Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления

Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний, в частности к установкам для исследования режима реверса тяги силовой установки летательного аппарата при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. При этом одной из важных задач, решаемых при испытаниях силовой установки, работающей в режиме реверса тяги, является фиксация попадания реверсивных струй силовой установки во входные сопла воздушно-реактивных двигателей и определения условий работы силовой установки, при которых это происходит, так как попадание реверсивных струй двигателя во входное сопло может приводить к нештатным режимам работы силовой установки.

Известен ряд технических решений, связанных с исследованием взаимодействия струй двигателей с набегающим воздушным потоком и летательным аппаратом (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. При аэродинамических испытаниях в соответствии с этими способами может быть использована модель мотогондолы, снабженная сквозным каналом для протока воздуха. Сечения канала мотогондолы подобраны таким образом, чтобы относительный расход воздуха на входе соответствовал натурному при расчетном режиме. При моделировании взаимодействия струй двигателя в соответствии с этими способами не решаются задачи по исследованию взаимодействия реверсивных струй силовой установки с набегающим воздушным потоком, не решается и задача по фиксации попадания реверсивных струй двигателя во входное сопло воздушно-реактивного двигателя в условиях движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе при работе двигателей в этом режиме.

Из описания изобретения по авторскому свидетельству СССР №402316 (МКИ⁵ G01M 9/00, заявл. 24.01.1972, опубл. 20.11.2004 г.) известен способ испытаний модели силовой установки, при котором модель мотогондолы, подвешенную на пилоне, размещают над экраном-имитатором взлетно-посадочной полосы. При испытаниях проводят обдув модели воздушным потоком, при котором отсасывают воздух из входного сопла модели мотогондолы и осуществляют подвод воздуха к выходному соплу модели мотогондолы. В этом способе, кроме того, осуществляют вращение экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы относительно модели мотогондолы. Этот способ испытаний направлен на исследование работы силовой установки при движении по взлетно-посадочной полосе и попадания посторонних предметов во входное сопло воздушно-реактивного двигателя и не решает задач по моделированию движения летательного аппарата в сочетании с имитацией работы силовой установки в режиме реверса тяги.

Устройства установок для осуществления описанных выше аэродинамических способов испытаний (см. А.Н.Радциг. Экспериментальная гидроаэромеханика. Изд. МАИ, Москва, 2004 г., стр.37-39, рис.2.9) включают модели мотогондол, соединенные с моделью планера летательного аппарата или, как показано на рис.2.9, с пилоном и моделью консоли крыла. Модели мотогондол могут снабжаться при этом сквозным каналом для протока воздуха, средствами для моделирования двухконтурности двигателя (например, эжектором) или условий течения на выходе модели мотогондолы. Источник газа при этом размещается внутри модели планера летательного аппарата. Устройства установок не позволяют обеспечить моделирование реверсивных струй двигателя и исследовать условия их попадания во входное сопло воздушно-реактивного двигателя при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе.

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).

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 трубопроводом с дополнительной отсасывающей системой. 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, МКИ⁵ G01M 9/00, опубл. 01.01.1972 г.).

Перечисленные устройства также не обеспечивают решение задачи моделирования движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе в сочетании с имитацией работы силовой установки в режиме реверса тяги.

Наиболее близким аналогом к заявляемым способам испытаний является первый вариант способа аэродинамических испытаний, известный из патента РФ №2349888 (МПК G01M 9/00, заявл. 28.12.2006 г, опубл. 20.03.2009 г.). При аэродинамических испытаниях в соответствии с этим способом используют модель мотогондолы летательного аппарата, снабженную сквозным каналом для протока воздуха. Модель мотогондолы размещают в установке для ее обдува потоком воздуха над экраном-имитатором взлетно-посадочной полосы. Обдув проводят при различных направлениях воздушного потока относительно модели мотогондолы. При обдуве воздушный поток пропускают через сквозные каналы моделей мотогондол, отсасывают его из сквозных каналов и выводят его за пределы рабочей части установки. В процессе обдува в соответствии с этим способом испытаний фиксируют попадание вместе с воздушным потоком через входное сопло воздухозаборника во внутреннюю часть модели мотогондолы твердых частиц, поднятых с поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы.

