RU2799102C1

RU2799102C1 - Quasi-rigid aerodynamic model of the bearing surface

Info

Publication number: RU2799102C1
Application number: RU2023107367A
Authority: RU
Inventors: Геннадий Ашотович Амирьянц; Антон Роальдович Горбушин; Фаниль Закиевич Ишмуратов; Юрий Алексеевич Найко
Filing date: 2023-03-28
Publication date: 2023-07-04

Abstract

FIELD: experimental aerodynamics.

SUBSTANCE: invention relates to the study of problems of aeroelasticity of aircraft in the field of aviation technology, and in particular to the development of models for wind tunnels. A quasi-rigid aerodynamic model of a bearing surface of high elongation is proposed, which is a design of a bearing surface of a variable profile with an internal cavity. The internal cavity of the model is made in the form of a cutout located on the side of the leading edge along the entire length of the model, excluding the end part in the area of 0.95-1.0 span, oriented parallel to the midline of the profile in the sections of the model along its span and closed by a windshield forming aerodynamic contours of the profile in the area of the leading edge of the model. The cutout is designed and made in such a way that the stiffness centres of the model sections are located in the range from 65 to 80% of the local chord in the direction to the trailing edge. The upper and lower parts of the model formed by means of a cutout are connected by jumpers discretely located in the front part of the model, forming the profile of the model in the region of the leading edge and oriented along the normal to it.

EFFECT: increasing the accuracy of experimental studies of the aerodynamic characteristics of the bearing surface, in particular, improving the accuracy of taking into account the influence of the Reynolds number.

4 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области экспериментальных исследований в аэродинамических трубах проблем аэромеханики. Эти дорогостоящие и требующие большого времени исследования имеют смысл только в случае, если точность физического моделирования высока настолько, что эксперимент может служить критерием качества и средством корректировки результатов расчета (как более оперативного и дешевого инструмента исследований). Кроме того, высокоточный эксперимент необходим как инструмент для определения таких характеристик, которые не могут быть получены сегодня вообще - даже самым совершенным расчетом.The invention relates to the field of experimental research in wind tunnels of problems of aeromechanics. These expensive and time-consuming studies make sense only if the accuracy of physical modeling is so high that the experiment can serve as a quality criterion and a means of correcting the calculation results (as a more efficient and cheaper research tool). In addition, a high-precision experiment is needed as a tool to determine such characteristics that cannot be obtained today at all - even by the most advanced calculation.

Одним из основных видов испытаний в аэродинамических трубах является исследование влияния чисел Маха:One of the main types of tests in wind tunnels is the study of the influence of Mach numbers:

М=V/c, гдеM=V/c, where

V - скорость потока, с - скорость звука,V is the flow velocity, c is the speed of sound,

и Рейнольдса:and Reynolds:

Re =Vb/ν, гдеRe =Vb/ν, where

V - скорость потока, b - линейный размер, ν - кинематическая вязкость,V - flow velocity, b - linear dimension, ν - kinematic viscosity,

на аэродинамические характеристики моделей летательных аппаратов, в частности, при изменении углов атаки и скольжения. Это необходимо для правильного прогнозирования аэродинамических характеристик самолета по результатам испытаний его модели в трубе. on the aerodynamic characteristics of aircraft models, in particular, when changing the angles of attack and sideslip. This is necessary for the correct prediction of the aerodynamic characteristics of the aircraft based on the results of tests of its model in the tube.

Наибольшие сложности возникают при воспроизведении близких к натурным значений числа Рейнольдса, поскольку оно взаимосвязано с влиянием числа Коши:The greatest difficulties arise when reproducing close-to-natural values of the Reynolds number, since it is interconnected with the influence of the Cauchy number:

Ca=GJp/ρb⁴V², где Ca=GJp/ρb ⁴ V ² , where

G - модуль сдвига, Jp - момент инерции, ρ - плотность воздуха, b - линейный размер, V - скорость потока.G - shear modulus, Jp - moment of inertia, ρ - air density, b - linear dimension, V - flow velocity.

