RU2370744C1 - Aerodynamic model of aircraft with integrated air breathing engine - Google Patents
Aerodynamic model of aircraft with integrated air breathing engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2370744C1 RU2370744C1 RU2008104839/28A RU2008104839A RU2370744C1 RU 2370744 C1 RU2370744 C1 RU 2370744C1 RU 2008104839/28 A RU2008104839/28 A RU 2008104839/28A RU 2008104839 A RU2008104839 A RU 2008104839A RU 2370744 C1 RU2370744 C1 RU 2370744C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- model
- module
- aircraft
- modules
- model according
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области аэродинамических испытаний для измерения аэродинамических сил, действующих на уменьшенную в масштабе модель летательного аппарата (ЛА) в аэродинамической трубе в процессе экспериментального определения летно-технических характеристик (ЛТХ) и тягово-экономических характеристик (ТЭХ) сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА с воздушно-реактивными двигателями (ВРД) и может быть использовано при разработке конструкций этих ЛА, а также быть полезным для исследования проблем аэродинамики ЛА в интеграции с ВРД.The invention relates to the field of aerodynamic tests for measuring aerodynamic forces acting on a scaled-down model of an aircraft (LA) in a wind tunnel during the experimental determination of flight technical characteristics (LTH) and traction and economic characteristics (TEH) of supersonic and hypersonic aircraft with air -reactive engines (WFD) and can be used in the design of these aircraft, as well as be useful for studying the problems of aerodynamics of aircraft in integration with the WFD.
Теоретические методы при решении задач аэродинамики ЛА из-за несовершенства математических моделей явлений (в силу их физической сложности) не всегда позволяют получить достоверные результаты по всему интересующему кругу вопросов.Theoretical methods for solving aerodynamic problems of aircraft due to the imperfection of mathematical models of phenomena (due to their physical complexity) do not always allow reliable results to be obtained on the entire range of issues of interest.
Серьезным препятствием, ограничивающим возможности определения ЛТХ и ТЭХ, особенно для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), является интеграция воздушно-реактивных двигателей (ВРД) снизу или сверху в корпус аппарата, требующая их совместного испытания в высокоэнтальпийном высокоскоростном потоке воздуха, имитирующим условия реального полета с гиперзвуковой скоростью, так как при пространственном гиперзвуковом обтекании фюзеляжа аппарата реализуются сложные взаимодействия интерференционных и дифракционных явлений, которые при соответствующих углах атаки и скольжения характеризуются зарождением и развитием вихревых систем, отрывом и присоединением пограничных слоев. Сложные характеры распределения давления и картины предельных линий тока вдоль фюзеляжа с присоединенным снизу ВРД требуют экспериментального исследования таких течений.A serious obstacle that limits the possibility of determining the performance and thermal characteristics, especially for hypersonic aircraft (GLA), is the integration of air-jet engines (WF) from below or from above into the device’s body, which requires their joint testing in a high-enthalpy high-speed air flow simulating real flight conditions with hypersonic speed, since in the case of spatial hypersonic flow around the fuselage of the device, complex interactions of interference and diffraction phenomena are realized, which and the respective angles of attack and slip characterized by the birth and development of vortex systems, separation and joining of the boundary layers. The complex character of the pressure distribution and the pattern of the limiting streamlines along the fuselage with a WFD attached from below require an experimental study of such flows.
Учитывая размеры реальных ЛА для их испытаний, необходимо строительство крупногабаритных сооружений и высокоэнергетических установок для создания высокоэнтальпийного потока воздуха с большим расходом, высокой температурой и значительным давлением. Создание таких сооружений и установок требует огромных материальных затрат и времени, а для нагрева необходимого расхода сжатого воздуха необходимы огромные затраты энергетических ресурсов. Поэтому с целью сокращения материальных затрат и времени разработки ЛА для определения указанных выше характеристик с достаточным приближением проектируются уменьшенные в масштабе модели для испытаний на существующих стендах ограниченных размеров.Given the dimensions of real aircraft for their testing, it is necessary to build large-sized structures and high-energy installations to create a high-enthalpy air flow with a high flow rate, high temperature and significant pressure. The creation of such structures and installations requires enormous material costs and time, and huge amounts of energy resources are required to heat the required flow rate of compressed air. Therefore, in order to reduce the material costs and development time of the aircraft, to scale down the above characteristics with sufficient approximation, scaled-down models are designed for testing on existing test benches of limited sizes.
Известна аэродинамическая модель ЛА, содержащая сплошной корпус, препарированный датчиками, модуль прямоточного двигателя с плоскими воздухозаборником и соплом интегрированными с нижней поверхностью корпуса модели (см. свидетельство на полезную модель РФ №28247, МПК 7 G01М 9/06, опубликованное 10.03.2003 Бюл. №7).A well-known aerodynamic model of an aircraft, containing a solid casing, prepared by sensors, a ram engine module with a flat air intake and a nozzle integrated with the lower surface of the model casing (see Utility Model Certificate of the Russian Federation No. 28247, IPC 7 G01M 9/06, published March 10, 2003, Bul. No. 7).
Известна аэродинамическая модель, изготовленная из металла путем фрезерования, что дает высокую точность воспроизведения формы фюзеляжа (см. Горлин С.М., Слезингер И.Н. Аэромеханические измерения. - М., 1964 г., с.552).A well-known aerodynamic model made of metal by milling, which gives high accuracy in reproducing the shape of the fuselage (see Gorlin S.M., Slezinger I.N. Aeromechanical measurements. - M., 1964, p. 522).
Рассмотренные выше модели сложны в изготовлении из-за сложной конфигурации собранных в единое целое для обработки внешних поверхностей и дороги. Недостатком указанных моделей также является ограниченность использования установленных в результате экспериментов данных из-за индивидуальности форм таких моделей.The models considered above are difficult to manufacture due to the complex configuration assembled into a single unit for processing external surfaces and roads. The disadvantage of these models is also the limited use of the data established as a result of experiments due to the individuality of the forms of such models.