Использование в этом способе в процессе испытаний только модели мотогондолы без модели планера летательного аппарата отдаляет результаты испытаний от реального характера обтекания летательного аппарата. Кроме того, в процессе испытаний не моделируются реверсивные струи силовой установки при движении по взлетно-посадочной полосе. Этот способ аэродинамических испытаний, решая задачи моделирования процесса вихреобразования перед входным соплом воздухозаборника модели мотогондолы и качественного, и количественного анализа попадания посторонних предметов в воздушно-реактивный двигатель при работе над взлетно-посадочной полосой, не решает задачи по моделированию движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе при работе силовой установки в режиме реверса тяги и задачи по фиксации попадания реверсивных струй в воздушно-реактивный двигатель.

Ближайшим аналогом заявляемой установки для аэродинамических испытаний является первый вариант установки для осуществления способа аэродинамических испытаний, известный из патента РФ №2349888 (МПК G01M 9/00, заявл. 28.12.2009 г., опубл. 20.03.2009 г.).

В известном решении установка для аэродинамических испытаний содержит экран-имитатор взлетно-посадочной полосы, модель мотогондолы, установленную над экраном-имитатором взлетно-посадочной полосы, которая снабжена сквозным каналом для протока воздуха, систему разрежения, соединенную воздуховодом с выходом сквозного канала модели мотогондолы и снабженную средством отсоса воздуха из мотогондол. Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы выполнен в плановой проекции в форме круга.

Экран-имитатор взлетно-посадочной полосы и размещенная над ним на отдельно стоящем от него основании модель мотогондолы в заявлямом решении закреплены неподвижно. Перед установкой для аэродинамических испытаний размещено средство для обдува модели мотогондолы потоком воздуха (ветровая установка), выполненная с возможностью поворота относительно вертикальной оси экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы, что обеспечивает обдув модели под различными углами.

Модель мотогондолы выполнена из двух обечаек (наружной и внутренней), которые обеспечивают имитацию разделения воздушного потока в сквозном канале по контурам воздушно-реактивного двигателя. Передняя часть модели мотогондолы, кроме того, выполнена с обводами, имитирующими обводы реального двигателя и снабжена коком. Кроме того, модель мотогондолы снабжена средствами для фиксации попаданий посторонних предметов, поднятых набегающим потоком со взлетно-посадочной полосы, и средствами наблюдения траекторий их движения внутри мотогондолы.

Рассмотренное устройство установки для аэродинамических испытаний позволяет провести моделирование попадания посторонних предметов в воздушно-реактивный двигатель при движении по взлетно-посадочной полосе, но не дает возможности решить задачу по моделированию попадания реверсивных струй силовой установки во входной сопло двигателя. Так характер течения воздушного потока, обдувающего мотогондолу, отличается от характера обтекания модели летательного аппарата, содержащей кроме модели мотогондол еще и модель планера. Внутреннее устройство модели мотогондолы также не дает возможности моделирования реверсивных струй и проводить фиксацию их попадания во входное сопло модели мотогондолы.

Задачей данного изобретения является разработка способов и устройства для моделирования движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе в условиях, приближенных к натурным условиям, при работе силовой установки в режиме реверса тяги.

Техническим результатом является возможность фиксации попадания реверсивных струй силовой установки летательного аппарата во входное сопло воздушно-реактивного двигателя при различных режимах реверса тяги в сочетании с моделированием движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе под различными углами скольжения в диапазоне скоростей, соответствующих скоростям движения летательного аппарата по земле.

Технический результат решения задачи по фиксации попадания реверсивных струй силовой установки летательного аппарата во входное сопло воздушно-реактивного двигателя в соответствии с заявляемыми способами аэродинамических испытаний достигается следующим образом.

В соответствии с первым и вторым вариантами заявляемого способа аэродинамических испытаний при аэродинамических испытаниях используют модель летательного аппарата, составленную из модели планера и моделей мотогондол со сквозными каналами для протока воздуха и реверсивными камерами с имитаторами реверсивных устройств. При аэродинамических испытаниях в соответствии с заявляемыми способами модель летательного аппарата размещают в рабочей части аэродинамической трубы, монтируя ее на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы. Затем экран-имитатор взлетно-посадочной полосы разворачивают вместе с моделью летательного аппарата на заданный угол скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы.

После этого в соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами способа аэродинамических испытаний проводят обдув модели летательного аппарата воздушным потоком аэродинамической трубы. Скорость воздушного потока аэродинамической трубы монотонно уменьшают от значения скорости, близкого к значению посадочной скорости летательного аппарата в натурных условиях.

В соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами способа испытаний при обдуве модели летательного аппарата имитируют расход воздуха через двигатели, при котором воздушный поток аэродинамической трубы пропускают через каналы моделей мотогондол, отсасывают его из каналов с заданным уровнем расхода и выводят его за пределы рабочей части аэродинамической трубы.

В соответствии как с первым, так и вторым заявляемыми способами испытаний при обдуве модели летательного аппарата воздушным потоком имитируют реверсивные струи силовой установки.

В соответствии с первым заявляемым вариантом способа аэродинамических испытаний при имитации реверсивных струй силовой установки в реверсивные камеры моделей мотогондол подают горячий газ с заданным уровнем расхода, перепускают его за пределы модели мотогондолы и направляют его при этом воздействием упомянутых имитаторов реверсивных устройств навстречу набегающему воздушному потоку. Кроме того, в соответствии с первым вариантом заявляемого способа испытаний обдув модели сопровождают измерением температуры потока вблизи входа сквозного канала, по крайней мере, одной из моделей мотогондол.

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа испытаний по возрастанию температуры воздушного потока на входе сквозного канала при уменьшении скорости обдува модели судят о попадании реверсивных струй силовой установки в канал модели мотогондолы. Возрастание температуры более чем на 2 градуса, при уменьшении скорости воздушного потока на 5 м/с свидетельствует о попадании реверсивных струй во входное сопло модели мотогондолы.

В соответствии со вторым заявляемым вариантом способа аэродинамических испытаний при имитации реверсивных струй силовой установки в реверсивные камеры моделей мотогондол подают газ с заданным уровнем расхода, перепускают его за пределы модели мотогондолы и направляют его воздействием имитаторов реверсивных устройств навстречу набегающему воздушному потоку. Кроме того, в соответствии со вторым вариантом заявляемого способа испытаний обдув модели сопровождают измерением полного давления потока вблизи входа сквозного канала, по крайней мере, одной из моделей мотогондол. По измерениям рассчитывают относительную амплитуду пульсаций полного давления (ε) входного потока. При испытаниях наиболее предпочтительно проводить измерение полного давления в нескольких точках, размещенных практически в одной плоскости вблизи входного сопла модели мотогондолы и рассчитывать амплитуду пульсаций полного давления как среднее по n результатам измерений

где ε_i - относительная среднеквадратичная амплитуда пульсаций полного давления в одной из точек измерения вблизи входа канала мотогондолы

в котором T - период регистрации, δP₀ - отклонение полного давления от среднего значения P₀.

В соответствии со вторым заявляемым вариантом способа испытаний по возрастанию относительной амплитуды пульсаций полного давления (ε) в условиях уменьшения скорости воздушного потока при обдуве модели судят о попадании реверсивных струй в сквозной канал модели мотогондолы. Увеличение относительной амплитуды пульсаций полного давления на 0,2% при уменьшении скорости воздушного потока на 5 м/с свидетельствует о попадании реверсивных струй во входное сопло модели мотогондолы.

Предложенные операции способов аэродинамических испытаний позволяют достичь указанного технического результата - провести фиксацию попадания реверсивных струй силовой установки, работающей в режиме реверса тяги при моделировании 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.

