RU2287140C2 - Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем для измерения внешнего сопротивления - Google Patents
Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем для измерения внешнего сопротивления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2287140C2 RU2287140C2 RU2005103788/28A RU2005103788A RU2287140C2 RU 2287140 C2 RU2287140 C2 RU 2287140C2 RU 2005103788/28 A RU2005103788/28 A RU 2005103788/28A RU 2005103788 A RU2005103788 A RU 2005103788A RU 2287140 C2 RU2287140 C2 RU 2287140C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- holder
- throttle
- aerodynamic
- aircraft
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при исследовании характеристик летательных аппаратов. Устройство содержит державку, обтекатель державки, расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала. Расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала, содержит дроссель, выполненный в форме цилиндра с присоединенной к нему половиной эллипсоида вращения. Дроссель закреплен на узле механизма изменения углов атаки и скольжения, не связанном с аэродинамическими весами, на обтекателе державки, на которой устройство установлено на аэродинамических весах. На дросселе закреплены насадки полного и статического давлений с приемными отверстиями в вертикальной плоскости перед дросселем, а также приемник температуры торможения и приемники статического давления, установленные на выходе из расходомерного сопла. При этом насадки полного и статического давлений и приемники статического давления соединены с соответствующими измерительными приборами дренажными трубками. Технический результат заключается в уменьшении внутреннего сопротивления аэродинамической модели и соответственно повышении точности измерений внешнего сопротивления модели летательного аппарата при гиперзвуковых скоростях потока. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при испытаниях в аэродинамических трубах (АДТ) при гиперзвуковых скоростях.
Известна модель летательного аппарата (ЛА) с воздушно-реактивным двигателем (ВРД), выполненная с проточными каналами, входная часть которых до горла воздухозаборника включительно моделирует контуры ЛА. За горлом воздухозаборника проток не моделируется, а выполняется в виде расширяющегося канала, в конце которого устанавливается расходомерное сопло с вкладышем (принято за прототип). (В.Г.Блищ. О внешних и внутренних аэродинамических силах и моментах летательных аппаратов ВРД и их моделей при ненулевых углах атаки и скольжения. Труды ЦАГИ - 1987 г., выпуск 2328, рис.8, 9, 10 на 13-16).
При измерении внешнего сопротивления аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем с помощью аэродинамических весов (АВ) измеряют суммарную величину ХΣ внешнего Хвнеш и внутреннего Хвн сопротивлений модели. При этом Хвн определяют на основе теоремы Эйлера о количестве движения замкнутого объема газа для чего одновременно с измерениями суммарных сопротивлений Х∑ проводят измерения необходимых давлений и температур.
При гиперзвуковых скоростях потока в АДТ внутреннее сопротивление аэродинамической модели существенно возрастает и становится соизмеримым с суммарным сопротивлением. [Материалы Х школы семинара "Аэродинамика летательных аппаратов", 1999 г., стр.11-12 (Приложение 1)].
В результате искомая в эксперименте величина внешнего сопротивления Хвнеш определяется как малая разность двух больших величин: суммарного сопротивления X∑, замеряемого на АВ, и внутреннего сопротивления Хвн, определяемого по результатам измерений давлений и температур, что принципиально является источником больших погрешностей. Так, при испытаниях модели ЛА с ВРД при числе М=7 получено, что Хвнеш составляет только 1/5 часть от X∑. При высокой точности измерений Х∑ и Хвн, характеризуемой величиной доверительных интервалов в ±2%, доверительный интервал Хвнеш в силу закона накопления погрешностей будет равен ±3%, отнесенный к величине X∑. Характеристикой точности определения Хвнеш является доверительный интервал, отнесенный к самой величине Хвнеш, т.е.±15%. При числах М>7 погрешности определения величины Хвнеш будут еще большими. При таких уровнях точности существенные усовершенствования компоновки ЛА, приводящие к уменьшению внешнего сопротивления на величину порядка 10-15% не могут быть подтверждены результатами испытаний модели ЛА в АДТ.
