RU2663320C1 - Способ определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях - Google Patents
Способ определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях Download PDFInfo
- Publication number
- RU2663320C1 RU2663320C1 RU2017128048A RU2017128048A RU2663320C1 RU 2663320 C1 RU2663320 C1 RU 2663320C1 RU 2017128048 A RU2017128048 A RU 2017128048A RU 2017128048 A RU2017128048 A RU 2017128048A RU 2663320 C1 RU2663320 C1 RU 2663320C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- flight
- flow path
- ramjet
- tests
- Prior art date
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 38
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 15
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 15
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000009189 diving Effects 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
- G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
- G01L5/13—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes for measuring the tractive or propulsive power of vehicles
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области испытаний высокоскоростных летательных аппаратов с двигательной установкой на основе воздушно-реактивного двигателя и может быть использовано для определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях. Сущность изобретения состоит в том, что при определении тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях предварительно на стенде моделируют работу двигателя в условиях полета при заданных угле атаки, высоте и скорости полета и определяют аэродинамическое сопротивление проточного тракта внутреннего контура двигателя, интегрированного в фюзеляж летательного аппарата, а по результатам измеренных в полете параметров скоростного воздушного потока определяют величину результирующей силы, вызываемой статическим давлением во внутреннем контуре проточного тракта двигателя. Тягу двигателя определяют как разность проекций результирующей силы статического давления и силы аэродинамического сопротивления проточного тракта на продольную ось камеры сгорания. Технический результат заключается в определении величины внутренних сил давления и сопротивления интегрированного с фюзеляжем ПВРД по измеренным в полете параметрам и значениям сопротивления внутреннего контура проточного тракта по результатам стендовых испытаний. 5 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области испытаний высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) с двигательной установкой на основе воздушно-реактивного двигателя и может быть использовано для определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) при летных испытаниях.
Значение эффективной тяги представляет собой долю тяги ПВРД, интегрированного (расположенного внутри фюзеляжа) с планером ЛА, то есть равнодействующую сил давления и трения, приложенных к внутренней поверхности проточного тракта ПВРД, непосредственно используемую для движения последнего. Важной задачей является повышение точности и оперативности оценки эффективной тяги ПВРД для различных ЛА, что необходимо для определения летно-технических характеристик на стадии создания ЛА.
Известны способы определения тяги ПВРД, основанные на измерении параметров скоростного воздушного потока, а именно, скорости набегающего потока, статических давлений (полей полных давлений в различных сечениях диффузора, камеры сгорания и сопла) по длине двигателя на внешней обшивке и во внутренних каналах двигателя (В.А. Григорьев, «Испытания авиационных двигателей», М., «Машиностроение», 2009 г., стр. 186-187, 205-206; В.Н. Леонтьев «Испытания авиационных двигателей и их агрегатов», М., «Машиностроение», 1976 г., стр. 62-65).
В известных технических решениях замер параметров осуществляется как в процессе летных испытаний, в которых двигатель используется в качестве маршевой силовой установки, так и в результате стендовых испытаний, условия которых аналогичны летным испытаниям, причем при испытаниях на стенде имитируются условия работы при различных высоте, скорости полета и углах атаки. Кроме того, стендовые испытания проводятся не только с постоянным углом между вектором скорости набегающего потока, но и при быстрых изменениях последнего во время эксперимента, как это может быть во время маневра ЛА.
Недостатком газодинамического способа определения тяги, предлагаемого в известных технических решениях, является низкая точность определения импульса реактивной струи в сечении среза сопла, обусловленная сложностью измерений параметров потока в этом сечении, что в свою очередь определяет недостаточную точность определения тяги двигателя.
Известен способ определения тяги ПВРД, основанный на измерении распределения давлений на поверхности носовой части гиперзвуковой летающей лаборатории и продольного ускорения последней в полете (RU 2242736, 2004 г.). Для баллистического способа определения тяги, предлагаемого в известном техническом решении, необходимо точное определение направления вектора тяги двигателя, что возможно только в случае осесимметричной конфигурации сопла и камеры сгорания. Таким образом, недостатком известного технического решения также является недостаточная точность определения тяги двигателя.
Наиболее близким по совокупности существенных признаков к заявляемому техническому решению является способ определения тяги ПВРД при летных испытаниях, основанный на измерении параметров скоростного воздушного потока, угла атаки, высоты и скорости полета (RU 2579796, 2016 г.).