Выполнить подобие по числу Re в обычных испытаниях модели в воздушном потоке практически невозможно: при фиксированной кинематической вязкости воздуха ν, поскольку при этом возникает нереальное соотношение масштабов подобия: K_v = K_L ^-1. (Р.Е. Лампер. Введение в теорию флаттера. М., Машиностроение, 1990.)It is practically impossible to carry out similarity in terms of the Re number in conventional tests of a model in an air flow: at a fixed kinematic viscosity of air ν, since this creates an unrealistic similarity scale ratio: K _v = K _L ^-1 . (R.E. Lamper. Introduction to the theory of flutter. M., Mashinostroenie, 1990.)

В обычных (не криогенных) трубах изменение числа Рейнольдса осуществляется главным образом за счет изменения скоростного напора. В аэродинамических трубах около- и сверхзвуковых скоростей исследуются модели уменьшенных размеров по сравнению с самолетом, и потому испытания проводятся при скоростных напорах потока, которые значительно превышают скоростные напоры, при которых летают самолеты. Различие в скоростных напорах и различие в конструкции крыльев самолета и его модели приводят к тому, что деформации крыла самолета и модели, вызванные аэродинамическими нагрузками, существенно отличаются. Это приводит к нарушению основного критерия подобия - геометрического.In conventional (non-cryogenic) pipes, the change in the Reynolds number is carried out mainly due to the change in velocity pressure. In wind tunnels of near- and supersonic speeds, models of reduced dimensions compared to the aircraft are investigated, and therefore tests are carried out at velocity pressures of the flow, which are much higher than the velocity pressures at which aircraft fly. The difference in velocity pressures and the difference in the design of the aircraft wings and its model lead to the fact that the deformations of the aircraft wing and the model caused by aerodynamic loads differ significantly. This leads to a violation of the main criterion of similarity - geometric.

Известны рассматриваемые в качестве аналога так называемые жесткие аэродинамические модели несущих поверхностей (крылья и оперения) большого удлинения летательных аппаратов, которые изготавливают из высокопрочных сталей сплошного сечения. Их достоинством является возможность обеспечения высокой жесткости и прочности. Тем не менее, крылья таких моделей заметно деформируются в потоке. Это было показано в работах: Г.А. Амирьянц, С.В. Ефименко, С.Я. Сирота. «Влияние упругих деформаций «жестких» аэродинамических моделей на их аэродинамические характеристики». Ученые записки ЦАГИ, 1993, т. XXIV, № 1, а также: Г.А. Амирьянц, В.А. Баринов, В.А. Белоус, С.В. Ефименко, А.Г. Захаров, В.П. Кулеш, С.И. Скоморохов. О влиянии упругости модели самолета на аэродинамические характеристики при трансзвуковых скоростях. ТВФ, том LXXI, № 4 (627), 1997.Known considered as an analogue of the so-called rigid aerodynamic models of bearing surfaces (wings and plumage) of high elongation of aircraft, which are made of high-strength solid steels. Their advantage is the possibility of providing high rigidity and strength. However, the wings of such models are noticeably deformed in the flow. This was shown in the works: G.A. Amiryants, S.V. Efimenko, S.Ya. Orphan. "Influence of elastic deformations of "rigid" aerodynamic models on their aerodynamic characteristics". Scientific notes of TsAGI, 1993, vol. XXIV, No. 1, and also: G.A. Amiryants, V.A. Barinov, V.A. Belous, S.V. Efimenko, A.G. Zakharov, V.P. Kulesh, S.I. Skomorokhov. On the effect of elasticity of an aircraft model on aerodynamic characteristics at transonic speeds. TVF, Volume LXXI, No. 4 (627), 1997.