Задачей изобретения является повышение точности измерения внешнего сопротивления аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем при гиперзвуковых скоростях.
Техническим результатом является уменьшение внутреннего сопротивления аэродинамической модели гиперзвукового ЛА с получением соотношения величин Хвнеш и Х∑ и уровня точности, характерных для умеренных сверхзвуковых скоростей потока в АДТ.
Указанный технический результат достигается тем, что в аэродинамической модели летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, содержащей державку, обтекатель державки, расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала, расходомерное сопло содержит дроссель, выполненный, например, в виде цилиндра с присоединенной к нему половиной эллипсоида вращения, и закрепленный на узле механизма изменения углов атаки и скольжения, не связанном с аэродинамическими весами, например, на обтекателе державки, на которой модель установлена на аэродинамических весах.
На фиг.1 представлена модель ЛА с расходомерным соплом в соответствии с прототипом (3 - вкладыш).
На фиг.2 представлена модель ЛА с расходомерным соплом согласно изобретению.
На фиг.3 представлена конструктивная схема устройства расходомерного сопла согласно изобретению.
Модель ЛА 1 (фиг.3) содержит державку 2 и ее обтекатель 3, дроссель 4 расходомерного сопла, выполненный в виде цилиндра с присоединенным к нему половиной эллипсоида вращения, хвостовик 5 дросселя и кронштейн 6, с помощью которого дроссель закреплен на обтекателе державки. На дросселе закреплены насадки полного 7 и статического 8 давлений с приемными отверстиями в вертикальной плоскости I-I перед дросселем, приемник температуры торможения 9 и приемники 10 статического давления на выходе из расходомерного сопла. Насадки 7, 8 и приемники 10 соединены с соответствующими измерительными приборами с помощью дренажных трубок 11.
В предлагаемом изобретении дроссель 4 расходомерного сопла закреплен на обтекателе 3 державки 2, связанном с узлом 12 механизма изменения углов атаки и скольжения и не связанном с аэродинамическими весами. Это уменьшает силу внутреннего сопротивления Хвн и суммарную силу Х∑, воспринимаемую АВ, и, следовательно, искомая в эксперименте величина внешнего сопротивления Хвнеш уже не является малой разностью двух больших величин, в отличие от модели-прототипа. В результате повышается точность измерений этого сопротивления до уровня, характерного для умеренных сверхзвуковых скоростей.
Поскольку внутреннее сопротивление Хвн определяется по параметрам потока в плоскости I-I перед дросселем, то возникающая сила трения Хтр на внутренней цилиндрической поверхности протока Sц между плоскостью I-I и плоскостью II-II выходного сечения расходомерного сопла не входит в величину силы Хвн, в то же время она воспринимается АВ. Величина Хтр невелика и она определяется расчетным методом и так же, как сила Хвн, вычитается из силы X∑.