Известное техническое решение представляет собой аэродинамический способ определения тяги двигателя, при котором также измеряют перегрузку вдоль продольной оси ЛА, а при определении тяги учитывают константы, характеризующие конструкцию и аэродинамику ЛА, а именно: эквивалентную площадь крыла, угол отклонения оси двигателя от продольной оси ЛА, выходной импульс двигателя, ускорение свободного падения и массу ЛА.
Недостатком известного технического решения является низкая точность определения тяги ПВРД, обусловленная необходимостью выполнения кабрирования и пикирования ЛА с постоянной тягой, что сложно реализовать в случае высокоскоростного ЛА с интегрированным проточным трактом ПВРД.
Техническая проблема, решение которой обеспечивается при осуществлении заявляемого изобретения, заключается в повышении точности определения тяги ПВРД при летных испытаниях.
Технический результат, достигаемый при осуществлении предлагаемого изобретения, заключается в определении величины внутренних сил давления и сопротивления интегрированного с фюзеляжем ПВРД, причем определение сил сопротивления и внутреннего давления осуществляют по измеренным в полете параметрам и по результатам стендовых испытаний, что обеспечивает более точное определение тяги ПВРД.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях, основанном на измерении параметров скоростного воздушного потока, угла атаки, высоты и скорости полета, предварительно на стенде моделируют работу двигателя в условиях полета при заданных угле атаки, высоте и скорости полета и определяют аэродинамическое сопротивление проточного тракта внутреннего контура двигателя, интегрированного в фюзеляж летательного аппарата, по результатам измеренных в полете параметров скоростного воздушного потока определяют величину результирующей силы, вызываемой статическим давлением во внутреннем контуре проточного тракта двигателя, а тягу двигателя определяют как разность проекций результирующей силы статического давления и силы аэродинамического сопротивления проточного тракта на продольную ось камеры сгорания.
Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как:
- предварительное моделирование на стенде работы двигателя в условиях полета при заданных угле атаки, высоте и скорости полета, определение аэродинамического сопротивления проточного тракта внутреннего контура двигателя, интегрированного в фюзеляж ЛА, обеспечивают определение внутренних сил давления и сопротивления по результатам стендовых испытаний;
- определение по результатам измеренных в полете параметров скоростного воздушного потока величины результирующей силы, вызываемой статическим давлением во внутреннем контуре проточного тракта двигателя и определение тяги двигателя как разности проекций результирующей силы статического давления и силы аэродинамического сопротивления проточного тракта на продольную ось камеры сгорания обеспечивает определение внутренних сил давления и сопротивления по измеренным в полете параметрам.
Настоящий способ поясняется следующим подробным описанием и иллюстрациями, где:
- на фиг. 1 изображена схема стенда для испытаний исследуемого ПВРД;
на фиг. 2 приведена диаграмма результатов регистрации тягоизмерительной системой усилий, создаваемых ПВРД при стендовых испытаниях;
- на фиг. 3 изображен график распределения статического давления по тракту ПВРД на режиме с подачей топлива;
- на фиг. 4 изображена схема распределения действующих сил при обтекании исследуемого ПВРД воздушным потоком в процессе стендовых испытаний;
- на фиг. 5 изображена схема регистрации усилий, развиваемых ПВРД в процессе стендовых испытаний.
Способ осуществляется следующим образом.
Предварительно на стенде моделируют работу исследуемого объекта, представляющего собой натуральный образец или макет интегрированного в фюзеляж гиперзвукового ЛА высокоскоростного ПВРД. Объект 1 при помощи установочного пилона 2 размещают на динамометрической платформе 3, которая через ленты 4 сжатия связана с платформой 5 стенда (см. фиг. 1). Моделирование осуществляется при помощи аэродинамического сопла 6, осуществляющего обдув объекта 1, и кормового диффузора 7, при условии соблюдения идентичных ожидаемым в полете характеристик: угла (αат,) атаки, высоты и скорости полета, числа Маха, расхода топлива. Усилия от работающего двигателя измеряются при помощи датчиков 8 тяги тягоизмерительной системы стенда. В процессе испытаний на стенде определяют аэродинамическое сопротивление (Rдв гор) проточного тракта внутреннего контура двигателя исходя из условия равенства проекции сил (Rрасч) статических давлений по контуру на ось двигателя и проекции равнодействующей силы (Rизм) на ось тракта стенда, измеренной тягоизмерительной системой на режиме работы двигателя в заданных условиях с учетом угла атаки (αат) воздухозаборного устройства двигателя к набегающему потоку воздуха по оси стенда:
Rрасчcos(αат)=Rизм,
где
Pi (х) - среднее значение статического давления на i-том участке по контуру тракта,
Fi(x) - площадь поперечного сечения на i-том участке по контуру тракта,
l - длина проточного тракта,
х - координата по продольной оси двигателя,
Rизм=R++Rдв горсоs(αат)+Rф,
где:
Rдв гор=Rрасч-(R++Rф)/соs(αат),
R+ - положительная часть усилия;
Rф - сопротивление фюзеляжа.