К примеру, уменьшение величины производной

жесткой аэродинамической модели для различных чисел М при скоростном напоре q = 60 кПа составило при М = 0,8 - 0,9~6%, а смещение первого аэродинамического фокуса (вперед) Δ

Fα примерно 4 %. Это было показано в работе Г.А. Амирьянц, В.Г. Буньков, О.С. Мамедов, С.Э. Парышев «Исследование характеристик статической и динамической аэроупругости моделей крыла фирмы Боинг», Современные научные проблемы и технологии в гражданской авиации, 20 лет сотрудничества ученых России и компании Boeing (1993-2013), Москва, Наука, 2013. Оценка влияния упругости конструкции велась по относительным значениям ξ - отношения производных аэродинамических коэффициентов на упругом крыле к тем же производным на жестком крыле:For example, decreasing the value of the derivative

rigid aerodynamic model for various M numbers at a velocity pressure q = 60 kPa was at M = 0.8 - 0.9 ~ 6%, and the displacement of the first aerodynamic focus (forward) Δ

Fα about 4%. This was shown in the work of G.A. Amiryants, V.G. Bunkov, O.S. Mamedov, S.E. Paryshev "Study of the characteristics of static and dynamic aeroelasticity of Boeing wing models", Modern scientific problems and technologies in civil aviation, 20 years of cooperation between Russian scientists and Boeing (1993-2013), Moscow, Nauka, 2013. values ξ - the ratio of the derivatives of the aerodynamic coefficients on the elastic wing to the same derivatives on the rigid wing:

ξ Суα =

упр /

жξ Cyα =

ex /

and

Изменение положения первого аэродинамического фокуса, обусловленное упругостью конструкции, оценивалось соотношением:The change in the position of the first aerodynamic focus, due to the elasticity of the structure, was estimated by the relation:

Δ

Fα =

Fα упр -

Fα ж;

Fα = -

/

, Δ

Fa =

Fα control -

Fα w;

Fa = -

/

,

где

- производная момента тангажа относительно оси, проходящей через центр тяжести.Where

is the derivative of the pitching moment with respect to the axis passing through the center of gravity.

Столь сильное и неподобное тому, что происходит с реальным самолетом влияние упругих деформаций даже сплошных стальных моделей, не говоря уже о дренированных моделях, на их аэродинамические характеристики при исследованиях с учетом близких к максимальным значений числа Re, или скоростного напора, естественно приводит к предложению выполнять в каких-то случаях «жесткие» аэродинамические модели упругоподобными (Р.Е. Лампер. Введение в теорию флаттера. М., Машиностроение, 1990.)Such a strong and unlike that which occurs with a real aircraft, the influence of elastic deformations of even solid steel models, not to mention drained models, on their aerodynamic characteristics in studies taking into account close to maximum values of the Re number, or velocity head, naturally leads to the proposal to perform in some cases, "rigid" aerodynamic models are elastically similar (R.E. Lamper. Introduction to the theory of flutter. M., Mashinostroenie, 1990.)

Это позволяет учитывать совместно влияние чисел М и Са.This makes it possible to take into account the influence of the M and Ca numbers together.

При этом надо стремиться к максимально возможной жесткости и прочности модели или - к максимально возможному масштабу скоростных напоров с тем, чтобы минимизировать влияние числа Са. In this case, it is necessary to strive for the maximum possible rigidity and strength of the model or - for the maximum possible scale of dynamic pressures in order to minimize the influence of the Ca number.

Чтобы исключить влияние числа Са вовсе и устранить таким образом этот главный недостаток аналога, предлагается другое решение: создать квазижесткую (то есть «почти» абсолютно «жесткую») аэродинамическую модель. По сути она упругая, но такая, что при изменении скоростного напора и угла атаки модели, изменение вследствие упругости конструкции местных углов атаки сечений несущей поверхности равны нулю.In order to completely eliminate the influence of the Ca number and thus eliminate this main drawback of the analog, another solution is proposed: to create a quasi-rigid (that is, “almost” absolutely “rigid”) aerodynamic model. In fact, it is elastic, but such that when the velocity head and the angle of attack of the model change, the change due to the elasticity of the design of the local angles of attack of the sections of the bearing surface is equal to zero.

Эта идея реализуется в изобретении RU 2500995 С1, 17.05.2012 «Разборная упругоподобная аэродинамическая модель и способ ее изготовления». Данное решение рассматривается как прототип предлагаемого изобретения. Модель эта имеет силовой сердечник и съемную крышку несущей поверхности крыла или горизонтального оперения (киля). Как показано на типовом схематическом сечении крыла по потоку, сердечник выполнен в виде части профиля с внешним вырезом, таким, что в сердечник входят передняя и задняя кромки модели. Модель снабжена съемной крышкой несущей поверхности крыла или горизонтального оперения (киля), которая в сборе с сердечником образует замкнутую аэродинамическую форму с полезным внутренним свободным пространством модели.This idea is implemented in the invention RU 2500995 C1, 05/17/2012 "Collapsible elastic-like aerodynamic model and method for its manufacture". This solution is considered as a prototype of the present invention. This model has a power core and a removable cover of the bearing surface of the wing or horizontal tail (keel). As shown in a typical schematic downstream section of a wing, the core is made as part of an airfoil with an external notch, such that the leading and trailing edges of the model enter the core. The model is equipped with a removable cover of the bearing surface of the wing or horizontal tail unit (keel), which, when assembled with the core, forms a closed aerodynamic shape with a useful internal free space of the model.

Достоинством прототипа представляется не только разборность модели и наличие внутреннего свободного пространства модели, но также и то, что высокая точность воспроизведения профиля и геометрии модели в целом (и сердечника, и крышки), обеспечивается использованием современных технологий: станков с числовым программным управлением, аддитивной технологии.The advantage of the prototype is not only the disassembly of the model and the presence of internal free space of the model, but also the fact that the high accuracy of reproducing the profile and geometry of the model as a whole (both the core and the cover) is ensured by the use of modern technologies: machine tools with numerical control, additive technology .

Высокая точность моделирования жесткостных характеристик обеспечивается за счет разборности модели и возможности итерационной доработки сердечника. The high accuracy of stiffness characteristics modeling is ensured due to the disassembly of the model and the possibility of iterative refinement of the core.

Недостатком прототипа представляется качество поверхности модели на относительно большом участке крышки. Главным же недостатком модели с внешним вырезом представляется невозможность обеспечить такое положение оси жесткости и соотношения крутильной и изгибной жесткостей, при которых упругая модель становится «квазижесткой» аэродинамической моделью.The disadvantage of the prototype is the quality of the surface of the model on a relatively large area of the cover. The main disadvantage of the model with an external cutout is the impossibility of providing such a position of the stiffness axis and the ratio of torsional and bending stiffness, in which the elastic model becomes a "quasi-rigid" aerodynamic model.

Задачей предлагаемого технического решения является создание «квазижесткой» аэродинамической модели, у которой при изменении скоростного напора и угла атаки модели, изменение местных углов атаки сечений несущей поверхности практически равно нулю. The objective of the proposed technical solution is to create a "quasi-rigid" aerodynamic model, in which, with a change in the velocity head and the angle of attack of the model, the change in the local angles of attack of the sections of the bearing surface is practically equal to zero.

Техническим результатом является повышение точности экспериментальных исследований аэродинамических характеристик несущих поверхностей, в частности, повышение точности учета влияния числа Рейнольдса.The technical result is to increase the accuracy of experimental studies of the aerodynamic characteristics of the bearing surfaces, in particular, to increase the accuracy of taking into account the influence of the Reynolds number.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в аэродинамической модели несущей поверхности большого удлинения, представляющей собой конструкцию несущей поверхности переменного профиля с внутренней полостью, внутренняя полость модели выполнена в виде выреза, расположенного со стороны передней кромки по всей длине модели, исключая концевую часть в зоне 0,95-1,0 размаха, ориентированного параллельно срединной линии профиля в сечениях модели по ее размаху и закрытого лобовиком, образующим аэродинамические обводы профиля в области передней кромки модели, при этом вырез рассчитан и выполнен так, что центры жесткости сечений модели располагаются в диапазоне от 65 до 80 % местной хорды в направлении к задней кромке, верхняя и нижняя части модели, образованные посредством выреза, соединены дискретно расположенными в передней части модели перемычками, образующими профиль модели в области передней кромки и ориентированными по нормали к ней.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the aerodynamic model of the bearing surface of high elongation, which is a design of the bearing surface of a variable profile with an internal cavity, the internal cavity of the model is made in the form of a cutout located on the side of the leading edge along the entire length of the model, excluding the end part in the zone of 0.95-1.0 span, oriented parallel to the midline of the profile in the sections of the model along its span and closed by a windshield forming aerodynamic contours of the profile in the region of the leading edge of the model, while the cutout is calculated and made so that the centers of rigidity of the sections of the model are located in the range from 65 to 80% of the local chord in the direction of the trailing edge, the upper and lower parts of the model, formed by means of a cutout, are connected by bridges discretely located in the front of the model, forming the profile of the model in the region of the leading edge and oriented normal to it.

