Способ определения характеристик продольной управляемости и устойчивости летательных аппаратов

Способ определения характеристик продольной управляемости и устойчивости летательных аппаратов, основанный на использовании динамически подобных моделей, отличающийся тем, что, с целью повышения точности и упрощения эксперимента, узел подвески модели, обеспечивающий ей единственную степень свободы - поворот в плоскости тангажа, располагают впереди аэродинамического фокуса, например, в центре тяжести, плавно отклоняют руль высоты модели и одновременно регистрируют угол отклонения руля, угол атаки, подъемную силу и мгновенное распределение давления, после чего определяют соответствующие моменту, когда подъемная сила модели равна ее весу, указанные величины угла атаки, угла отклонения руля высоты, мгновенное распределение давления, характеризующие параметры продольной управляемости и устойчивости свободно плавающей в тот момент модели.

Настоящее предлагаемое изобретение относится к области экспериментальных исследований вопросов аэроупругости (управляемости, устойчивости), проводимых в аэродинамических трубах на упруго-подобных моделях самолетов и ракет в условиях, близких к условиям их свободного полета.

Целью настоящего предлагаемого изобретения является упрощение известного способа определения характеристик продольной управляемости и устойчивости и повышение точности необходимых при этом измерений. Поставленная цель достигается тем, что модель закрепляют в одной точке, впереди аэродинамического фокуса, например, в центре тяжести модели (в ряде случаев это желательно), к шарнирному узлу, обеспечивающему модели единственную степень свободы - поворот в плоскости тангажа. При заданной скорости потока медленно отклоняют дистанционно управляемый руль высоты модели (при плавном отклонении руля на модель не действуют инерционные нагрузки, а только аэродинамические силы и распределенные подобно натурным силы веса модели), и регистрируют в зависимости от времени изменение углов атаки модели , отклонения руля высоты , подъемной силы Y, а также, если это желательно, мгновенного распределения давления .

По этим зависимостям определяют затем соответствующие моменту, когда подъемная сила становится равной весу модели, параметры свободно летящей таким образом модели.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется возможной схемой его реализации на чертеже.

Шарнир 1 модели 2, ось которого выполняют перпендикулярной плоскости симметрии модели и расположенной впереди фокуса, например, в центре тяжести модели, с помощью жесткого элемента 3 устанавливают неподвижно относительно стенок и пола трубы 4. Свободно деформирующаяся упругоподобная модель имеет, таким образом, только одну степень свободы (поворот вокруг оси шарнира 1 с возможностью изменения угла атаки ).

Тем не менее, в определенных условиях (при указанном положении оси шарнира и определенном сочетании и ) полет модели будет устойчивым (как показывают расчеты и опыт) и свободным. Для достижения этих условий при заданной скорости потока плавно отклоняют дистанционно управляемые рули высоты модели 5. При этом также плавно меняются такие интересующие нас параметры, как угол атаки , подъемная сила Y, которые фиксируют с помощью регистрирующей аппаратуры. Операцию повторяют при последовательном ряде значений скорости потока. Причем, диапазон изменения , заранее примерно определяемый расчетом, с изменением скорости (числа М потока) может несколько меняться. Зафиксировав изменение величин , , Y по времени, определяют затем момент (и соответствующие этому моменту параметры , , Y, распределение давления ), когда подъемная сила Y становится равной весу модели G. Именно в этот момент модель свободно летает, и шарнир 1 воспринимает только лобовую силу.

Наличие одной лишь степени свободы у модели, не исключающее, таким образом, возможность в такой же степени свободного полета, как при использовании известного способа подвески модели, делает предлагаемый способ и более простым, и более точным для наших задач. В частности, вся электрическая проводка от датчиков модели может быть пропущена с существенно меньшим искажением свободного движения модели через шарнир 1.

Угол атаки модели может измеряться непосредственно датчиком угла поворота модели вокруг оси шарнира; ошибка измерений при этом, как показывают расчеты, может быть уменьшена на 15÷20%. Отсутствуют также искажения в обтекании модели, обусловленные наличием в носовой части модели элемента типа направляющей, воспринимающей силу лобового сопротивления модели.

Изобретение относится к области экспериментальных исследований вопросов аэроупругости (управляемости, устойчивости), проводимых в аэродинамических трубах на упруго-подобных моделях самолетов и ракет в условиях, близких к условиям их свободного полета. Сущность: способ основан на использовании динамически подобных моделей. При этом узел подвески модели располагают впереди аэродинамического фокуса. Плавно отклоняют руль высоты модели и одновременно регистрируют угол отклонения руля, угол атаки, подъемную силу и мгновенное распределение давления. Затем, указанные величины угла атаки, угла отклонения руля высоты, мгновенное распределение давления определяют в момент, когда подъемная сила модели равна ее весу. Данные величины характеризуют параметры продольной управляемости и устойчивости свободно плавающей в этот момент модели. Технический результат: повышение точности и упрощение эксперимента. 1 ил.