Claims (1)
- Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, содержащая державку, обтекатель державки, расходомерное сопло, расположенное в выходном участке проточного канала, отличающаяся тем, что расходомерное сопло содержит дроссель, выполненный в форме цилиндра с присоединенной к нему половиной эллипсоида вращения и закрепленный на узле механизма изменения углов атаки и скольжения, не связанном с аэродинамическими весами, на обтекателе державки, на которой модель установлена на аэродинамических весах, на дросселе закреплены насадки полного и статического давлений с приемными отверстиями в вертикальной плоскости перед дросселем, приемник температуры торможения и приемники статического давления на выходе из расходомерного сопла, при этом насадки полного и статического давлений и приемники статического давления соединены с соответствующими измерительными приборами дренажными трубками.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005103788/28A RU2287140C2 (ru) | 2005-02-15 | 2005-02-15 | Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем для измерения внешнего сопротивления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005103788/28A RU2287140C2 (ru) | 2005-02-15 | 2005-02-15 | Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем для измерения внешнего сопротивления |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005103788A RU2005103788A (ru) | 2006-07-20 |
RU2287140C2 true RU2287140C2 (ru) | 2006-11-10 |
Family
ID=37028496
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005103788/28A RU2287140C2 (ru) | 2005-02-15 | 2005-02-15 | Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем для измерения внешнего сопротивления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2287140C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2610791C1 (ru) * | 2016-02-29 | 2017-02-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата |
RU2726564C1 (ru) * | 2019-11-21 | 2020-07-14 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем |
RU213367U1 (ru) * | 2022-04-15 | 2022-09-07 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Аэродинамическая модель летательного аппарата |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114061896B (zh) * | 2021-11-17 | 2023-04-25 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 升力体通气模型内阻测量试验数据处理方法 |
-
2005
- 2005-02-15 RU RU2005103788/28A patent/RU2287140C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Материалы Х Школы-семинара "Аэродинамика летательных аппаратов". - 1999, стр.11-12. В.Г.Блищ О внешних и внутренних аэродинамических силах и моментах летательных аппаратов ВРД и их моделей при ненулевых углах атаки и скольжения. Труды ЦАГИ, 1987, вып. 2328, с.13-16, рис.8,9,10;. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2610791C1 (ru) * | 2016-02-29 | 2017-02-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата |
RU2726564C1 (ru) * | 2019-11-21 | 2020-07-14 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем |
RU213367U1 (ru) * | 2022-04-15 | 2022-09-07 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Аэродинамическая модель летательного аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2005103788A (ru) | 2006-07-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104048808B (zh) | 一种动态熵探针 | |
CN106092420B (zh) | 间接测量发动机有效推力的方法 | |
EP1602905A1 (en) | Sensor assembly for determining total temperature, static temperature and mach number | |
CN106092495A (zh) | 风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法 | |
CN108195510A (zh) | 一种热膜式剪应力传感器的热风洞校准方法 | |
RU2287140C2 (ru) | Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем для измерения внешнего сопротивления | |
CN110044570A (zh) | 一种旋成体机身测压实验气动震颤误差修正方法 | |
CN208534819U (zh) | 用于风扇气动性能测试的装置 | |
RU2339928C1 (ru) | Калибровочная аэродинамическая модель для определения систематических погрешностей и способ определения систематических погрешностей | |
CN115575074B (zh) | 一种高速风洞通气模型内阻测量不确定度分析方法 | |
Qenawy et al. | On the unsteady behaviours of the adiabatic endwall film cooling effectiveness | |
CN105784292A (zh) | 一种基于平衡流量计的活塞漏气量测量系统 | |
Delhaye et al. | Enhanced performance of fast-response 3-hole wedge probes for transonic flows in axial turbomachinery | |
CN115950493A (zh) | 一种适用于亚声速流道的流量测试系统及测试方法 | |
Haghiri et al. | Experimental study of boundary layer in compressible flow using hot film sensors through statistical and qualitative methods | |
CN112729752B (zh) | 一种基于k形管压差测量的航天摩阻传感器 | |
Buttsworth et al. | A fast-response high spatial resolution total temperature probe using a pulsed heating technique | |
Kornilov et al. | Control of turbulent boundary layer through air blowing due to external-flow resources | |
CN101718627B (zh) | 一种结尾激波探测方法及装置 | |
Herrin | An experimental investigation of supersonic axisymmetric base flows including the effects of afterbody boattailing | |
Strunin et al. | Response properties of atmospheric turbulence measurement instruments using Russian research aircraft | |
RU86751U1 (ru) | Измерительная аэродинамическая установка | |
CN108678985A (zh) | 一种多功能风机性能试验装置 | |
Kuthada | A review of some cooling air flow measurement techniques for model scale, full scale and cfd | |
Proença et al. | Experimental study on the aerodynamics of a high subsonic jet interacting with a flat plate |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190216 |