Размер выреза по высоте, равен не более 50 % от максимальной толщины профиля и по глубине, в направлении от передней к задней кромке, равен не более 80 % местной хорды.The size of the notch in height is equal to no more than 50% of the maximum thickness of the profile and in depth, in the direction from the front to the rear edge, is equal to no more than 80% of the local chord.

Лобовик, закрывающий внутренний открытый вырез модели и образующий аэродинамические обводы профиля в области передней кромки модели, выполнен в виде сегментов из низкомодульного материала, протяженностью по хорде не превышающей 15 % местной хорды, соединенных на клею по их торцам со стенками перемычек, а также входящих по скользящей посадке в вырез и соединенных на клею со стенками выреза, участки сегментов лобовика обклеены по контуру профиля защитным материалом.The windshield, covering the internal open cutout of the model and forming aerodynamic contours of the profile in the area of the leading edge of the model, is made in the form of segments of low-modulus material, the length along the chord does not exceed 15% of the local chord, connected by glue along their ends with the walls of the jumpers, and also included along sliding fit into the cutout and glued to the cutout walls, sections of the windshield segments are glued along the profile contour with a protective material.

Модель выполнена из стали или высокомодульного композиционного материала.The model is made of steel or high modulus composite material.

Предлагаемое техническое решение иллюстрируется следующими фигурами.The proposed technical solution is illustrated by the following figures.

На фиг. 1 показана форма в плане аэродинамической модели несущей поверхности большого удлинения.In FIG. 1 shows the plan form of an aerodynamic model of a high aspect ratio bearing surface.

На фиг. 2 представлено место Б аэродинамической модели несущей поверхности большого удлинения, показанное на фиг. 1.In FIG. 2 shows location B of the high aspect ratio airfoil model shown in FIG. 1.

На фиг. 3 представлено сечение А-А модели, показанное на фиг. 2.In FIG. 3 is an A-A section of the model shown in FIG. 2.

На фиг. 4 представлено сечение В-В модели, показанное на фиг. 2.In FIG. 4 is a B-B section of the model shown in FIG. 2.

На фиг. 5 показаны поточные углы закручивания модели.In FIG. 5 shows the in-line twist angles of the model.

На фиг. 6 показаны жесткости модели до и после модификации.In FIG. 6 shows the stiffnesses of the model before and after the modification.

Позициями на чертежах обозначены:Positions in the drawings indicate:

1 - аэродинамическая модель несущей поверхности большого удлинения;1 - aerodynamic model of the bearing surface of high elongation;

2 - вырез;2 - cutout;

3 - передняя кромка модели;3 - leading edge of the model;

4 - задняя кромка модели;4 - trailing edge of the model;

5 - центры жесткости сечений;5 - centers of rigidity of sections;

6 - тонкостенные перемычки;6 - thin-walled jumpers;

7 - сегмент лобовика;7 - windshield segment;

8 - защитный материал;8 - protective material;

9 - верхняя часть модели;9 - upper part of the model;

10 - нижняя часть модели.10 - lower part of the model.

Аэродинамическая модель 1 несущей поверхности большого удлинения устроена следующим образом.Aerodynamic model 1 of the bearing surface of high elongation is arranged as follows.

Она представляет собой конструкцию несущей поверхности переменного профиля с внутренней полостью.It is a design of a bearing surface of a variable profile with an internal cavity.

