способ аэродинамических испытаний модели объекта

Формула изобретения

Способ аэродинамических испытаний модели объекта, заключающийся в том, что воздействуют на модель набегающим потоком и по показаниям тензометрических средств измерения регистрируют аэродинамические характеристики, отличающийся тем, что предварительно наносят на модель бароиндикаторное покрытие, одновременно с регистрацией показаний тензометрических средств производят регистрацию спектра цветности бароиндикаторного покрытия, по значениям которого определяют распределение давления по поверхности модели с последующим нахождением аэродинамических характеристик, значения величин которых сравнивают с аэродинамическими характеристиками по показаниям тензометрических средств измерения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано в отраслях промышленности, занимающихся созданием объектов транспортного машиностроения, летательных аппаратов (ЛА), объектов промышленных сооружений и т.д.

Известен способ аэродинамических испытаний, заключающийся в воздействии на модель набегающим потоком, измерении и регистрации давления в дренажных отверстиях, выполненных на модели объекта, например автомобиля, по распределению которого по известным зависимостям определяют аэродинамические характеристики [1]

Недостаток известного технического решения низкая достоверность определения АХ, обусловленная измерениями давления на поверхности корпуса модели в ограниченном числе точек, выбор которых лимитирован числом дренажных трасс, соединенных с дренажными отверстиями модели, размерами модели и державки. Поэтому для обеспечения требуемой точности необходимо проведение дополнительных исследований с увеличенным числом точек замера давления, что увеличивает время работы аэродинамической трубы и материальные затраты на подготовку и проведение испытаний.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) является способ весовых аэродинамических испытаний модели, заключающийся в воздействии на модель набегающим потоком, регистрации показаний тензометрических средств измерения аэродинамических характеристик [2]

Недостатком прототипа является низкая достоверность результатов исследования, обусловленная отсутствием информации о картине течения и особенностях распределения давления по элементам поверхности модели.

Задачей изобретения является разработка технологии повышения достоверности определения весовых испытаний АХ.

Техническим результатом использования предложенного способа весовых испытаний является расширение его функциональных возможностей за счет регистрации диаграмм спектра цветности бароиндикаторного покрытия, нанесенного на поверхность модели по которым определяют распределение давления, и синхронизация съема этой информации с регистрацией показаний танзометрических средств измерений.

Техническим результатом использования предложенного способа является также сокращение времени работы аэродинамической трубы и экспериментальных затрат на проведение испытаний за счет исключения дренажных испытаний в обеспечение достоверности суммарных АХ.

Технический результат достигается тем, что в известном способе аэродинамических испытаний модели объекта, заключающемся в воздействии на модель набегающим потоком, регистрации показаний тензометрических средств измерения АХ, согласно изобретению, дополнительно регистрируют спектр цветности бароиндикаторного покрытия, нанесенного на поверхность модели, причем регистрацию показаний тензометрических средств измерений АХ производят одновременно с измерением спектра цветности бароиндикаторного покрытия.

Именно дополнительная регистрация спектра цветности бароиндикаторного покрытия, нанесенного на поверхность модели, и регистрации показаний тензометрических средств измерений АХ одновременно с измерением спектра цветности бароиндикаторного покрытия приводят к решению поставленной задачи - повышению достоверности определения АХ с требуемой точностью.

По сравнению с прототипом заявленное техническое решение сокращает время работы аэродинамической установки и связанные с ним эксплуатационные затраты, так как регистрация спектра цветности, а следовательно и диаграмм давления по всей поверхности исключает необходимость дополнительных дренажных испытаний для определения АХ с требуемой точностью. Сущность изобретения поясняется графически на примере способа испытания модели ЛА.

На фиг. 1 приведена схема модели ЛА, установленной в аэродинамической трубе на внутримодельных тензовесах.

На фиг. 2 приведена зависимость производной коэффициента нормальной силы С_у от числа М полета с изменением характеристики при критическом числе Маха.

На фиг. 3 иллюстрируется распределение коэффициента давления C_p, полученное по результатам расшифровки спектра цветности при критическом числе Маха М_кр.

Способ испытаний реализуется следующим образом.

Установленную в аэродинамической трубе 1 модеьл 2 на внутримодельных тензовесах 3 закрепляют на хвостовой державке 4 и нагружают набегающим потоком с заданным числом Маха и давлением в форкамере аэродинамической трубы.

Регистрируют показания тензометрических средств измерений 3 аэродинамических весов и определяют, например, зависимость 5 производной коэффициента нормальной силы С_у по углу атаки от числа A (фиг.2). Одновременно регистрируют показания спектра цветности по поверхности модели.

Выявляют особенности изменения производной С_у от числа Маха, например скачкообразное изменение характеристики в районе М_кр (фиг. 2).

Для режимов (чисел Маха), при которых зафиксированы (выявлены) особенности в поведении характеристик по результатам расшифровки спектра цветности при фиксированных режимах воздействия набегающим потоком, например в окрестности критического числа М_кр (фиг. 2), определяют распределение давления по наветренной 6, 7 и подветренной 8, 9 образующим (фиг. 3). Зависимости получены с помощью тарировочного спектра 10, в котором области постоянного давления условно отмечены штриховкой различной тональности в соответствии с изменением цвета бароиндикаторного покрытия после нагружения модели набегающим потоком.

Из анализа этих зависимостей следует, что коэффициент давления С_р при числах М_кр (кривые 6, 8) и числах М_кр (кривые 7 и 9), а также перепады давления между наветренной (кривые 6, 7) и подветренной (кривые 8, 9) образующим в окрестности излома образующих меняются скачкообразно, что подтверждает характер изменения С_у по числам Маха в окрестности М_кр (фиг. 2).

Для большей достоверности подтверждения количественного соответствия эпюр распределения давления данным фиг. 2 сравнивают результаты интегрирования распределения давления с результатами расшифровки тензометрических средств измерений, полученных регистрацией показаний тензометрических средств измерений.

По результатам сравнения делается вывод о кондиционности или некондиционности определения суммарных аэродинамических характеристик.

В случае отличий, превышающих допустимую погрешность определения аэродинамических коэффициентов, весовые эксперименты повторяются, а данные предыдущего эксперимента исключаются из рассмотрения.

Таким образом, совмещение весовых и бароиндикаторных испытаний и синхронизации съема информации по суммарным и распределенным характеристикам позволяют значительно повысить достоверность (кондиционность) экспериментальных исследований суммарных аэродинамических характеристик.

Предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить объем дорогостоящих дренажных испытаний в обеспечении достоверности весовых, сократить время работы аэродинамической трубы и эксплуатационные затраты на подготовку и проведение испытаний.