Известна аэродинамическая модель ЛА, у которого обшивка фюзеляжа гладкая и разъемная, состоит из двух секций с линиями разъема, расположенными в нижней части фюзеляжа вдоль оси модели (см. патент на изобретение РФ №2083967, МПК 6 G01М 9/08, опубликованное 10.07.97, Бюл. №19). В изобретении использован принцип разделения функций элементов модели путем применения сменяемой обшивки, вариации масс модели и доводки жесткостных характеристик внутримодельного каркаса. Продольное деление элементов ЛА компактных форм не всегда пригодно для моделирования конфигураций несущих поверхностей сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов при сложном спектре действующих внешних нагрузок и эксплуатационных режимов.A well-known aerodynamic model of an aircraft, in which the fuselage skin is smooth and detachable, consists of two sections with connector lines located in the lower part of the fuselage along the axis of the model (see RF patent for invention No. 2083967, IPC 6 G01M 9/08, published July 10, 1997 Bull. No. 19). In the invention, the principle of separation of the functions of model elements by applying interchangeable casing, mass variation of the model and fine-tuning the stiffness characteristics of the intramodel frame is used. The longitudinal division of the elements of aircraft in compact forms is not always suitable for modeling the configurations of the bearing surfaces of supersonic and hypersonic aircraft with a complex spectrum of acting external loads and operating conditions.
Известна схема членения самолета-снаряда (см. Беспилотные летательные аппараты. - М.: Машиностроение, 1967 г., стр.277, рис.5.12). Аппарат собирается из десяти частей: четырех отсеков корпуса, двух двигателей, двух консолей крыльев, киля и горизонтального оперения. Расчленение конструкции в этом случае вызвано тем, что части имеют различные конструктивно-силовые схемы, различные материалы, а их производство связано с разнотипными технологическими процессами. Параллельное изготовление различных частей сокращает производственный цикл, создает условия для специализации и снижает стоимость изготовления продукции.The known scheme of the division of the projectile (see Unmanned aerial vehicles. - M .: Mechanical Engineering, 1967, p. 277, Fig. 5.12). The device is assembled from ten parts: four body compartments, two engines, two wing consoles, keel and horizontal tail. The dismemberment of the structure in this case is due to the fact that the parts have different structural-power schemes, different materials, and their production is associated with different types of technological processes. The parallel manufacture of various parts shortens the production cycle, creates the conditions for specialization and reduces the cost of manufacturing products.
Наиболее близким аналогом того же назначения, что и заявляемое техническое решение, является аэродинамическая модель фюзеляжа ЛА, содержащая составной полый корпус из последовательно сопряженных между собой поперечно вдоль продольной оси модели съемных головного, кормового и промежуточного между ними модулей препарированных датчиками, снабженный внутри оборудованием для испытаний (см. патент ЕР 0736758 В1 от 13.06.2001, Patentblatt, 2001/24).The closest analogue to the same purpose as the claimed technical solution is the aerodynamic model of the aircraft fuselage, containing a composite hollow body of removable head, stern and intermediate modules prepared by sensors, sequentially interconnected transversely along the longitudinal axis of the model, equipped with test equipment inside (see patent EP 0736758 B1 dated 06/13/2001, Patentblatt, 2001/24).
В данном изобретении деление корпуса поперечно продольной оси на модули обусловлено удобством установки в него, работы и извлечения измерительного оборудования для аэродинамических испытаний. Такое деление корпуса модели на модули не учитывает сложной конфигурации несущих поверхностей корпусов сверхзвуковых и гиперзвуковых ЛА, которые необходимо имитировать при моделировании для аэродинамических испытаний.In this invention, the division of the housing transverse to the longitudinal axis into modules is due to the ease of installation, operation and extraction of measuring equipment for aerodynamic testing. Such a division of the model body into modules does not take into account the complex configuration of the bearing surfaces of the bodies of supersonic and hypersonic aircraft, which must be simulated during modeling for aerodynamic tests.
В основу изобретения положено решение следующих задач:The invention is based on the following tasks:
- создание в уменьшенном масштабе аэродинамических моделей ЛА, пригодных для получения ЛТХ и ТЭХ на существующем или незначительно доработанном стендовом оборудовании;- the creation of a scaled-down aerodynamic models of aircraft suitable for the production of light-fuel and technical characteristics on existing or slightly modified bench equipment;
- снижение трудоемкости и стоимости разработки и изготовления моделей для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ разрабатываемых ЛА;- reducing the complexity and cost of developing and manufacturing models for the experimental production of LTH and TEC developed aircraft;
- расширение вариантов внешнего облика испытываемых моделей ЛА с различным сочетанием конфигураций несущих поверхностей отдельных модулей;- expansion of options for the external appearance of the tested aircraft models with a different combination of configurations of the bearing surfaces of individual modules;
- получение при проведении стендовых и летных испытаний достоверных данных, пригодных для повышения точности сравнительного анализа разрабатываемых и уже известных ЛА, а также для прогнозирования получения заданных ЛТХ и ТЭХ.- obtaining reliable data suitable for improving the accuracy of the comparative analysis of developed and already known aircraft during bench and flight tests, as well as for predicting the receipt of specified LTH and TEC.
Поставленные задачи решаются тем, что аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно продольной оси модели съемные головной, кормовой и промежуточный между ними полые модули, препарированные датчиками и снабженные внутри оборудованием для испытаний.The tasks are solved in that the aerodynamic model of the aircraft, mainly the hull, contains sequentially interconnected transverse to the longitudinal axis of the model removable head, stern and intermediate hollow modules between them, prepared by sensors and equipped with test equipment inside.
В соответствии с изобретением:In accordance with the invention:
- корпус ЛА выполнен несущим, а контуры внешних поверхностей модулей корпуса модели имитируют в уменьшенном масштабе контуры соответствующих внешних поверхностей корпуса ЛА. Корпус ЛА условно размечен на секции по наиболее сложной конфигурации нижней или верхней несущей поверхностей, так как они наиболее характерны для определения сопротивления формы, донного сопротивления и сопротивления трения фюзеляжа ЛА в зависимости от количества, расположения и вида его несущих поверхностей. Это позволяет учесть их влияние на создание подъемной силы при воздействии на корпус набегающего при различных углах атаки потока воздуха и использовать для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ существующие технологии, методики и стенды. Усложнение несущих поверхностей корпуса ЛА получается за счет интеграции в его нижнюю или верхнюю несущую поверхность ВРД;- the aircraft body is made load-bearing, and the contours of the outer surfaces of the modules of the model body simulate on a reduced scale the contours of the corresponding external surfaces of the aircraft body. The aircraft body is conventionally marked into sections according to the most complex configuration of the lower or upper bearing surfaces, since they are most typical for determining the shape resistance, bottom resistance and friction resistance of the aircraft fuselage depending on the number, location and type of its bearing surfaces. This makes it possible to take into account their influence on the creation of lifting force when exposed to an air flow incident at different angles of attack and to use existing technologies, techniques, and stands for experimental LTH and TEC production. The complication of the bearing surfaces of the aircraft body is obtained by integration into its lower or upper bearing surface of the WFD;
- края каждой выделенной секции фюзеляжа ограничены формой и расположением его отдельной внешней поверхности одного вида и отражены в контуре внешней поверхности отдельного модуля модели, что за счет раздельной обработки каждого модуля обеспечивает снижение трудоемкости и стоимости изготовления модели ЛА в целом, а также расширяет количество вариантов внешнего облика испытываемых моделей за счет различных сочетаний аэродинамических поверхностей отдельных модулей;- the edges of each selected section of the fuselage are limited by the shape and location of its separate external surface of the same type and are reflected in the contour of the external surface of a separate module of the model, which, due to the separate processing of each module, reduces the complexity and cost of manufacturing the aircraft model as a whole, and also extends the number of options the appearance of the tested models due to various combinations of the aerodynamic surfaces of individual modules;
- внешние поверхности модулей модели сформированы сочетанием поверхностей различных фигур: многогранников, круглых тел и набора плоских поверхностей, например типа клиньев, призм, пирамид, цилиндров, конусов, сфер, торов, бочек, а также секущих эти фигуры и/или касательных к ним плоскостей, вписанных с заданным приближением в контуры модулей модели. Это при допустимой погрешности выполнения внешних поверхностей модели набором простых геометрических фигур, которые описываются точными аналитическими зависимостями, дает возможность точного математического описания геометрии модели, построения расчетных сеток для трехмерных компьютерных программ и идентификации математической модели по результатам стендовых и летных испытании для дальнейшего прогнозирования характеристик реальных ЛА.- the outer surfaces of the model modules are formed by a combination of surfaces of various shapes: polyhedrons, round bodies and a set of flat surfaces, such as wedges, prisms, pyramids, cylinders, cones, spheres, tori, barrels, as well as secant shapes and / or tangent planes to them inscribed with a given approximation in the contours of the model modules. This, with an allowable error in the execution of the external surfaces of the model with a set of simple geometric figures that are described by exact analytical dependencies, makes it possible to accurately describe the geometry of the model, construct computational grids for three-dimensional computer programs and identify the mathematical model from the results of bench and flight tests to further predict the characteristics of real aircraft .
Кроме того, выполнение внешней поверхности модели посредством обработки отдельных составляющих ее модулей повышает степень приближения реального внешнего контура модели к теоретическому, более технологично в производстве и имеет сравнительно низкую стоимость изготовления.In addition, the implementation of the external surface of the model by processing the individual components of its modules increases the degree of approximation of the real external contour of the model to the theoretical one, is more technologically advanced in production and has a relatively low manufacturing cost.
Развитие и уточнение приведенной выше совокупности существенных признаков дано далее.The development and refinement of the above set of essential features is given below.
Отдельный модуль модели может быть изготовлен механической обработкой по стандартной технологии из моноблочной заготовки, выполненной из металла, пластмассы или дерева. Металлические заготовки могут быть получены литьем, поковкой, штамповкой и т.д. Это повышает точность изготовления внешних поверхностей отдельного модуля и снижает трудоемкость его изготовления.A separate module of the model can be made by machining according to standard technology from a monoblock workpiece made of metal, plastic or wood. Metal billets can be obtained by casting, forging, stamping, etc. This increases the accuracy of manufacturing the external surfaces of a single module and reduces the complexity of its manufacture.
Отдельный модуль корпуса модели может содержать обшивку оболочечного типа из тонколистового металла, снабженную шпангоутами. Обшивка может изготавливаться штамповкой или выколоткой на оправке вручную. Шпангоуты размещаются по торцам и краям вырезов обшивки. Модуль дополнительно может содержать набор стрингеров, скрепленный с обшивкой и/или шпангоутами. Так как модуль такой конструкции образован правильными геометрическими формами, то он является жестким пространственным телом малой массы и технологичен в изготовлении.A separate module of the model housing may contain a sheathing of a shell type of sheet metal equipped with frames. Sheathing can be made by stamping or punching on a mandrel manually. The frames are placed at the ends and edges of the cutouts. The module may further comprise a set of stringers bonded to the skin and / or frames. Since a module of this design is formed by regular geometric shapes, it is a rigid spatial body of small mass and is technologically advanced to manufacture.