Внутренняя полость модели 1 выполнена в виде выреза 2, расположенного со стороны передней кромки 3 по всей длине модели 1, исключая концевую часть в зоне 0,95-1,0 размаха. Вырез 2 ориентирован параллельно срединной линии профиля в сечениях модели 1 по ее размаху и закрыт лобовиком, образующим аэродинамические обводы профиля в области передней кромки 3 модели 1. The internal cavity of the model 1 is made in the form of a cutout 2, located from the side of the leading edge 3 along the entire length of the model 1, excluding the end part in the zone of 0.95-1.0 span. The notch 2 is oriented parallel to the midline of the profile in the sections of model 1 along its span and is closed by a windshield forming aerodynamic contours of the profile in the region of the leading edge 3 of model 1.

Размер выреза 2 по высоте, равный не более 50 % от максимальной толщины профиля, и по глубине в направлении к задней кромке 4, равный не более 80 % местной хорды, рассчитан и выполнен так, что центры жесткости сечений 5 модели 1 располагаются в диапазоне от 65 до 80 % местной хорды в направлении к задней кромке 4.The size of cutout 2 in height, equal to no more than 50% of the maximum thickness of the profile, and in depth in the direction of the trailing edge 4, equal to no more than 80% of the local chord, is calculated and made so that the centers of rigidity of sections 5 of model 1 are located in the range from 65 to 80% of the local chord towards the trailing edge 4.

Верхняя 9 и нижняя 10 части модели, образованные посредством выреза 2, соединены дискретно расположенными в передней части модели перемычками 6, образующими профиль модели в области передней кромки 3 и ориентированными примерно по нормали к ней.The upper 9 and lower 10 parts of the model, formed by means of a cutout 2, are connected by jumpers 6 discretely located in the front part of the model, forming the profile of the model in the region of the leading edge 3 and oriented approximately along the normal to it.

При этом размеры и число перемычек 6, как и их положение, выбираются, исходя из требования достижения близкого к нулю влияния их на изгибную и крутильную жесткости модели 1, а также обеспечения неизменности размера выреза модели 1 и жесткостных характеристик модели 1 под действием максимальных аэродинамических нагрузок при больших значениях углов атаки и скоростного напора в потоке аэродинамической трубы. Выбор толщины перемычек обусловлен технологическими ограничениями при изготовлении и прочностью модели 1. Например, при размере модели 1-2 метра, толщина перемычки может быть примерно 1-2 мм. In this case, the dimensions and number of jumpers 6, as well as their position, are selected based on the requirement to achieve a close-to-zero effect on the bending and torsional stiffness of model 1, as well as to ensure that the size of the model 1 cutout and the stiffness characteristics of model 1 remain unchanged under the influence of maximum aerodynamic loads. at large values of angles of attack and velocity head in the wind tunnel flow. The choice of the thickness of the jumpers is due to technological limitations in the manufacture and the strength of model 1. For example, with a model size of 1-2 meters, the thickness of the jumper can be approximately 1-2 mm.

Лобовик, закрывающий внутренний открытый вырез 2 модели 1 и образующий аэродинамические обводы профиля в области передней кромки 3 модели 1, выполнен в виде сегментов 7 из низкомодульного материала, например, из любого вида пенопласта: пенополистирола, пенополиуретана, поливинилхлоридного пенопласта или любого другого низкомодульного материала со схожими свойствами. Выбор низкомодульного материала обусловлен тем, что вклад сегментов лобовика 7 в жесткости модели 1 должен быть минимальным и учитываемым при расчете контура модели 1.The windshield covering the internal open cutout 2 of model 1 and forming aerodynamic contours of the profile in the region of the leading edge 3 of model 1 is made in the form of segments 7 of low-modulus material, for example, from any type of foam: polystyrene foam, polyurethane foam, polyvinyl chloride foam or any other low-modulus material with similar properties. The choice of low-modulus material is due to the fact that the contribution of windshield segments 7 to the rigidity of model 1 should be minimal and taken into account when calculating the contour of model 1.