Первый вариант заявляемого способа аэродинамических испытаний дает более достоверные результаты, так как повышение температуры воздушного потока на входе в воздухозаборник дает веские основания для вывода о попадании реверсивных струй во входное сопло воздушно-реактивного двигателя. Однако использование при этом способе испытаний горячего газа затрудняет и осложняет проведение эксперимента.

Второй вариант заявляемого способа аэродинамических испытаний более прост по сравнению с первым способом, так как нет необходимости использования при его осуществлении горячего газа в ходе испытаний. Этот способ может быть рекомендован для проведения экспресс-испытаний моделей летательных аппаратов при работе их силовой установки в режиме реверса тяги.

Экспериментальные работы авторов показали, что скорость реинжекции - начало попадания реверсивных струй во входное сопло модели мотогондолы, определенная в соответствии с первым вариантом заявляемого способа (по «забросу» температуры), практически совпадает с результатами определения скорости реинжекции в соответствии со вторым вариантом заявляемого способа испытаний (по «забросу» амплитуды пульсаций полного давления).

При аэродинамических испытаниях модели пассажирского самолета, проведенных в соответствии с первым заявляемым вариантом, была определена скорость реинжекции - скорость движения летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе, при которой реверсивные струи силовой установки начинают попадать во входное сопло воздушно-реактивного двигателя, для различных режимов работы силовой установки в режиме реверса тяги и различных углах скольжения относительно воздушного потока. При этом скорость реинжекции определялась как начало роста температуры в воздухозаборнике при изменении скорости воздушного потока, создаваемого аэродинамической трубой. В зависимости от режима работы реверсивного устройства (задаваемого значения расхода газа, подаваемого в реверсивные камеры) и углах скольжения относительно воздушного потока скорость реинжекции может меняться от 25 м/с до 55 м/с. Заявляемый способ испытаний, кроме того, позволяет оценить и влияние температуры реверсивной струи на скорость реинжекции.

При аэродинамических испытаниях в соответствии со вторым заявляемым способом испытаний проведенные эксперименты показали, что в отсутствие реинжекции реверсивных струй возмущения давления на входе в двигатель исследуемой модели летательного аппарата практически отсутствуют. Попадание реверсивных струй в воздухозаборник сопровождается резким увеличением амплитуды пульсаций полного давления на входе в двигатель.

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа испытаний в качестве газа наиболее целесообразно использовать смесь продуктов сгорания жидкого топлива, например керосина, и воздуха.

При этом в соответствии с первым вариантом заявляемого способа аэродинамических испытаний перед подачей горячего газа в реверсивные камеры моделей мотогондол продукты сгорания жидкого топлива могут смешиваться с воздухом. Изменяя при этом расход воздуха, температура газа может быть доведена до заданной. При доведении температуры смеси продуктов сгорания жидкого топлива и воздуха до заданной она может перепускаться в диффузор аэродинамической трубы. После достижения смесью продуктов сгорания жидкого топлива и воздуха полученный газ может быть направлен в реверсивные камеры моделей мотогондол. Это повышает безопасность проведения испытаний.

В соответствии со вторым вариантом заявляемого способа испытаний в качестве газа наиболее предпочтительно использовать воздух.

Кроме того, при проведении аэродинамических испытаний в соответствии с первым и вторым заявляемыми способами испытаний при обдуве модели летательного аппарата потоком воздуха целесообразно проводить отсос 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.

Технический результат достигается заявляемой установкой для аэродинамических испытаний следующим образом.

Установка для аэродинамических испытаний содержит экран-имитатор взлетно-посадочной полосы, модель летательного аппарата, систему разрежения и источник газа.

Передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы выполнен овальной формы в плане. Кроме того, экран-имитатор взлетно-посадочной полосы выполнен с возможностью разворота относительно вертикальной оси.

Модель летательного аппарата установлена на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы и составлена из модели планера и моделей мотогондол. Каждая из моделей мотогондол закреплена на экране-имитаторе взлетно-посадочной полосы на основании и снабжена сквозным каналом для протока воздуха. В заявляемом решении во входном сопле сквозного канала каждой из мотогондол размещены приемники датчиков для измерения параметров входного потока. Кроме того, мотогондолы снабжены реверсивными камерами с имитаторами реверсивных устройств. Имитаторы реверсивных устройств выполнены с возможностью обеспечения истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха.

