Способ определения критической скорости рулевой формы флаттера летательного аппарата

Способ определения критической скорости рулевой формы флаттера летательного аппарата

Реферат

 

(19)SU(11)917614(13)C0(51)  МПК ⁵    _G01M9/00Статус: по данным на 17.12.2012 - прекратил действиеПошлина:

(54) СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ РУЛЕВОЙ ФОРМЫ ФЛАТТЕРА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области экспериментального исследования флаттера летательных аппаратов, в частности к исследованиям его рулевых форм. Известен способ определения критической скорости флаттера без учета степени свободы, соответствующей отклонению органа управления, включающий продувку модели летательного аппарата в аэродинамической трубе при изменении скорости потока до тех пор, пока не возникнет флаттер [1] . Недостатком данного способа является необходимость доведения скорости потока до критической, при которой может произойти разрушение модели. Наиболее близким техническим решением является способ определения критической скорости рулевой формы флаттера летательного аппарата, включающий продувку модели летательного аппарата с отклоненным органом управления в аэродинамической трубе при заданной динамической жесткости рулевого тракта, регистрацию и измерение параметров [2] . Недостатками данного способа являются: во-первых, его малая надежность из-за опасности pазpушения модели при флаттере, стоимость которой велика; во-вторых, моделирование динамических свойств рулевого тракта с помощью пружины, отклоняющей орган управления, очень грубо отображает реальную систему, так как известно, что жесткость рулевого тракта является комплексной величиной, существенно зависящей от амплитуды и частоты, т. е. эта жесткость динамическая. Моделирование ее с помощью пружины приводит к большим погрешностям в определении критической скорости. Целью изобретения является повышение точности определения критической скорости и сохранение модели летательного аппарата. Поставленная цель достигается тем, в способе определения критической скорости рулевой формы флаттера, включающем продувку модели летательного аппарата с отклоненным органом управления в аэродинамической трубе, при заданной динамической жесткости рулевого тракта задают гармонические колебания органу упpавления с различными амплитудами и частотами, регистрируют отношение усилия на органе управления к его отклонению для ряда скоростей потока, сопоставляют это отношение с динамической жесткостью рулевого тракта и определяют значение критической скорости. На фиг. 1 изображена схема устройства, реализующая предлагаемый способ; на фиг. 2 приведены графики, поясняющие работу устройства. По оси абсцисс откладывается значение частоты. По оси ординат вверх-модуль динамической жесткости, а вниз - фаза. Устройство содержит генератор гармонических колебаний 1, связанный электрически с входом привода 2, шток которого механически связан с качалкой органа управления 3 модели летательного аппарата 4. Модель подвешена с помощью специальных амортизационных шнуров 5 к корпусу аэродинамической трубы. Со штоком привода связаны датчики силы 6 и смещения 7, выходы которых связаны с анализатором 8. Выход анализатора связан с одним из входов блока сравнения 9, другой вход которого связан с датчиком динамической жесткости рулевого тракта 10. Осуществляется способ следующим образом. От генератора гармонических колебаний 1 через привод 2 органу управления 3 задают гармонические колебания с различными амплитудами и частотами. С помощью датчиков силы и смещения 6 и 7 и анализатора 8 регистрируют при изменении скорости потока V, отношение силы к смещению. Это отношение является динамической жесткостью органа управления в потоке с учетом упругих тонов летательного аппарата. Примерный вид зависимости модуля и фазы динамической жесткости органа управления для одной из скоростей потока приведен на фиг. 2 (сплошные линии). В блоке сравнения 9 динамическая жесткость органа управления сравнивается с динамической жесткостью рулевого тракта, задаваемой от задатчика 10 (на фиг. 2 - пунктирные линии). Это сравнение выполняется при изменении скорости потока для одной из фиксированных амплитуд колебаний органа управления до тех пор, пока на одной из скоростей при пересечении фазовых характеристик амплитудные характеристики также пересекутся на той же частоте (см. фиг. 2). Эта скорость является критической скоростью рулевой формы флаттера для данной амплитуды колебаний органа управления, а частота, на которой происходит пересечение характеристик, - частотой флаттера. Аналогичные сравнения выполняются для ряда амплитуд колебаний органа управления. При использовании изобретения существенно повышается надежность проведения эксперимента из-за отсутствия возможности разрушения модели. Это связано с тем, что в известном способе на определенной скорости потока всегда наступает флаттер, при котором, несмотря на специальные средства страхования, возможно разрушение модели. В изобретении флаттер в процессе испытаний не возникает, так как жесткость привода, установленного между органом управления и корпусом модели, значительно выше жесткости пружины, моделирующей рулевой тракт, а известно, что величина критической скорости летательного аппарата растет с ростом жесткости рулевого тракта. Кроме того, изобретение позволяет определять критическую скорость флаттера для реальной динамической жесткости рулевого тракта, величина которой зависит как от амплитуды, так и от частоты. Благодаря этому точность определения критической скорости может быть повышена на 20-30% . (56) 1. Бисплингхофф Р. Л. и др. Аэроупругость. М. : Иностранная литература, 1958, гл. 13. 2. Пархомовский Я. М. Крутильно-рулевой флаттер хвостового оперения. Труды ЦАГИ, вып. N 524, 1940.

Формула изобретения

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ РУЛЕВОЙ ФОРМЫ ФЛАТТЕРА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, включающий продувку модели летательного аппарата с отклоненным органом управления в аэродинамической трубе при заданной динамической жесткости рулевого тракта, регистрацию и измерение параметров, отличающийся тем, что, с целью повышения точности определения критической скорости и сохранения модели летательного аппарата от разрушения, задают гармонические колебания органу управления с различными амплитудами и частотами, регистрируют отношение усилия на органе управления к его отклонению для ряда скоростей потока, сопоставляют это отношение с динамической жесткостью рулевого тракта и определяют значение критической скорости.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Номер и год публикации бюллетеня: 29-2002

Извещение опубликовано: 20.10.2002