Отдельный модуль модели может содержать обшивку оболочечного типа из композиционного материала (КМ), снабженную шпангоутами. Обшивка может изготавливаться на оправке из предварительно сформованных монослоев композиционного материала, соединенных между собой связующим материалом. Такой модуль также может содержать набор стрингеров, скрепленный с обшивкой и/или шпангоутами. КМ по комплексу характеристик (удельной прочности, удельному модулю упругости, усталостной и длительной прочности, деформационной теплостойкости, демпфирующей способности и т.д.) превосходят традиционные конструкционные материалы. Низкий коэффициент линейного термического расширения делает весьма эффективным их использование. Использование КМ в модулях корпуса модели позволяет снизить их массу и повысить надежность работы, что особенно существенно для моделей, предназначенных для летных испытаний.A separate model module may contain a shell type sheathing made of composite material (KM) equipped with frames. Sheathing can be made on a mandrel of preformed monolayers of composite material interconnected by a binder material. Such a module may also contain a set of stringers bonded to the skin and / or frames. KM in a set of characteristics (specific strength, specific modulus of elasticity, fatigue and long-term strength, deformation heat resistance, damping ability, etc.) surpass traditional structural materials. The low coefficient of linear thermal expansion makes their use very effective. The use of CM in the modules of the model’s body allows to reduce their weight and increase the reliability of operation, which is especially important for models intended for flight tests.
Модель может быть снабжена дополнительными промежуточными модулями, что зависит от количества и размеров выделенных секций корпуса ЛА.The model can be equipped with additional intermediate modules, which depends on the number and size of the selected sections of the aircraft.
Для летательного аппарата, содержащего корпус с установленным на нем снизу ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с нижними несущими поверхностями фюзеляжа, модель должна быть дополнительно снабжена модулем двигателя, установленным на корпусе модели снизу. Это позволяет исследовать на модели влияние потоков воздуха, обтекающих фюзеляж ЛА, на работу интегрированного в него снизу ВРД. Если модуль двигателя верхней частью скреплен с нижней поверхностью предпоследнего модуля корпуса модели, то нижняя поверхность модуля, сопрягаемого сзади с модулем корпуса, на котором закреплен модуль двигателя, может являться поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а нижняя поверхность кормового модуля, сопрягаемого спереди с модулем, на котором закреплен модуль двигателя, может является поверхностью стенки сопла внешнего расширения модуля двигателя модели. Это позволяет исследовать возможность использования нижней поверхности корпуса как поверхности внешнего сжатия воздухозаборника и как поверхности внешнего расширения сопла двигателя ЛА. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля могут быть выполнены в форме граней клина со скругленной передней прямой кромкой, а его боковые поверхности ограничены двумя частями поверхности усеченного конуса. Клиновая форма передней прямой кромки корпуса обеспечивает высокие аэродинамические характеристики (аэродинамическое качество около 4 при числе М=6) и хорошую объемную эффективность ЛА. Это также обеспечивает простоту и технологичность изготовления головной части корпуса модели. Верхняя поверхность последующего за головным модуля корпуса модели может быть выполнена в виде усеченного конуса. Это создает достаточно плавный, бесступенчатый переход внешней поверхности корпуса модели между модулями с разными размерами контуров. Верхняя поверхность кормового модуля может быть выполнена в виде цилиндра, усеченного плоскостью, наклонной к строительной горизонтали модели, которая может выполнять функцию верхней стенки сопла. Так как внутри кормового модуля размещается сопло двигателя преимущественно одностороннего расширения, верхняя поверхность которого наклонена под углом от 18 до 23 градусов к горизонтальной плоскости, а боковые - под углом от 3 до 5 градусов к вертикальной плоскости, проходящим через строительную горизонталь модели. Следует отметить, что при наклоне к продольной оси корпуса модели верхней плоскости сопла меньше 18 градусов степень расширения сопла при габаритных ограничениях становится недостаточной, при наклоне больше 23 градусов возникают отрывные течения, приводящие к дополнительным потерям. Угол наклона вертикальных стенок к продольной плоскости корпуса модели в диапазоне от 3 до 5 градусов определяется выбранным соотношением ширины нижней поверхности корпуса ЛА и поперечного размера входа в двигатель. Верхняя поверхность предпоследнего модуля корпуса может быть выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу плоскостью, параллельной строительной горизонтали модели. Это дает возможность установить на ней модуль двигателя модели. Смежные модули модели должны быть сопряжены между собой по контуру бесступенчато, что обеспечивает безотрывное обтекание корпуса модели потоком воздуха и снижает его гидравлические потери.For an aircraft containing a hull with an engine mounted on the bottom with a flat air intake at the inlet and a single-sided expansion nozzle at the outlet, integrated with the lower bearing surfaces of the fuselage, the model must be additionally equipped with an engine module mounted on the bottom of the model. This allows us to investigate on the model the influence of air flows flowing around the aircraft fuselage on the operation of the engine integrated into it from below. If the engine module is bonded with the upper part to the lower surface of the penultimate module of the model housing, then the lower surface of the module that is mated to the housing module on which the engine module is mounted may be the external compression surface of the engine module’s air intake and the lower surface of the stern module that is mated in front with the module on which the engine module is fixed may be the wall surface of the external expansion nozzle of the model engine module. This allows you to explore the possibility of using the lower surface of the hull as a surface of the external compression of the air intake and as the surface of the external expansion of the nozzle of the aircraft engine. The upper and lower surfaces of the head module can be made in the form of wedge faces with a rounded front straight edge, and its side surfaces are limited to two parts of the surface of the truncated cone. The wedge shape of the front straight edge of the hull provides high aerodynamic characteristics (aerodynamic quality of about 4 with the number M = 6) and good volumetric efficiency of the aircraft. It also provides simplicity and manufacturability of the manufacture of the head of the model. The upper surface of the model body following the head module can be made in the form of a truncated cone. This creates a fairly smooth, stepless transition of the external surface of the model body between modules with different sizes of circuits. The upper surface of the feed module can be made in the form of a cylinder truncated by a plane inclined to the horizontal construction of the model, which can serve as the upper wall of the nozzle. Since the nozzle of the engine is mainly of one-sided expansion, the upper surface of which is inclined at an angle of 18 to 23 degrees to the horizontal plane, and the lateral - at an angle of 3 to 5 degrees to the vertical plane passing through the construction horizontal of the model, is located inside the feed module. It should be noted that when the inclination of the upper plane of the nozzle to the longitudinal axis of the model is less than 18 degrees, the degree of expansion of the nozzle becomes insufficient when dimensional restrictions occur, when the inclination is more than 23 degrees, tear-off flows occur, leading to additional losses. The angle of inclination of the vertical walls to the longitudinal plane of the model body in the range from 3 to 5 degrees is determined by the selected ratio of the width of the lower surface of the aircraft body and the transverse size of the engine entrance. The upper surface of the penultimate housing module can be made in the form of a cylinder truncated from below by a plane parallel to the construction horizontal of the model. This makes it possible to install a model engine module on it. Adjacent modules of the model must be infinitely coupled to each other along the contour, which ensures an uninterrupted flow of air around the model body and reduces its hydraulic losses.