При этом также измеряются:
- усилия, развиваемые двигателем в процессе стендовых испытаний, измеряемые датчиками 8 тяги тягоизмерительной системы стенда, по результатам регистрации которых, определяется положительная часть усилия (R+) в проекции на ось стенда от работающего двигателя с подачей топлива в камеру сгорания (превышение тяги над сопротивлением) (см. фиг. 2);
- полные давление и температура набегающего потока;
- расход топлива в камере сгорания;
- распределение статического давления по тракту двигателя на режиме с подачей топлива (см. фиг. 3).
Анализ схемы обтекания исследуемого объекта воздушным потоком при испытании на стенде (см. фиг. 4) показывает, что проекция сил давления по внутреннему тракту на ось двигателя может быть представлена в виде уравнения:
Pi3(Fi3-Fi2)-Pi2(Fi1-Fi2)-Pi4(Fi3-Fi4)-Rф-Rдв гор=R+,
ΣPiΔFi=R++Rф+Rдв гор,
где ΔFi(x) - приращение площади поперечного i-го сечения тракта.
Из анализа схемы регистрации усилий, развиваемых двигателем в процессе стендовых испытаний (см. фиг. 5) следует:
Rизм=R++Rф+Rдв гор.
Сравнивая полученные зависимости с учетом угла атаки, получаем:
ΣPiΔFicos(αат)=Rизм.
Левая часть в уравнении может быть определена по измеренному распределению статического давления на внутренние стенки проточного тракта:
С учетом угла атаки при испытании на стенде исследуемого объекта зависимость может быть представлена в виде
Rрасчcos(αат)=R++Rдв горcos(αат)+Rф.
Сопротивление фюзеляжа при испытаниях на стенде определяется по результатам расчета аэродинамического сопротивления ЛА. В стендовом варианте конструкции фюзеляж имеет простую хорошо обтекаемую форму без крыльев и рулей, что обеспечивает высокую точность вычисления Rф.
С учетом изложенного сопротивление внутреннего тракта двигателя на режиме работы с подачей топлива для заданных условий определяется из соотношения
Rдв гор=Rрасч-(R++Rф)/соs(αат).
Так как сопротивление тракта двигателя не зависит от работы на стенде или в полете для одинаковых условий, эта величина может быть использована для оценки тяги в полете как разность проекции равнодействующей сил давления на ось тракта и сопротивления тракта двигателя на режиме с горением, которое берется из результатов испытаний на стенде с соблюдением указанных выше условий, максимально приближенных к полетным: по числам Маха, высоте, углу атаки и коэффициенту избытка воздуха.
При этом в полете измеряются распределение статических давлений по тракту двигателя, угол атаки, скорость движения аппарата, высота полета, а по распределению давлений вычисляется проекция равнодействующей силы (Rp ли) на ось тракта двигателя для аналогичных условий при летных испытаниях:
Тягу двигателя при летных испытаниях определяют как разность проекций равнодействующей силы на ось тракта двигателя и силы аэродинамического сопротивления проточного тракта на продольную ось камеры сгорания:
Rли=Rр ли - Rдв гор.
Таким образом, определение внутренних сил давления и сопротивления интегрированного с фюзеляжем ПВРД по измеренным в полете параметрам и по результатам стендовых испытаний обеспечивает повышение точности определения тяги ПВРД при летных испытаниях.
