Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата

Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано при стендовой доработке новых образцов высокоскоростных летательных аппаратов.

Известен способ динамических испытаний высокоскоростного летательного аппарата, заключающийся в том, что испытуемый летательный аппарат устанавливают на гиперзвуковой летающей лаборатории под заданным углом атаки, продувают испытуемый летательный аппарат рабочей средой со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, с протоком через работающий двигатель испытуемого летательного аппарата на разных режимах работы двигателя, измеряют на разных режимах величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата, и по полученным значениям параметров судят о тяговых характеристиках двигателя (патент RU 2324156).

Недостатком известного способа испытания является то, что измерение большинства параметров, характеризующих аэродинамические свойства испытуемого летательного аппарата, осуществляется опосредованно, через параметры гиперзвуковой летающей лаборатории, что не позволяет с достаточной точностью определять режимные параметры двигателя испытуемого летательного аппарата. Кроме того, проведение испытаний на гиперзвуковой летающей лаборатории является сложным и дорогостоящим мероприятием.

Известен способ испытания высокоскоростного летательного аппарата, заключающийся в том, что испытуемый летательный аппарат устанавливают в испытательной камере неподвижно на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки, создают в испытательной камере разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, измеряют на разных режимах продувки величину силы сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя и по полученным значениям параметров судят об аэродинамических характеристиках летательного аппарата (патент US 2010132446).

В известном способе испытуемый летательный аппарат продувается только с отключенным двигателем, поэтому по результатам испытаний невозможно судить о силе тяги двигателя и определить экспериментальное значение дальности полета летательного аппарата.

Наиболее близким аналогом является способ испытания высокоскоростного летательного аппарата, заключающийся в том, что испытуемый летательный аппарат устанавливают в испытательной камере неподвижно на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки, создают в испытательной камере разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, а затем продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата на разных режимах работы двигателя, измеряют на разных режимах продувки величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя, и по полученным значениям параметров судят о тяговых характеристиках двигателя и о скорости полета летательного аппарата (патент US 4534216).

В известном способе в качестве двигателя летательного аппарата используется установленная вне испытательной камеры модель эталонного двигателя, с помощью которой имитируют тяговые нагрузки на испытуемый летательный аппарат. Поэтому в известном способе испытаний невозможно измерять реальные параметры работы двигателя и по значениям этих параметров судить о дальности полета летательного аппарата.

Задачей изобретения является расширение функциональных возможностей способа испытания высокоскоростного летательного аппарата путем создания в испытательной камере реальных полетных условий испытуемого летательного аппарата.

Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности при проведении стендовых испытаний летательного аппарата измерять реальные параметры работы двигателя летательного аппарата и по значениям этих параметров определять экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата.

Технический результат изобретения достигается тем, что при осуществлении способа испытания высокоскоростного летательного аппарата испытуемый летательный аппарат устанавливают в испытательной камере неподвижно на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки, создают в испытательной камере разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, а затем продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата на разных режимах работы двигателя, измеряют на разных режимах продувки величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя, и по полученным значениям параметров судят о тяговых характеристиках двигателя и о скорости полета летательного аппарата.

Согласно изобретению испытуемый летательный аппарат устанавливают на силоизмерительной платформе в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата, при продувке испытательной камеры рабочей средой с работающим двигателем дополнительно к упомянутым выше параметрам измеряют массовый расход топлива на режиме работы двигателя, соответствующем маршевому участку полета летательного аппарата, и определяют экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата в соответствии со следующим соотношением:

, где

L - экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата;

K_хол - коэффициент аэродинамического качества летательного аппарата;

ΔR_у - удельное значение избыточной силы тяги ΔR, отнесенной к массовому расходу топлива G_г;

ΔY_у - удельное значение избыточной подъемной силы ΔY, отнесенной к массовому расходу топлива G_г;

g - ускорение свободного падения на месте проведения испытаний;

V_п - заданное значение скорости полета летательного аппарата на маршевом участке;

m_н - заданная начальная масса летательного аппарата;

m_к - заданная конечная масса летательного аппарата,

причем значения избыточной силы тяги ΔR и избыточной подъемной силы ΔY определяют из следующих соотношений:

ΔR=I_{c гор}⋅cos(α+ϕ_гор)-I_{с хол}⋅cos(α+ϕ_хол)

ΔY=I_{c гор}⋅sin(α+ϕ_гор)-I_{с хол}⋅sin(α+ϕ_хол)

где I_{c хол} - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с отключенным двигателем;

I_{с гор} - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с работающим двигателем;

α - заданный угол атаки;

ϕ_гор - угол отклонения вектора импульса потока в сопле I_{с гор} от оси летательного аппарата при продувке с работающим двигателем;

ϕ_хол - угол отклонения вектора импульса потока в сопле I_{с хол} от оси летательного аппарата при продувке с отключенным двигателем.

Существенность отличительных признаков способа испытания высокоскоростного летательного аппарата подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение, позволяет решить задачу расширения функциональных возможностей способа испытаний с достижением технического результата - обеспечение возможности при проведении стендовых испытаний летательного аппарата измерять реальные параметры работы двигателя летательного аппарата и по значениям этих параметров определять экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата. При этом известные из уровня техники существенные признаки способа проявляют в описываемой совокупности признаков новые свойства.

В частности, признак описываемого способа, касающийся установки летательного аппарата в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата, известен (заявка на патент JPH 3237335), но в отличие от описываемого способа эта операция осуществляется при свободной подвеске летательного аппарата на гибких связях и служит для компенсации подъемной силы, действующей на летательный аппарат при продувке его потоком рабочей среды. В предложенном способе летательный аппарат устанавливается неподвижно на силоизмерительной платформе, что позволяет измерять величину подъемной силы и учитывать ее значение при определении дальности на маршевом участке полета.

Пример реализации способа испытания высокоскоростного летательного аппарата поясняется чертежами, где

на фиг. 1 представлена общая схема аэродинамического стенда с испытательной камерой, в котором реализуется описываемый способ испытания высокоскоростного летательного аппарата;

на фиг. 2 представлена схема действующих сил на летательный аппарат, установленный на аэродинамическом стенде.

Аэродинамический стенд, в котором может быть реализован описываемый способ испытания высокоскоростного летательного аппарата, содержит испытательную камеру 1 с испытуемым летательным аппаратом 2 (или его моделью), установленным неподвижно на силоизмерительной платформе 3 под заданным углом атаки α. Испытуемый летательный аппарат 2 устанавливают на силоизмерительной платформе 3 в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата O_x, что позволяет повысить точность измерения аэродинамических параметров летательного аппарата в процессе его испытаний.

В испытательной камере 1 установлено разгонное сопло 4, входом сообщенное с подогревателем 5 рабочей среды, выполненным в виде генератора высокоэнтальпийного потока. К подогревателю 5 подключены источник давления воздуха 6, баллон с кислородом 7 и баллон с горючим газом 8 (например, с метаном). Подача кислорода в качестве окислителя для горючего газа в смесительную камеру подогревателя 5 позволяет получить на входе в испытательную камеру 1 высокоэнтальпийный рабочий газ с содержанием кислорода, соответствующим его содержанию в атмосферном воздухе, что является необходимым условием моделирования реальных параметров набегающего потока при проведении стендовых испытаний. При этом процесс моделирования реальных параметров набегающего потока не возможен без соблюдения точного соотношения величин расхода всех трех компонентов, подаваемых в генератор газа: топлива, кислорода и сжатого воздуха.

На выходе из испытательной камеры 1 установлен диффузор 9 для отвода рабочей среды, продуваемой через испытательную камеру 1 из подогревателя 5, и отработанных газов из камеры сгорания двигателя летательного аппарата 2. К диффузору 9 подключен эжектор 10 для создания разряжения в испытательной камере 1.

На силоизмерительной платформе 3 установлены тензодатчики 11 и через нее к летательному аппарату подведены провода системы управления 12 летательного аппарата 1 и топливопровод 13 с установленным в нем измерителем расхода топлива 14 и трубки датчиков давления 15.

Непосредственное определение эффективной тяги двигателя для летных условий в интегрированной системе «летательный аппарат + двигатель» при испытаниях на стенде является неопределенной задачей из-за условности разделения и выбора контуров (поверхностей), относящихся к двигателю и к фюзеляжу летательного аппарата, а также из-за технических сложностей инструментального измерения ряда параметров обтекания летательного аппарата и рабочего процесса в двигателе. По тем же причинам невозможно определить аэродинамические коэффициенты и качество для летательного аппарата без двигателя. Поэтому для проведения сравнительных оценок эффективности различных двигателей и различных мероприятий в составе одного двигателя при испытаниях на стенде представляется целесообразным использовать подход, основанный на измерениях суммарной силы от тяги двигателя и аэродинамического сопротивления летательного аппарата с двигателем в целом.

Испытания на стенде проводятся по обращенной схеме, т.е. летательный аппарат 2 с двигателем устанавливается неподвижно на силоизмерительную платформу 3 стенда под заданным углом атаки α и полет моделируется разгоном потока воздуха в аэродинамическом разгонном сопле 4 стенда с обдувом неподвижного летательного аппарата с двигателем. В этом случае скоростная система координат стенда полностью имитирует скоростную систему координат в полете (с учетом того, что летательный аппарат 2 на стенде располагается в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата O_x).

Испытания высокоскоростных летательных аппаратов проводятся в следующем порядке - запускается эжектор 10, который создает требуемое разрежение в испытательной камере 1. После небольшого временного интервала запускается поток воздуха из источника давления воздуха 6 через подогреватель 5 в испытательную камеру 1, включается подача в подогреватель 5 горючего газа и добавляется кислород в нужном соотношении.

Поток нагретой рабочей среды, параметры которого соответствуют параметрам полетного воздуха, подается в испытательную камеру 1 и осуществляется «холодная» продувка летательного аппарата 2 с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата 2 со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата 2 на разных режимах полета. При указанных условиях с помощью тензодатчиков 11 и датчиков давления измеряют на разных режимах продувки величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя I_{с хол}, силу сопротивления летательного аппарата X_хол, подъемную силу при «холодной» продувке Y_хол, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя и угол ϕ_хол отклонения вектора импульса потока в сопле от оси O_x летательного аппарата при продувке с отключенным двигателем.

После этого по топливопроводу 13 подается топливо, запускается двигатель испытуемого летательного аппарата 2 и осуществляется «горячая» продувка рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата 2 на разных режимах работы двигателя. При работе двигателя в режиме, соответствующем маршевому участку полета летательного аппарата, измеряют величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя I_{с гор}, подъемную силу при «горячей» продувке Y_гор, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя, угол ϕ_гор отклонения вектора импульса потока в сопле от оси O_x летательного аппарата при продувке с включенным двигателем и дополнительно измеряют массовый расход топлива G_г на режиме работы двигателя, соответствующем маршевому участку полета летательного аппарата.

Если двигатель летательного аппарата 2 работает в нормальном режиме, в ходе испытаний выявляется положительная тяга. В результате испытаний определяются значения аэродинамического сопротивления летательного аппарата 2 при «холодной» продувке X_хол=I_{с хол}⋅cos(α+ϕ_хол), сила тяги двигателя при «горячей» продувке R_гор=I_{с гор}⋅cos(α+ϕ_гор), подъемная сила летательного аппарата при «холодной» продувке Y_хол=I_{с хол}⋅sin(α+ϕ_хол) и подъемная сила летательного аппарата при «горячей» продувке Y_гор=I_{с гор}⋅sin(α+ϕ_гор).

После того как испытания проведены, отключается подача топлива в топливопровод 13 летательного аппарата 2 и подача горючего газа в подогреватель 5, после чего испытательная камера несколько минут продувается холодным воздухом или инертным газом.

По полученным значениям измеренных в процессе испытания параметров определяются тяговые характеристики двигателя, в частности значение избыточной силы тяги ΔR=R_гор-X_хол, и значение избыточной подъемной силы ΔY=Y_гор-Y_хол.

Экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата вычисляют в соответствии с соотношением:

, где

L - экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата;

K_хол. - коэффициент аэродинамического качества летательного аппарата, который определяется, как K_хол=Y_хол/-X_хол;

ΔR_у - удельное значение избыточной силы тяги ΔR, отнесенной к массовому расходу топлива G_г;

ΔY_у - удельное значение избыточной подъемной силы ΔY, отнесенной к массовому расходу топлива G_г;

g - ускорение свободного падения на месте проведения испытаний;

V_п - заданное значение скорости полета летательного аппарата на маршевом участке;

m_н - заданная начальная масса летательного аппарата;

m_к - заданная конечная масса летательного аппарата,

причем значения избыточной силы тяги ΔR и избыточной подъемной силы ΔY определяют из следующих соотношений:

ΔR=I_{с гор}⋅cos(α+ϕ_гор)-I_{с хол}⋅cos(α+ϕ_хол)

ΔY=I_{с гор}⋅sin(α+ϕ_гор)-I_{с хол}⋅sin(α+ϕ_хол)

где I_{с хол} - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с отключенным двигателем;

I_{с гор} - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с работающим двигателем;

α - заданный угол атаки;

ϕ_гор - угол отклонения вектора импульса потока в сопле I_{с гор} от оси летательного аппарата при продувке с работающим двигателем;

ϕ_хол - угол отклонения вектора импульса потока в сопле I_{с хол} от оси летательного аппарата при продувке с отключенным двигателем.

При этом учтено, что при «холодной» продувке без подачи горючего в камеру сгорания и «горячей» продувке с подачей топлива в двигатель углы отклонения вектора импульса сопла могут различаться.

Описанный способ позволяет проводить газодинамические исследования высокоскоростных летательных аппаратов с работающими двигателями в широком полетном диапазоне, с максимальным приближением к натурным условиям и с расширением функциональных возможностей при проведении исследований за счет измерения реальных параметров работы двигателя летательного аппарата и определения экспериментального значения дальности маршевого участка полета летательного аппарата.

Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата, заключающийся в том, что испытуемый летательный аппарат устанавливают в испытательной камере неподвижно на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки, создают в испытательной камере разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, а затем продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата на разных режимах работы двигателя, измеряют на разных режимах продувки величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя, и по полученным значениям параметров судят о тяговых характеристиках двигателя и о скорости полета летательного аппарата, отличающийся тем, что испытуемый летательный аппарат устанавливают на силоизмерительной платформе в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата, при продувке испытательной камеры рабочей средой с работающим двигателем дополнительно к упомянутым выше параметрам измеряют массовый расход топлива на режиме работы двигателя, соответствующем маршевому участку полета летательного аппарата, и определяют экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата в соответствии со следующим соотношением:

, где

L - экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата;

K_хол - коэффициент аэродинамического качества летательного аппарата;

ΔR_y - удельное значение избыточной силы тяги ΔR, отнесенной к массовому расходу топлива G_г;

ΔY_y - удельное значение избыточной подъемной силы ΔY, отнесенной к массовому расходу топлива G_г;

g - ускорение свободного падения на месте проведения испытаний;

V_п - заданное значение скорости полета летательного аппарата на маршевом участке;

m_н - заданная начальная масса летательного аппарата;

m_к - заданная конечная масса летательного аппарата,

причем значения избыточной силы тяги ΔR и избыточной подъемной силы ΔY определяют из следующих соотношений:

ΔR=I_{с гор}⋅cos(α+ϕ_гор)-I_{с хол}⋅cos(α+ϕ_хол)

ΔY=I_{с гор}⋅sin(α+ϕ_гор)-I_{с хол}⋅sin(α+ϕ_хол)

где I_{с хол} - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с отключенным двигателем;

I_{с гор} - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с работающим двигателем;

α - заданный угол атаки;

ϕ_гор - угол отклонения вектора импульса потока в сопле I_{с гор} от оси летательного аппарата при продувке с работающим двигателем;

ϕ_хол - угол отклонения вектора импульса потока в сопле I_{с хол} от оси летательного аппарата при продувке с отключенным двигателем.