Протяженность сегментов лобовика 7 по хорде не превышает 15 % местной хорды. Сегменты 7 соединены на клею по их торцам со стенками перемычек 6 и входят по скользящей посадке в вырез 2, со стенками которого также соединены на клею. Для предотвращения нарушения гладкости передней кромки 3 модели 1 от эффекта пескоструйки пылевыми частицами, содержащимися в набегающем потоке воздуха, сегменты 7 обклеены по контуру профиля защитным материалом 8. В качестве защитного материала может быть использована, например, тонкая ткань или фольга.The length of the front segments 7 along the chord does not exceed 15% of the local chord. The segments 7 are glued together at their ends with the walls of the bridges 6 and slide into cutout 2, with the walls of which they are also connected with glue. To prevent violation of the smoothness of the leading edge 3 of model 1 from the effect of sandblasting by dust particles contained in the oncoming air flow, segments 7 are glued along the contour of the profile with a protective material 8. As a protective material, for example, thin fabric or foil can be used.

Благодаря геометрии и параметрам выреза 2, изгибная и крутильная жесткости сечений, реализуются такими, что при изменении скоростного напора и угла атаки модели 1, изменение производных аэродинамических сил и моментов по углу атаки модели 1 и местных углов атаки сечений модели 1, практически равны нулю.Due to the geometry and parameters of the notch 2, the bending and torsional stiffness of the sections are realized in such a way that when the velocity head and the angle of attack of model 1 change, the change in the derivatives of aerodynamic forces and moments with respect to the angle of attack of model 1 and the local angles of attack of the sections of model 1 are practically equal to zero.

Расчет параметров выреза представляет собой итерационную процедуру, состоящую из следующих операций:The calculation of cutout parameters is an iterative procedure consisting of the following operations:

1. Для исходного варианта модели с исходным положением оси жесткости определяются изгибная и крутильная жесткости. Обычно это вариант цельнометаллической модели.1. For the original version of the model with the initial position of the stiffness axis, the bending and torsional stiffnesses are determined. Usually this is a variant of the all-metal model.

2. Для заданного режима полета, под который проектируется модель (например, крейсерский режим полета) методом последовательных итераций определяется положение оси жесткости, при котором поточные углы закручивания по всему размаху будут равны нулю. 2. For a given flight mode, for which the model is designed (for example, cruising flight mode), the position of the stiffness axis is determined by the method of successive iterations, at which the flow angles of twist along the entire span will be equal to zero.

3. Для определенного таким образом положения оси жесткости в нескольких произвольно выбранных сечениях модели, перпендикулярных оси жесткости, методом последовательных итераций производится расчет параметров внутреннего выреза, при которых обеспечивается требуемое положение оси жесткости.3. For the position of the stiffness axis determined in this way in several arbitrarily selected sections of the model perpendicular to the stiffness axis, the method of successive iterations calculates the parameters of the internal cutout, which provide the required position of the stiffness axis.

4. Для модели с полученными параметрами выреза определяются изгибная и крутильная жесткости.4. For the model with the obtained cutout parameters, the bending and torsional stiffnesses are determined.

5. Далее операции повторяются, начиная с пункта 2 (каждый раз с новыми значениями жесткостей) до тех пор, пока при очередном повторении цикла операций 2-3-4 положение оси жесткости останется неизменным.5. Further, the operations are repeated, starting from point 2 (each time with new stiffness values) until the position of the stiffness axis remains unchanged during the next repetition of the cycle of operations 2-3-4.

Изготавливают аэродинамическую модель 1 несущей поверхности большого удлинения, по рассчитанным таким образом параметрам из стали или высокомодульного композиционного материала, посредством технологических операций механической обработки на станках с числовым программным управлением. При этом внутренний открытый спереди вырез 2 прямоугольного сечения в монолитной модели сплошного сечения выполняют фрезерованием с помощью фрезы с осью вращения, параллельной стенкам выреза 2 и параллельной стенкам перемычек 6.An aerodynamic model 1 of a bearing surface of high elongation is made, according to the parameters thus calculated, from steel or a high-modulus composite material, by means of technological machining operations on machine tools with numerical control. At the same time, an internal open front cutout 2 of a rectangular section in a monolithic model of a solid section is performed by milling using a cutter with an axis of rotation parallel to the walls of the cutout 2 and parallel to the walls of the jumpers 6.