Для решения отдельных исследовательских проблем аэродинамики ЛА может содержать сверху ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с верхними аэродинамическими поверхностями корпуса. Модель такого ЛА должна быть дополнительно снабжена модулем двигателя, установленным на ней сверху. Модуль двигателя должен быть нижней частью скреплен с верхней поверхностью кормового модуля модели. При этом верхняя поверхность модуля, сопрягаемого сзади с кормовым модулем, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а верхняя задняя поверхность кормового модуля является нижней стенкой сопла модуля двигателя. Следует отметить, что ЛА, снабженный установленным сверху ВРД, содержит, в основном, корпус пирамидальной шестигранной формы, сопряженный с клиновой вершиной в головной части, причем верхние и нижние поверхности корпуса образованы гранями, перпендикулярными вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь корпуса.To solve individual research problems of aerodynamics, an aircraft can contain an air propulsion engine with a flat air intake at the inlet and a single-sided expansion nozzle at the outlet integrated with the upper aerodynamic surfaces of the hull. The model of such an aircraft must be additionally equipped with an engine module mounted on top of it. The engine module should be fastened with the lower part to the upper surface of the stern model module. In this case, the upper surface of the module, which is mated to the rear of the feed module, is the surface of the external compression of the air intake of the engine module, and the upper rear surface of the feed module is the lower wall of the nozzle of the engine module. It should be noted that the aircraft, equipped with a top mounted WFD, mainly contains a pyramidal hexagonal body, conjugated with a wedge top in the head part, the upper and lower surfaces of the body formed by faces perpendicular to the vertical plane passing through the building horizontal plane of the body.
Верхняя поверхность промежуточного модуля, сопрягаемого сзади с кормовым модулем, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя, а задняя поверхность кормового модуля - нижней стенкой сопла модуля двигателя. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля выполнены в форме граней клина со скругленной передней кромкой ограниченного с каждой стороны двумя сопряженными между собой гранями. Кормовой и промежуточные модули выполнены в форме усеченных пирамид. Следует отметить, что смежные модули этой модели также сопряжены между собой бесступенчато.The upper surface of the intermediate module, which is mated to the rear of the feed module, is the surface of the external compression of the air intake of the engine module, and the rear surface of the stern module is the lower wall of the nozzle of the engine module. The upper and lower surfaces of the head module are made in the form of wedge faces with a rounded front edge bounded on each side by two mating faces. Stern and intermediate modules are made in the form of truncated pyramids. It should be noted that the adjacent modules of this model are also interconnected steplessly.
В варианте верхнего расположения прямоточного ВРД на модели летательного аппарата (ЛА), как это делается в отдельных случаях, предлагаемое техническое решение принципиально не отличается от рассмотренного выше. Верхнее расположение прямоточного ВРД в модели высокоскоростных ЛА полезно, в основном, для уменьшения нагрева конструкции ВРД в фазе первоначального разгона, когда работает только отделяемый ускоритель. При такой компоновке двигателя также затруднительно радиолокационное обнаружение ЛА. В целом же из-за полета ЛА с положительным углом атаки характеристики воздухозаборного устройства расход воздуха и тяга ВРД существенно ниже, чем при нижнем расположении, также затруднен и его запуск из-за расположения воздухозаборника двигателя в «тени» головной части аппарата. Поэтому далее более подробно будет рассматриваться вариант модели с нижним расположением двигателя.In the variant of the upper arrangement of the direct-flow propulsion system on the model of an aircraft (LA), as is done in some cases, the proposed technical solution does not fundamentally differ from that considered above. The upper position of the direct-flow engine in the high-speed aircraft model is useful mainly to reduce the heating of the engine in the initial acceleration phase when only a detachable accelerator is operating. With this arrangement of the engine, radar detection of aircraft is also difficult. In general, due to the flight of an aircraft with a positive angle of attack, the characteristics of the air intake device, the air consumption and thrust of the air-breathing engine are significantly lower than at the lower location, and its launch is also difficult due to the location of the engine air intake in the “shadow” of the head of the device. Therefore, the option of a model with a lower engine arrangement will be considered in more detail below.
Таким образом, за счет деления корпуса модели на модули, имитирующие в уменьшенном масштабе соответствующие секции корпуса ЛА, где внешние поверхности модулей сформированы сочетанием различных поверхностей простых геометрических фигур, вписанных в контуры модели, решены поставленные в изобретении задачи:Thus, by dividing the model casing into modules that simulate on a reduced scale the corresponding sections of the aircraft casing, where the external surfaces of the modules are formed by a combination of different surfaces of simple geometric shapes inscribed in the contours of the model, the tasks of the invention are solved:
- создана уменьшенная в масштабе аэродинамическая модель ЛА, пригодная для получения ЛТХ и ТЭХ на существующем доработанном стендовом оборудовании;- A scaled-down aerodynamic model of the aircraft was created, suitable for obtaining light-fuel and technical characteristics on existing modified bench equipment;
- снижены трудоемкость и стоимость разработки и изготовления моделей для экспериментального получения ЛТХ и ТЭХ разрабатываемых ЛА;- reduced the complexity and cost of developing and manufacturing models for the experimental production of LTH and TEC developed aircraft;
- расширено количество возможных вариантов внешнего облика испытываемых моделей;- expanded the number of possible options for the appearance of the tested models;
- обеспечена возможность получения при проведении стендовых и летных испытаний достоверных данных, пригодных для повышения точности сравнительного анализа разрабатываемых и уже известных ЛА, а также для прогнозирования получения заданных ЛТХ и ТЭХ.- it was possible to obtain reliable data during bench and flight tests that are suitable for improving the accuracy of the comparative analysis of developed and already known aircraft, as well as for predicting the receipt of specified LTH and TEC.