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.

Источник газа выполнен с возможностью генерирования газа с заданной температурой из диапазона температур от температуры окружающей среды до температуры 400°С. Кроме того, источник газа выполнен с обеспечением возможности генерирования газа с заданным уровнем расхода. Источник газа соединен магистралями подвода газа с реверсивными камерами моделей мотогондол. При этом магистрали подвода газа пропущены сквозь основания моделей мотогондол.

Наличие в установке экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы с размещенной на нем полной моделью летательного аппарата, составленной из модели планера и моделей мотогондол, возможность разворота экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы и выполнение его переднего торца овальной формой в плане позволяют приблизить испытания с использованием установки в аэродинамической трубе к натурным условиям движения летательного аппарата по поверхности земли.

Выполнение мотогондол с каналами для протока воздуха, выходы которых соединены воздуховодами с системой разрежения, позволяющей проводить отсос воздуха из сквозных каналов с заданным уровнем расхода, позволяет имитировать работу силовой установки при движении по взлетно-посадочной полосе.

Наличие в моделях мотогондол реверсивных камер с имитаторами реверсивных устройств, выполненных с возможностью обеспечения истечения газа из реверсивных камер навстречу набегающему потоку воздуха, и соединенных с источником газа, позволяющего генерировать газ в широком диапазоне температур, начиная от температуры окружающей среды, и заданным уровнем расхода позволяет имитировать работу силовой установки летательного аппарата в режиме реверса тяги. Возможность генерирования горячего газа дает возможность использования установки в соответствии с первым вариантом заявляемого способа. Возможность генерирования газа с температурой окружающей среды дает возможность использования установки для испытаний в соответствии со вторым вариантом заявляемого способа в наиболее экономичных и безопасных условиях.

Установка приемников датчиков для измерения параметров входного потока вблизи входного сопла моделей мотогондол позволяет проводить фиксацию изменений параметров входного потока, что в сочетании с вышеперечисленным, в конечном итоге позволяет проводить фиксацию попадания реверсивных струй в модели мотогондол в условиях, приближенных к натурным условиям движения летательного аппарата по земле при различных режимах работы силовой установки в режиме реверса тяги.

В заявляемой установке источник газа может включать источник жидкого топлива, подогреватель газа и смесительную камеру. Выход источника жидкого топлива через топливную магистраль, снабженную отсечным клапаном, может быть соединен с первым входом подогревателя. Второй вход подогревателя в заявляемом решении соединен через первый выход тройника с магистралью подачи сжатого воздуха. Магистраль подачи сжатого воздуха целесообразно снабдить клапаном, обеспечивающем возможность регулирования расхода сжатого газа. Выход подогревателя газа через первый управляемый дроссель в заявляемом решении соединен с диффузором аэродинамической трубы, а через второй управляемый дроссель с первым входом смесительной камеры. Второй вход смесительной камеры соединен со вторым выходом упомянутого тройника. Выход смесительной камеры соединен с газопроводами подачи газа в реверсивные камеры моделей мотогондол.

Такое схемно-конструктивное решение источника газа позволяет генерировать газ в широком диапазоне температур от температуры окружающей среды до температуры 400°C. Подавая жидкое топливо в подогреватель газа, смешивая продукты сгорания топлива со сжатым воздухом в смесительной камере и задавая расход продуктов сгорания вторым управляемым дросселем, источник газа может генерировать газ в широким диапазоне температур, что позволяет осуществить первый вариант заявляемого способа аэродинамических испытаний.

Наличие клапана в магистрали подачи сжатого газа, первого и второго управляемых дросселей позволяет генерировать газ с заданным уровнем расхода.

Перекрыв отсечной клапан топливной магистрали и исключив тем самым сжигание топлива в подогревателе газа, источник газа позволяет генерировать газ с температурой окружающей среды, что наиболее целесообразно использовать при проведении испытаний в соответствии со вторым заявляемым вариантом способа испытаний.

Подогреватель газа в заявляемом решении может содержать цилиндрообразный корпус с камерой сгорания и помещенную внутри нее форсунку. Первый вход подогревателя газа может быть размещен на боковой стенке корпуса и соединен с форсункой. На одном торце корпуса подогревателя газа может быть размещен второй вход подогревателя газа, а на другом торце - выход подогревателя газа. Камера сгорания может быть выполнена в виде снабженного прорезями тонкостенного осесимметричного кожуха с открытым торцом, обращенным к выходу подогревателя газа. Камеру сгорания целесообразно разместить внутри корпуса с зазором относительно него.

Предложенное устройство подогревателя газа позволяет эффективно и экономично производить сжигание жидкого топлива.

Передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы может быть выполнен 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.

Кроме того, на нижней поверхности экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы перед каждой из щелей могут быть размещены козырьки, выполненные с обеспечением возможности изменения их углов наклона 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.

В заявляемой установке экран-имитатор взлетно-посадочной полосы может быть выполнен в виде плоской панели, включающей верхнюю и нижнюю обшивки и поперечные перегородки, размещенные между ними, при этом щель экрана-имитатора может быть выполнена в виде прорезей на нижней и верхней обшивках экрана-имитатора, которые сдвинуты относительно друг друга по направлению потока воздуха, причем упомянутые поперечные перегородки могут быть размещены вблизи прорезей.

Заявляемые решения способов аэродинамических испытаний и установки для их осуществления иллюстрируются следующими материалами:

фиг.1 - общий вид установки в рабочей части аэродинамической трубы,

фиг.2 - общий вид установки в рабочей части аэродинамической трубы в плановой проекции,

фиг.3 - укрупненный вид сбоку на установку с моделью мотогондолы (в разрезе) и с моделью планера,

фиг.4 - модель мотогондолы (вид сбоку),

фиг.5 - модель мотогондолы ((вид A с фиг.4), датчики параметров входного потока и их установка условно не показаны),

фиг.6 - модель мотогондолы (разрез Б-Б с фиг.4),

фиг.7 - продольный разрез модели мотогондолы с приемниками датчиков измерения температуры (разрез В-В с фиг.5),

фиг.8 - характерный вид зависимости температуры воздушного потока вблизи входа канала модели мотогондолы от скорости обдува,

фиг.9-11 - экспериментальные зависимости температуры воздушного потока вблизи входа канала модели мотогондолы от скорости обдува при различных уровнях расхода горячего газа, подаваемого в реверсивные камеры, и углов скольжения относительно направления потока воздуха аэродинамической трубы,

фиг.12 - характерный вид пульсаций амплитуды полного давления относительного среднего значения,

фиг.13-15 - графики зависимости изменения относительной амплитуды пульсаций полного давления 8 на входе модели мотогондолы при изменении скорости обдува при различных уровнях расхода газа и при различных углах скольжения,

фиг.16 - схема системы разрежения,

фиг.17 - схема источника газа,

фиг.18 - схема подогревателя газа,

фиг.19 - схема устройства экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы с щелью слива пограничного слоя,

фиг.20 - вид на передний торец экрана-имитатора взлетно-посадочной полосы (вид сбоку),

фиг.21 - графики зависимости скорости реинжекции от изменения расхода газа, подаваемого в реверсивные камеры, полученные при использовании первого и второго вариантов способа аэродинамических испытаний.

Заявляемые способы аэродинамических испытаний выполняются следующим образом.

При проведении испытаний в соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами используют модель летательного аппарата 1, составленную из модели планера 2 и моделей мотогондол 3 (см. фиг.1, 2, 3). Модель летательного аппарата 1 размещают в рабочей части аэродинамической трубы (см. фиг.1). Каждая из моделей мотогондол 3 снабжена сквозным каналом 4 для протока воздуха, реверсивной камерой 5 и имитаторами реверсивных устройств 6 (см. фиг.3-5).