Также фрезерованием из низкомодульного материала изготавливают сегменты лобовика 7, вставляют их в вырезы, приклеивают их торцы к стенкам перемычек 6 и стенкам выреза 2 и обклеивают образованный таким образом контур профиля в области передней кромки вне выреза защитным материалом 8.Also, segments of the windshield 7 are made by milling from a low-modulus material, inserted into the cutouts, their ends are glued to the walls of the jumpers 6 and the walls of the cutout 2, and the profile contour formed in this way in the region of the leading edge outside the cutout is pasted over with protective material 8.

Достигаемый положительный эффект доказывается представленными на фиг. 5 и 6 результатами расчетных исследований упругих деформаций модели на «крейсерском» режиме полета самолета: М=0.85, q=54 кПа, α=3^°. Как видно, исходная модель (сплошного сечения, без выреза) с заданными жесткостными характеристиками (фиг. 6) имеет весьма существенную зависимость местных углов атаки в сечениях по размаху (фиг. 5). А модель с вырезом, с жесткостными характеристиками, существенно отличными от характеристик исходной модели (фиг. 6), имеет практически нулевые значения местных углов атаки в сечениях по размаху. Потому модель с вырезом условно названа «квазижесткой».The positive effect achieved is shown in Figs. 5 and 6 are the results of computational studies of elastic deformations of the model in the "cruising" mode of aircraft flight: M=0.85, q=54 kPa, α=3 ^° . As can be seen, the original model (solid section, without cutout) with given stiffness characteristics (Fig. 6) has a very significant dependence of local angles of attack in spanwise sections (Fig. 5). And the model with a notch, with stiffness characteristics significantly different from the characteristics of the original model (Fig. 6), has practically zero values of local angles of attack in sections along the span. Therefore, a model with a cutout is conditionally called “quasi-rigid”.

Заявляемая квазижесткая аэродинамическая модель несущей поверхности большого удлинения предназначена для экспериментальных исследований в аэродинамических трубах проблем аэромеханики. Конструктивные особенности модели позволяют с повышенной точностью проводить экспериментальные исследования аэродинамических характеристик модели, в частности, повысить точность учета влияния числа Рейнольдса.The claimed quasi-rigid aerodynamic model of the bearing surface of high elongation is intended for experimental studies in wind tunnels of aeromechanics problems. The design features of the model make it possible to carry out experimental studies of the aerodynamic characteristics of the model with increased accuracy, in particular, to improve the accuracy of taking into account the influence of the Reynolds number.

Claims

1. An aerodynamic model of a bearing surface of high elongation, which is a design of a bearing surface of a variable profile with an internal cavity, characterized in that the internal cavity of the model is made in the form of a cutout located on the side of the leading edge along the entire length of the model, excluding the end part in the zone of 0.95 -1.0 span, oriented parallel to the midline of the profile in the sections of the model along its span and closed by a windshield, forming aerodynamic contours of the profile in the region of the leading edge of the model, the upper and lower parts of the model, formed by means of a cutout, are connected by bridges discretely located in the front of the model, forming the profile of the model in the region of the leading edge and oriented along the normal to it, while the cutout is calculated and made so that the centers of rigidity of the sections of the model are located in the range from 65 to 80% of the local chord in the direction towards the trailing edge.

2. An aerodynamic model according to claim 1, characterized in that the size of the notch in height is equal to no more than 50% of the maximum profile thickness and in depth, in the direction from the leading to the trailing edge, is equal to no more than 80% of the local chord.

3. The aerodynamic model according to claim 1, characterized in that the windshield covering the internal open cutout of the model and forming aerodynamic contours of the profile in the region of the leading edge of the model is made in the form of segments of low-modulus material with a chord length not exceeding 15% of the local chord, connected with glue along their ends with the walls of the jumpers, as well as those included in the sliding fit into the cutout and connected with glue to the walls of the cutout, sections of the windshield segments are glued along the contour of the profile with a protective material.

4. An aerodynamic model according to claim 1, characterized in that it is made of steel or a high-modulus composite material.