Техническим результатом при применении предлагаемой аэродинамической модели, достигаемым за счет деления корпуса последней на модули, имитирующие выделенные секции ЛА, и формирования их внешних поверхностей простыми геометрическими фигурами, является:The technical result when applying the proposed aerodynamic model, achieved by dividing the body of the latter into modules that simulate selected sections of the aircraft, and the formation of their external surfaces by simple geometric shapes, is:
- возможность использования существующего стендового оборудования для получения ЛТХ и ТЭХ вновь разрабатываемых летательных аппаратов;- the ability to use existing bench equipment to obtain the LTH and TEH of newly developed aircraft;
- снижение трудоемкости и стоимости разработки и изготовления моделей ЛА, а также уменьшение эксплуатационных затрат на проведение испытаний моделей;- reducing the complexity and cost of developing and manufacturing aircraft models, as well as reducing operating costs for testing models;
- расширение вариантов внешнего облика испытываемых моделей за счет различного сочетания видоизмененных несущих поверхностей отдельных модулей;- expansion of options for the external appearance of the tested models due to a different combination of modified bearing surfaces of individual modules;
- высокая технологичность изготовления модели и простота переноса результатов испытаний такой модели на модели с другой конфигурацией внешней поверхности.- high manufacturability of the manufacture of the model and ease of transferring the test results of such a model to a model with a different external surface configuration.
Настоящее изобретение будет более понятно после рассмотрения последующего подробного описания аэродинамической модели ЛА со ссылкой на прилагаемые чертежи, гдеThe present invention will be more clear after considering the subsequent detailed description of the aerodynamic model of an aircraft with reference to the accompanying drawings, where
на фиг.1 представлена в аксонометрической проекции модель ЛА с нижним расположением двигателя.figure 1 presents in axonometric projection model of an aircraft with a lower engine.
на фиг.2 представлена в аксонометрической проекции модель ЛА с верхним расположением двигателя.figure 2 presents in axonometric projection model of an aircraft with an upper engine.
Аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, изображенная на фиг.1, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно строительной горизонтали модели съемные головной 1, кормовой 2 и промежуточные 3, 4, между ними полые модули. Модули 1, 2, 3 и 4 препарированы датчиками и снабжены внутри оборудованием для испытаний (не показано). Корпус ЛА выполнен несущим.The aerodynamic model of the aircraft, mainly the body shown in figure 1, contains sequentially interconnected transverse to the horizontal construction of the model removable head 1, aft 2 and intermediate 3, 4, between them hollow modules. Modules 1, 2, 3, and 4 are prepared by sensors and equipped with test equipment (not shown). The body of the aircraft is made bearing.
Контуры модулей 1, 2, 3 и 4 корпуса модели имитируют уменьшенные в масштабе контуры соответствующих внешних поверхностей корпуса летательного аппарата, который условно размечен на секции по наиболее сложной конфигурации нижней или верхней поверхности. Края каждой выделенной части фюзеляжа ограничены формой и расположением его отдельной нижней поверхности одного вида.The contours of modules 1, 2, 3, and 4 of the model’s hull simulate scaled-down contours of the corresponding external surfaces of the aircraft’s hull, which is conditionally marked into sections according to the most complex configuration of the lower or upper surface. The edges of each selected part of the fuselage are limited by the shape and location of its separate lower surface of the same type.
Внешние поверхности обшивок 5, 6, 7 и 8 соответствующих модулей 1, 2, 3 и 4 модели сформированы сочетанием поверхностей различных геометрических фигур: многогранников, круглых тел и набора плоских поверхностей, например типа клиньев, призм, пирамид, цилиндров, конусов, сфер, торов, бочек, а также секущих эти фигуры и/или касательных к ним плоскостей, вписанных с заданным приближением в контуры модулей модели.The outer surfaces of the skin 5, 6, 7 and 8 of the corresponding modules 1, 2, 3 and 4 of the model are formed by a combination of surfaces of various geometric shapes: polyhedrons, round bodies and a set of flat surfaces, for example, wedges, prisms, pyramids, cylinders, cones, spheres, tori, barrels, as well as secant these figures and / or planes tangent to them, inscribed with a given approximation in the contours of the model modules.
В соответствии с видом аэродинамических испытаний и габаритами модели отдельные модули корпуса модели могут быть выполнены разных видов и конструкций. Например, модули могут быть выполнены из болванок различного рода материалов изготовленных разными способами (не показано).In accordance with the type of aerodynamic tests and model dimensions, individual modules of the model body can be made of different types and designs. For example, modules can be made of ingots of various kinds of materials manufactured in different ways (not shown).
Модули могут содержать обшивку оболочечного типа из разного типа композиционных материалов и быть снабжены шпангоутами для усиления конструкции, а также дополнительно содержать набор стрингеров, скрепленный жестко с обшивкой и/или шпангоутами (не показано).The modules may contain a shell type sheathing of various types of composite materials and may be equipped with frames for reinforcing the structure, and further comprise a stringer set fastened firmly to the sheathing and / or frames (not shown).
Кроме того, модули могут содержать обшивки 5, 6, 7 и 8 оболочечного типа из тонколистового металла, снабженные набором стрингеров 9, 10, 11, 12. Шпангоуты размещаются по краям вырезов в обшивках (не показано) и по торцам обшивок: для модуля 1 - поз.13, для модуля 2 - поз.14, для модуля 3 - поз.15 и 16, для модуля 4 - поз.17 и 18. Стрингеры жестко скреплены с обшивкой и/или шпангоутами. Корпус модели в зависимости от конфигурации фюзеляжа ЛА по сравнению с прототипом может быть снабжен одним дополнительными промежуточным модулем типа 4 (как предложено) или несколькими.In addition, the modules may contain claddings 5, 6, 7 and 8 of the shell type of sheet metal, equipped with a set of stringers 9, 10, 11, 12. The frames are placed at the edges of the cutouts in the cladding (not shown) and at the ends of the cladding: for module 1 - pos.13, for module 2 - pos.14, for module 3 - pos.15 and 16, for module 4 - pos.17 and 18. Stringers are rigidly fastened with sheathing and / or frames. The model body, depending on the configuration of the aircraft fuselage, as compared with the prototype, can be equipped with one additional intermediate module of type 4 (as suggested) or several.
Для ЛА, содержащего корпус с установленным на нем снизу ВРД с плоскими воздухозаборником на входе и соплом одностороннего расширения на выходе, интегрированными с нижними несущими поверхностями корпуса, модель дополнительно снабжена модулем 19, двигателя, установленным на корпусе модели снизу.For an aircraft containing a hull with an engine mounted on the bottom with a flat air intake at the inlet and a single-sided expansion nozzle at the outlet, integrated with the lower bearing surfaces of the hull, the model is additionally equipped with an engine module 19 mounted on the bottom of the model.
Модуль 19 двигателя верхней частью скреплен с нижней поверхностью 20 предпоследнего модуля 3 корпуса. Нижняя поверхность 21 модуля 4, сопрягаемого сзади с модулем 3 корпуса, на котором закреплен модуль 19 двигателя, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля двигателя модели. Нижняя поверхность кормового модуля 2, сопрягаемого спереди с модулем 3, на котором закреплен модуль 19 двигателя, является верхней поверхностью сопла одностороннего расширения модуля 19 двигателя.The engine module 19 is bonded with the upper part to the lower surface 20 of the penultimate housing module 3. The lower surface 21 of the module 4, mating at the rear with the module 3 of the housing on which the engine module 19 is fixed, is the surface of the external compression of the air intake of the model engine module. The lower surface of the feed module 2, which is mated in front with the module 3, on which the engine module 19 is fixed, is the upper surface of the one-way expansion nozzle of the engine module 19.
Верхняя 22 и нижняя 23 поверхности головного модуля 1 выполнены в форме граней клина с усеченной передней прямой кромкой 24, а его боковые поверхности 25 ограничены двумя частями поверхности усеченного конуса.The upper 22 and lower 23 surfaces of the head module 1 are made in the form of wedge faces with a truncated front straight edge 24, and its side surfaces 25 are bounded by two parts of the surface of the truncated cone.
Верхняя поверхность обшивки 8 последующего за головным 1 модуля 4 корпуса модели выполнена в виде усеченного снизу конуса.The upper surface of the casing 8 subsequent to the head 1 module 4 of the model body is made in the form of a cone truncated from below.
Верхняя поверхность обшивки 6 кормового модуля 2 выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу под углом от 18 до 23 градусов к строительной горизонтали, которая является верхней поверхностью стенки сопла модуля двигателя.The upper surface of the skin 6 of the feed module 2 is made in the form of a cylinder, truncated from below at an angle of 18 to 23 degrees to the horizontal construction, which is the upper surface of the nozzle wall of the engine module.
Боковые поверхности 27 расширяющейся части сопла модуля 19 двигателя образованы вертикальными плоскостями, расположенными симметрично под углами от 3 до 5 градусов относительно вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь модели.The lateral surfaces 27 of the expanding part of the nozzle of the engine module 19 are formed by vertical planes located symmetrically at angles of 3 to 5 degrees relative to the vertical plane passing through the construction horizontal of the model.
Верхняя поверхность обшивки 7 предпоследнего модуля 3 корпуса модели выполнена в виде цилиндра, усеченного снизу плоскостью 20, параллельной строительной горизонтали модели.The upper surface of the skin 7 of the penultimate module 3 of the model body is made in the form of a cylinder truncated from below by a plane 20 parallel to the horizontal construction of the model.
Смежные модули модели 1 и 4, 4 и 3, 3 и 2 сопряжены между собой по контуру бесступенчато.Adjoining modules of models 1 and 4, 4 and 3, 3 and 2 are interconnected along the loop steplessly.
Аэродинамическая модель ЛА, преимущественно корпуса, изображенная на фиг.2, содержит последовательно сопряженные между собой поперечно строительной горизонтали модели съемные головной 28, кормовой 29 и промежуточные 30 и 31 между ними полые модули. Модули 28, 29, 30 и 31 также препарированы датчиками и снабжены внутри оборудованием для испытаний (не показано). Модель снабжена модулем 32 двигателя, который нижней частью скреплен с верхней поверхностью кормового модуля 29. Эта модель выполнена для ЛА, содержащего корпус в основном пирамидальной шестигранной формы, сопряженный с клиновой вершиной в головной части. Верхние и нижние поверхности корпуса образованы гранями, перпендикулярными вертикальной плоскости, проходящей через строительную горизонталь модели.The aerodynamic model of the aircraft, mainly the body shown in figure 2, contains sequentially interconnected transverse to the horizontal construction of the model
Верхняя поверхность модуля 30, сопрягаемого сзади с кормовым модулем 29, является поверхностью внешнего сжатия воздухозаборника модуля 32 двигателя. Задняя поверхность кормового модуля 29 является нижней стенкой сопла модуля 32 двигателя. Конструкция и характеристики модуля двигателя 32 аналогичны конструкции и характеристикам модуля двигателя 19. Верхняя и нижняя поверхности головного модуля 28 выполнены в форме граней клина со скругленной передней кромкой, ограниченного с каждой стороны двумя сопряженными между собой гранями. Кормовой 29 и промежуточные 30, 31 модули выполнены в форме усеченных пирамид. Смежные модули обеих моделей сопряжены между собой бесступенчато.The upper surface of the
Способ использования моделей с нижним и верхним расположением ВРД заключается в их продувке в аэродинамической трубе на разных режимах течения потока под разными углами атаки и крена. Модель устанавливается в аэродинамической трубе, например на пилоне. Выполнение конфигурации модулей корпуса модели с имитацией наружных поверхностей фюзеляжа и установка модуля двигателя снизу или сверху модели позволяет сформировать обтекание модели в аэродинамической трубе высокоэнтальпийным потоком воздуха адекватно обтеканию ЛА в реальном полете. На головном модуле 1 и воздухозаборнике для нижнего расположения модуля 19 двигателя в процессе испытаний возникает система скачков уплотнения, аналогичная системе скачков, возникающих в реальном полете ЛА. При проведении испытаний в соответствии с программой исследований изменяется скорость потока воздуха, углы атаки и углы крена модели, числа Рейнольдса и т.д. В процессе проведения испытаний давление на внешних поверхностях модулей 1, 2, 3, 4 и модуля двигателя 19 регистрируется датчиками (не показано), что позволяет экспериментально определить летно-технические и тягово-экономические характеристики ЛА.The way to use models with lower and upper WFDs is to purge them in a wind tunnel at different flow patterns at different angles of attack and heel. The model is installed in a wind tunnel, for example on a pylon. The configuration of the model body modules with the simulation of the outer surfaces of the fuselage and the installation of the engine module from the bottom or top of the model allows you to form a highly enthalpy air flow around the model in a wind tunnel adequately around the aircraft in real flight. On the head module 1 and the air intake for the lower position of the engine module 19 during the test process, a system of shock waves occurs, similar to the system of jumps that occur in a real flight of an aircraft. When conducting tests in accordance with the research program, the air flow rate, the angles of attack and the bank angles of the model, the Reynolds number, etc., change. During testing, the pressure on the outer surfaces of the modules 1, 2, 3, 4 and the engine module 19 is recorded by sensors (not shown), which allows us to experimentally determine the flight performance and traction and economic characteristics of the aircraft.
Полученные при испытаниях данные пригодны для сравнительного анализа повышенной точности разрабатываемых и уже известных ЛА, а также могут быть полезными для исследований проблем аэродинамики летательных аппаратов.The data obtained during the tests are suitable for comparative analysis of the increased accuracy of developed and already known aircraft, and can also be useful for studying the problems of aerodynamics of aircraft.
Claims (25)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008104839/28A RU2370744C1 (en) | 2008-02-13 | 2008-02-13 | Aerodynamic model of aircraft with integrated air breathing engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008104839/28A RU2370744C1 (en) | 2008-02-13 | 2008-02-13 | Aerodynamic model of aircraft with integrated air breathing engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008104839A RU2008104839A (en) | 2009-08-20 |
| RU2370744C1 true RU2370744C1 (en) | 2009-10-20 |
Family
ID=41150563
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008104839/28A RU2370744C1 (en) | 2008-02-13 | 2008-02-13 | Aerodynamic model of aircraft with integrated air breathing engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2370744C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2486105C1 (en) * | 2012-01-17 | 2013-06-27 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft (versions) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110595730A (en) * | 2019-10-11 | 2019-12-20 | 哈尔滨市航科技术开发有限责任公司 | Wind tunnel dynamic test airplane model body component and manufacturing method thereof |
-
2008
- 2008-02-13 RU RU2008104839/28A patent/RU2370744C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2486105C1 (en) * | 2012-01-17 | 2013-06-27 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft (versions) |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2008104839A (en) | 2009-08-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Bourgault et al. | Three-dimensional Eulerian approach to droplet impingement simulation using FENSAP-ICE, Part 1: model, algorithm, and validation | |
| Hooker et al. | Over wing nacelle installations for improved energy efficiency | |
| Allen et al. | A simplified method for determining structural design-limit pressures on high performance marine vehicles | |
| RU2370744C1 (en) | Aerodynamic model of aircraft with integrated air breathing engine | |
| Kirz | DLR TAU simulations for the third AIAA sonic boom prediction workshop near-field cases | |
| Hansen | Modeling the performance of the standard cirrus glider using Navier-Stokes CFD | |
| Vatsa et al. | Aeroacoustic simulation of a nose landing gear in an open jet facility using FUN3D | |
| Joslin et al. | Synergism of flow and noise control technologies | |
| Fleuret et al. | Complex wing spar design in carbon fiber reinforced composite for a light aerobatic aircraft | |
| Abbas et al. | Structural analysis of a transport aircraft wing | |
| Mat | The analysis of flow on round-edged delta wings | |
| Guo et al. | Numerical investigation on the resistance characteristics of a flying boat planing in calm water | |
| Kirz | Surrogate-Based Low-Boom Low-Drag Nose Design for the JAXA S4 Supersonic Airliner | |
| Groth et al. | Structural validation of a realistic wing structure: The RIBES test article | |
| Cliff et al. | Wind tunnel model design for sonic boom studies of nozzle jet flow with shock interactions | |
| Doddegowda et al. | Use of computational fluid dynamics for the design of formula SAE race car aerodynamics | |
| Sheta | Alleviation of vertical tail buffeting of F/A-18 aircraft | |
| Paul et al. | Comparison of aeroprediction methods for guided munitions | |
| Ahuja et al. | Optimizing Engine Placement on an Aircraft Wing using Bio-mimetic optimization and FlightStreamTM | |
| Ghoreyshi et al. | Comparison of Aerodynamic Characteristics of Circular and Noncircular Cross-Section Missile Configurations | |
| Guida et al. | Study, design and testing of structural, configurations for the bird-strike compliance of aeronautical components | |
| Hegedus et al. | Engineering analysis for rocket sled aerodynamics | |
| Jung et al. | Methodology for Conducting Scaled Sonic-Boom Flight Tests Using Unmanned Aircraft Systems | |
| Green | The Second Goldstein Lecture. Modern developments in fluid dynamics-an addendum | |
| Pickhaver et al. | A technique to predict the aerodynamic effects of battle damage on an aircraft’s wing |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210214 |