В соответствии с первым и вторым заявляемыми вариантами способа аэродинамических испытаний при размещении модели летательного аппарата в рабочей части аэродинамической трубы модель планера и модели мотогондол монтируют на экране-имитаторе 7 взлетно-посадочной полосы. Затем экран-имитатор 7 взлетно-посадочной полосы разворачивают вместе с моделью летательного аппарата 1 относительно вертикальной оси 8 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 до 15…20 градусов от оси аэродинамической трубы позволяет имитировать движение летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе с боковым ветром 0…15 м/с.

В соответствии с первым и вторым вариантами заявляемого способа испытаний проводят обдув модели летательного аппарата воздушным потоком аэродинамической трубы. Обдув модели сопровождают монотонным уменьшением скорости воздушного потока от значения скорости, близкого к значению посадочной скорости летательного аппарата в натурных условиях. За счет этого моделируется изменение скорости набегающего потока при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. Так изменение скорости обдува модели летательного аппарата в диапазоне 10…80 м/с позволяет смоделировать движение пассажирского самолета по взлетно-посадочной полосе.

В соответствии с первым и вторым вариантами заявляемого способа аэродинамических испытаний при обдуве модели летательного аппарата имитируют расход воздуха через двигатели, при этом воздушный поток аэродинамической трубы пропускают через каналы 4 моделей мотогондол 3, отсасывают его из сквозных каналов 4 с заданным уровнем расхода и выводят его за пределы рабочей части аэродинамической трубы. Для моделирования работы воздушно-реактивных двигателей современных пассажирских самолетов достаточно обеспечить возможность отсоса из выходных сопел каналов моделей мотогондолы воздуха с расходом до 5 кг/с.

В соответствии с первым и вторым вариантами заявляемого способа при проведении аэродинамических испытаний моделируют реверсивные струи 12 воздушно-реактивных двигателей (см. фиг.6).

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа аэродинамических испытаний в реверсивные камеры 5 моделей мотогондол 3 (см. фиг.7) подают горячий газ с заданным уровнем расхода. При проведении испытаний в соответствии с этим вариантом способа в реверсивные камеры целесообразно подавать газ температурой не выше 300°C. Уровень расхода горячего газа, подаваемого в реверсивные камеры, выбирается из условий моделирования, как правило, он должен соответствовать доле воздушного потока двигателя, отбираемой на осуществление реверса тяги. Для моделирования работы воздушно-реактивных двигателей современных пассажирских самолетов он не превышает 3-5 кг/с.

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа испытаний горячий газ перепускают за пределы модели мотогондолы (см. фиг.6) и направляют его при этом под воздействием имитаторов реверсивных устройств 6 навстречу набегающему воздушному потоку.

В соответствии с первым вариантом заявляемого способа аэродинамических испытаний при обдуве модели и моделировании реверсивных струй 12 измеряют температуру потока вблизи входа сквозного канала модели воздухозаборника (см. фиг.7). Измерение температуры входного потока достаточно проводить в одной из моделей мотогондол. При измерении температуры потока вблизи входа сквозного канала модели воздухозаборника практически достаточно проводить измерение с шагом изменению скорости воздушного потока от 0,5 до 20 м/с. Для повышения точности фиксации температуры в сквозном канале модели мотогондолы измерение температуры целесообразно проводить в нескольких точках, расположенных практически в одной плоскости, как показано на фиг.7, а температуру воздушного потока определять как среднее значение измерений температуры в этих точках.

На фиг.8 приведен характерный вид зависимости, который может быть получен при аэродинамических испытаниях в соответствии с первым заявляемым вариантом способа. При уменьшении скорости обдува от посадочной скорости летательного аппарата (примерно 80 м/с) температура входного потока плавно уменьшается с 14°С…16°C до 10°С…12°, затем начинается резкое повышение температуры воздушного потока, что свидетельствует о фиксации попадания во входное сопло модели реверсивных струй двигателя. Соответствующая скорость воздушного потока и является скоростью реинжекции - V_p. Так параметры работы двигателя и конструктивные особенности модели мотогондолы, которые использованы в ходе эксперимента, результаты которых приведены на фиг.8, обусловили скорость реинжекци