Claims (1)
- Способ определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях, основанный на измерении параметров скоростного воздушного потока, угла атаки, высоты и скорости полета, отличающийся тем, что предварительно на стенде моделируют работу двигателя в условиях полета при заданных угле атаки, высоте и скорости полета и определяют аэродинамическое сопротивление проточного тракта внутреннего контура двигателя, интегрированного в фюзеляж летательного аппарата, по результатам измеренных в полете параметров скоростного воздушного потока определяют величину результирующей силы, вызываемой статическим давлением во внутреннем контуре проточного тракта двигателя, а тягу двигателя определяют как разность проекций результирующей силы статического давления и силы аэродинамического сопротивления проточного тракта на продольную ось камеры сгорания.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017128048A RU2663320C1 (ru) | 2017-08-07 | 2017-08-07 | Способ определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017128048A RU2663320C1 (ru) | 2017-08-07 | 2017-08-07 | Способ определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2663320C1 true RU2663320C1 (ru) | 2018-08-03 |
Family
ID=63142610
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017128048A RU2663320C1 (ru) | 2017-08-07 | 2017-08-07 | Способ определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2663320C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114136644A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-04 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机地面台试验进气道阻力测量装置及方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2242736C2 (ru) * | 2003-02-26 | 2004-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ измерения тяги в полете гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (гпврд) непилотируемой гиперзвуковой летающей лаборатории (глл) |
| US7565269B2 (en) * | 2006-05-25 | 2009-07-21 | Rolls-Royce Plc | Thrust correction |
| RU2579796C1 (ru) * | 2015-02-06 | 2016-04-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ определения тяги двигателей самолета |
-
2017
- 2017-08-07 RU RU2017128048A patent/RU2663320C1/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2242736C2 (ru) * | 2003-02-26 | 2004-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ измерения тяги в полете гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (гпврд) непилотируемой гиперзвуковой летающей лаборатории (глл) |
| US7565269B2 (en) * | 2006-05-25 | 2009-07-21 | Rolls-Royce Plc | Thrust correction |
| RU2579796C1 (ru) * | 2015-02-06 | 2016-04-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ определения тяги двигателей самолета |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114136644A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-04 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机地面台试验进气道阻力测量装置及方法 |
| CN114136644B (zh) * | 2021-10-20 | 2023-09-19 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机地面台试验进气道阻力测量装置及方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106092420B (zh) | 间接测量发动机有效推力的方法 | |
| Zhang et al. | Drag prediction method of powered-on civil aircraft based on thrust drag bookkeeping | |
| RU2663320C1 (ru) | Способ определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях | |
| CN106017857B (zh) | 吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法 | |
| RU2579796C1 (ru) | Способ определения тяги двигателей самолета | |
| RU2610329C1 (ru) | Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата | |
| Otis | Induced interference effects on a four-jet VTOL configuration with various wing planforms in the transition speed range | |
| RU2726564C1 (ru) | Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем | |
| Mossman et al. | The Effect of Lip Shape on a Nose-Inlet Installation at Mach Numbers From 0 to 1.5 and a Method for Optimizing Engine-Inlet Combinations | |
| Wibowo et al. | Comparison of aerodynamic characteristics on Sukhoi SU-33-like and F-35 lightning II-like models using water tunnel flow visualization technique | |
| RU2242736C2 (ru) | Способ измерения тяги в полете гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (гпврд) непилотируемой гиперзвуковой летающей лаборатории (глл) | |
| Gubanov et al. | Investigation on aero-propulsive balance for high-speed powered experimental flight test vehicle within the HEXAFLY-INT project | |
| Wei et al. | Analysis and Calibration of Internal Flow Force of Ejector-Powered Engine Simulator System in Wind Tunnels. | |
| Rolls | A flight comparison of a submerged inlet and a scoop inlet at transonic speeds | |
| Rupesh | Experimental Investigation of Conical Flow Meter for Truth-Flow Analysis of Wind Tunnel | |
| Gubanov et al. | Experimental research of the inward-turning intake starting at TsAGI T-116 Wind Tunnel within the International HEXAFLY-INT Project | |
| RU2706526C1 (ru) | Динамический метод контроля тяги двигателей летательного аппарата в полете | |
| Krzysiak | Necessary wind tunnel tests conditions of proper two-and three-dimensional measurements | |
| Hicks et al. | 12. SOME EFFECTS OF MACH NUMBER AND GEOMETRY ON SONIC BOOM | |
| Falanga | A Free-Flight Investigation of the Effects of Simulated Sonic Turbojet Exhaust on the Drag of a Boattail Body With Various Jet Sizes From Mach Number 0.87 to 1.50 | |
| Balmina et al. | ON DETERMINATION OF INTERNAL DRAG WHEN TESTING MODELS OF INTEGRATED AIRCRAFT WITH DUCTS | |
| Zvegintsev | Determination of thrust characteristics of air-breathing jet engine | |
| RU2582492C1 (ru) | Устройство определения тяги двигателей самолета | |
| Frederick et al. | Flight Test Results from the Rake Airflow Gage Experiment on the F-15B Airplane | |
| RU159083U1 (ru) | Модель летательного аппарата с воздухозаборным устройством для аэродинамических испытаний |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |