способ проведения эксперимента в аэродинамической трубе

Формула изобретения

1. Способ проведения эксперимента в аэродинамической трубе, включающий установку в ее рабочей части модели летательного аппарата в пусковое положение, запуск трубы и реализацию в ее рабочей части потока с заданными параметрами, изменение углов атаки и углов скольжения модели, измерения параметров потока и исследуемых аэродинамических характеристик модели, например действующих на нее аэродинамических нагрузок, возвращение модели в исходное пусковое положение и остановку потока в трубе, отличающийся тем, что в эксперименте реализуют одновременное безостановочное с заданными скоростями изменение углов атаки и углов скольжения модели и непрерывно с заданной скоростью снижают или повышают давление в форкамере трубы, при этом измеряют непрерывно меняющиеся исследуемые аэродинамические характеристики модели и параметры потока, причем движение модели и изменение давления в форкамере в заданных пределах осуществляют в прямом и обратном направлениях, не прерывая процесса измерений.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в произвольно выбранные моменты времени производят кратковременные промежуточные остановки движения модели и одновременно задерживают изменение давления в форкамере, не прерывая процесса измерений.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, а именно к определению аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов.

Известен способ проведения эксперимента в аэродинамической трубе, содержащий установку в ее рабочей части модели летательного аппарата в пусковое положение, запуск трубы и реализацию в рабочей части потока с заданными параметрами, изменение углов атаки и скольжения модели, измерение параметров потока и исследуемых аэродинамических характеристик модели, например, действующих на нее аэродинамических нагрузок, при остановках модели в дискретно заданных ее угловых положениях в потоке, возвращение модели в исходное пусковое положение и остановку потока в рабочей части трубы [1]

Известен способ проведения эксперимента в аэродинамической трубе, в котором углы атаки или углы скольжения модели изменяют безостановочно и при этом измеряют непрерывно меняющиеся аэродинамические нагрузки на модель или давление на ее поверхности [2]

По первому указанному способу определяют аэродинамические характеристики модели в зафиксированном ее угловом положении при установившемся обтекании модели.

По второму способу измеряют аэродинамические характеристики модели, непрерывно меняющиеся при безостановочном ее движении либо в плоскости углов атаки, либо в плоскости углов скольжения.

В натурных условиях летательный аппарат совершает непрерывное движение по трехмерной пространственной траектории, когда одновременно изменяются его углы атаки и скольжения, и при этом меняется высота полета. При таком движении аппарата его обтекание в каждый момент времени является неустановившимся, что обусловлено влиянием вязкостных факторов, которое к тому же меняется с изменением плотности атмосферы по высоте в условиях безостановочного изменения углов атаки и скольжения аппарата. Эти обстоятельства могут вызывать гистерезисные явления при одном и том же угловом положении аппарата на одной и той же высоте, когда он достигает такого положения при подходе к нему с разных сторон по углам атаки и скольжения, и по высоте.

Указанные известные способы проведения эксперимента с моделью в аэродинамической трубе не имитируют условия полета летательного аппарата по трехмерной траектории с изменением высоты. Кроме того, они не позволяют обнаруживать возможные локальные особенности в изменении аэродинамических характеристик моделируемого аппарата при определенных угловых его положениях в пространстве, обусловленные особенностью обтекания аппарата данной конфигурации. Это связано с большим шагом дискретности задаваемых углов атаки и скольжения модели в первом способе и с измерением непрерывно меняющихся аэродинамических характеристик модели отдельно в плоскостях углов атаки и скольжения во втором.

Для извлечения из данных модельного эксперимента, проведенного по известным способам, необходимой информации, соответствующей указанному движению натурного летательного аппарата, требуется проведение серии таких опытов при различных углах атаки и скольжения и выполнение на базе полученных в них результатов сложных интерполяционных вычислений.

Задачей предлагаемого изобретения является получение в аэродинамической трубе аэродинамических характеристик модели летательного аппарата в условиях, приближающихся к условиям полета натурного аппарата по трехмерной траектории с изменением высот полета, сокращение при этом затрат на их получение и контроль достоверности измерений этих характеристик.

Для решения поставленной задачи в эксперименте реализуют одновременное безостановочное, с заданными скоростями, изменение углов атаки и углов скольжения модели и непрерывно с заданной скоростью снижают или повышают давление в форкамере трубы, при этом измеряют непрерывно меняющиеся исследуемые аэродинамические характеристики модели и параметры потока, причем движение модели и изменение давления в форкамере в заданных пределах осуществляют в прямом и обратном направлениях, не прерывая процесс измерений.

Контроль достоверности измерений непрерывно меняющихся величин достигается тем, что в процессе эксперимента дискретно, выборочно обеспечивают условия, когда обтекание модели становится установившимся и измеряемые ее аэродинамические характеристики не меняются, для чего в произвольно выбранные моменты времени производят кратковременные промежуточные остановки движения модели и одновременно задерживают изменение давления в форкамере, не прерывая измерений.

Эксперимент в аэродинамической трубе по заявленному способу проводят следующим образом.

Модель летательного аппарата устанавливают в рабочей части трубы в пусковое положение, например, при нулевых угле атаки и угле скольжения. Производят запуск трубы и реализуют в рабочей части поток с заданными начальными параметрами. Включают механизмы, обеспечивающие безостановочное движение модели одновременно по углам атаки и скольжения с заданными скоростями. Одновременно с включением механизмов начинают непрерывно повышать или снижать давление в форкамере трубы также с заданной скоростью, имитируя таким образом изменение высоты полета моделируемого летательного аппарата. При этом производят измерения непрерывно меняющихся параметров потока и исследуемых аэродинамических характеристик модели, например, действующих на нее аэродинамических нагрузок. При достижении моделью предельно заданного положения по углам атаки и скольжения и одновременно с этим, при достижении заданного уровня давления в форкамере, движение модели и изменение давления прекращают и тут же осуществляют реверс с повторением движения модели и изменения давления в форкамере в обратных направлениях, не изменяя режима работы измерительно-вычислительного комплекса.

В процессе безостановочного движения модели и непрерывного изменения давления в форкамере, в произвольно выбранные моменты времени до реверса или после него производят кратковременные промежуточные остановки движения модели и одновременно задерживают изменение давления в формкамере, также не прерывая процесса измерений. Таким путем кратковременно обеспечивают условия для формирования установившегося обтекания модели, когда измеряемые ее аэродинамические характеристики не меняются, и тем самым контролируют достоверность самих измерений непрерывно меняющихся аэродинамических характеристик модели в ходе эксперимента.

При возвращении модели в исходное пусковое положение ее движение прекращают и останавливают поток в трубе.

Обработку собранной измерительно-вычислительным комплексом информации производят в темпе эксперимента и результаты получают сразу же после его проведения.

Таким образом, в одном эксперименте по предложенному способу получают в трубе опытные данные в условиях, приближенно имитирующих условиях полета натурного летательного аппарата по трехмерной траектории с изменением высоты полета, на что по известным способам требуется проведение серии опытов с последующими интерполяционными вычислениями.

Согласно оценкам, затраты на получение необходимых в таких случаях опытных данных по предложенному способу могут сократиться в 4 6 раз при одновременном увеличении объема получаемой информации.

Малый шаг дискретности получаемых в предложенном эксперименте опытных данных позволяет обнаруживать возможные локальные особенности в зависимостях исследуемых аэродинамических характеристик модели данной конфигурации при определенных ее угловых положениях и числах Рейнольдса, обусловленные особенностями ее обтекания в этих условиях.