса менее (Re<10⁶);- to simulate in experiments in a hydrotube the flow around an aircraft model at Reynolds numbers less than (Re <10 ⁶ );

- проводить экспериментальное определение аэродинамических характеристик летательных аппаратов при одновременном моделировании по числам Эйлера, Рейнольдса и Фруда;- conduct an experimental determination of the aerodynamic characteristics of aircraft while simulating the numbers of Euler, Reynolds and Froude;

- сократить затраты на решение задач экспериментальной отработки старта летательных аппаратов и движения их у поверхности земли;- reduce the cost of solving the problems of experimental development of the launch of aircraft and their movement at the surface of the earth;

- проводить экспериментальное определение интерференции от стартовых сооружений на ЛА, находящийся на стартовой позиции при полном круговом обдуве (360°) за один эксперимент;- carry out an experimental determination of interference from launch facilities on an aircraft located at the starting position with full circular airflow (360 °) in one experiment;

- повысить точность измерения сил и моментов;- increase the accuracy of measuring forces and moments;

- повысить безопасность проведения испытаний.- increase the safety of testing.

Список источников информации.List of sources of information.

1. Краснов Н.Ф и др. Прикладная аэродинамика. - М.: Высшая школа, 1974.1. Krasnov N.F. et al. Applied Aerodynamics. - M.: Higher School, 1974.

2. Холодков Н.В. экспериментальная отработка космических летательных аппаратов. - М.: МАИ, 1994.2. Kholodkov N.V. experimental development of spacecraft. - M .: MAI, 1994.

3. Энциклопедия Авиация, научное издательство «Большая Российская энциклопедия», Москва, 1994 г.3. Encyclopedia of Aviation, scientific publishing house "Big Russian Encyclopedia", Moscow, 1994

4. Патент SU 369448 A1. Устройство для измерения аэродинамических характеристик. МПК G01M 9/06, G01L 23/18. Приоритет 26.07.1971.4. Patent SU 369448 A1. Device for measuring aerodynamic characteristics. IPC G01M 9/06, G01L 23/18. Priority 07.26.1971.

5. Патент SU 378738 A1. Устройство для определения вращательных производных моделей в аэродинамических. МПК G01M 9/06. Приоритет 7.10.1969.5. Patent SU 378738 A1. A device for determining rotational derivative models in aerodynamic. IPC G01M 9/06. Priority 10/7/1969.

6. Патент SU 390399 A1. Аэродинамические тензометрические весы. МПК G01M 9/06. Приоритет 20.05.1971.6. Patent SU 390399 A1. Aerodynamic tensometric scales. IPC G01M 9/06. Priority 05/20/1971.

7. Патент SU 409085 A1. Аэродинамические многокомпонентные внутримодельные весы. МПК G01M 9/06, G01G 19/07. Приоритет 1.11.1971.7. Patent SU 409085 A1. Aerodynamic multicomponent intramodel scales. IPC G01M 9/06, G01G 19/07. Priority 11.11.1971.

8. Патент RU 2287783 C1. Тензометрические весы. G01G 3/12, G01G 19/00. Приоритет 27.04.2005.8. Patent RU 2287783 C1. Strain gauge scales. G01G 3/12, G01G 19/00. Priority 04/27/2005.

9. Патент RU 2287795 C1. Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента. G9/06, G3/12. Приоритет 27.04.2005.9. Patent RU 2287795 C1. A device for measuring the component vectors of aerodynamic force and moment. G9 / 06, G3 / 12. Priority 04/27/2005.

10. Патент RU 2287796 C1. Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента. G9/06, G3/12. Приоритет 27.04.2005.10. Patent RU 2287796 C1. A device for measuring the component vectors of aerodynamic force and moment. G9 / 06, G3 / 12. Priority 04/27/2005.

11. Патент RU 2399895 C2. Способ и устройство для повышения точности измерений в аэродинамической трубе, которые обеспечивают учет влияния подвесного устройства модели. G01M 9/06. Приоритет 22.12.2005.11. Patent RU 2399895 C2. A method and apparatus for improving the accuracy of measurements in a wind tunnel, which provide an account of the influence of the suspension device of the model. G01M 9/06. Priority 12/22/2005.

12. Патент RU 2469283 C1. Многоканальное измерительное устройство аэродинамических внутримодельных весов. G01L 1/22. Приоритет 23.05.2011.12. Patent RU 2469283 C1. Multichannel measuring device of aerodynamic intramodel scales. G01L 1/22. Priority 05/23/2011.

13. Патент RU 2392601 C1. Устройство для определения аэродинамических характеристик модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе. G01M 15/14. Приоритет 25.12.2008.13. Patent RU 2392601 C1. A device for determining the aerodynamic characteristics of a model in a supersonic wind tunnel. G01M 15/14. Priority December 25, 2008.

Claims

1. A device for determining the aerodynamic characteristics (ADC) of an aircraft (LA), comprising a working section, an engine, a rotating impeller unit, creating a high-pressure head of the medium for the model of the aircraft, equipment that controls the high-speed head of the medium, strain gauges for measuring the forces Fy, Fz and moment Мх recording equipment, characterized in that the blowing pipe is made in the form of a hydrodynamic pipe (GT), and water is used as the blowing medium.

2. The device according to claim 1, characterized in that the load cells measuring the forces Fy, Fz and the moment MX are equipped with a protective casing to prevent water from entering them.

3. The device according to claim 1, characterized in that the upper part of the GT is equipped with a boost system to change the hydrostatic pressure in the working section of the hydraulic pipe (Euler numbers).

4. The device according to claim 1, characterized in that, in the plane of the lower cut of the aircraft model, models of launch facilities are installed on the desktop.