Устройство для измерения параметров воздушно-реактивного двигателя в условиях моделирования реального полета

Предлагаемое изобретение относится к области оборудования для измерения параметров воздушно-реактивного двигателя для высокоскоростных летательных аппаратов в условиях реального полета. Устройство содержит запускаемый, например, с самолета-матки разгонный, управляемый, преимущественно спускаемый ЛА-носитель, с двумя, диаметрально разнесенными испытуемыми ВРД, каждый из которых установлен на соответствующей грани носовой части ЛА-носителя, выполненной ножевидной, с симметричными гранями и длиной передней кромки, по меньшей мере, равной ширине воздухозаборника испытуемого ВРД. Новыми существенными признаками устройства являются: - выполнение носовой части ЛА-носителя ножевидной с симметричными гранями; - выполнение передней кромки ножевидной носовой части ЛА-носителя длиной, по меньшей мере, равной ширине воздухозаборника испытуемого ВРД; - установка двух испытуемых ВРД диаметрально симметрично на гранях носовой части. Предлагаемое устройство обеспечивает возможность повышения точности измерений параметров работы испытуемого ВРД за счет обеспечения лучших условий моделирования обтекания набегающим потоком воздуха его в условиях реального полета. Опытный экземпляр предлагаемого устройства изготовлен на предприятии - заявителе и прошел испытания с экспериментальными ВРД с положительным результатом.

Предлагаемое изобретение относится к области оборудования для измерения параметров воздушно-реактивного двигателя (далее - ВРД) для летательных аппаратов (далее - ЛА) в условиях моделирования реального полета.

В настоящее время при отработке ВРД для ЛА с повышенными скоростями полета зачастую требуется модернизация оборудования для измерения параметров ВРД.

Причем кроме измерения параметров разрабатываемого ВРД на стенде проводят измерение аналогичных параметров в условиях реального полета, что дает возможность правильной оценки параметров работы ВРД.

Известно устройство (1) для измерения параметров ВРД, когда испытуемый ВРД устанавливался на консоли в передней части управляемого ЛА-носителя, запускаемого с земли, с последующей записью параметров испытуемого ВРД на контрольном участке полета.

Недостатком такого устройства являлись значительные погрешности измерения параметров ВРД, обусловленные наличием крепежной консоли и ограниченные возможности по скорости ЛА-носителя.

Известно устройство (2) для измерения параметров ВРД, когда испытуемый ВРД устанавливался на боковой части корпуса управляемого ЛА-носителя, также запускаемого с земли, с последующей записью параметров ВРД на контрольном участке полета.

Недостатком данного устройства являлись погрешности при измерении параметров ВРД, обусловленные, во-первых, фактором несимметричного обтекания набегающим воздухом ЛА-носителя с установленным на нем ВРД и, во-вторых, фактором нестабильности набегающего воздуха в воздухозаборник ВРД из-за взаимного расположения испытуемого ВРД и корпуса ЛА-носителя.

Кроме того, также как и устройство (1), данное устройство имело ограниченные возможности по скорости ЛА-носителя.

Известно устройство (3) для измерения параметров ВРД, когда испытуемый ВРД устанавливался на управляемом ЛА-носителе, который стартовал с самолета-матки в определенной точке полета, далее набирал необходимую скорость, после чего производился запуск испытуемого ВРД и измерение и запись его параметров работы на контрольном участке полета ЛА-носителя.

Несмотря на существенное расширение диапазона скоростей ЛА-носителя с испытуемым ВРД, данному устройству характерны те же недостатки по погрешности измерений, что и устройству (2), плюс еще и дополнительную погрешность, возникающую от потока воздуха, обтекающего несимметричный ЛА-носитель.

В качестве прототипа предложенного устройства взято устройство (3), как наиболее близкое по технической сути и достигаемому техническому эффекту при использовании.

Задачей, которую решали авторы при разработке предлагаемого устройства для измерения параметров ВРД, являлось повышение точности измерения параметров испытуемого ВРД за счет улучшения условий обтекания его набегающим потоком воздуха при моделировании работы ВРД в условиях реального полета.

Эта задача решена в устройстве, содержащем запускаемый, например, с самолета-матки, управляемый, преимущественно спускаемый ЛА-носитель, с двумя, диаметрально разнесенными испытуемыми ВРД, каждый из которых установлен на соответствующей грани носовой части ЛА-носителя, выполненной ножевидной, с симметричными гранями и длиной передней кромки, по меньшей мере, равной ширине воздухозаборника испытуемого ВРД.

Новыми существенными признаками устройства являются:

- выполнение носовой части ЛА-носителя ножевидной, с симметричными гранями;

- выполнение передней кромки ножевидной носовой части ЛА-носителя длиной, по меньшей мере, равной ширине воздухозаборника испытуемого ВРД;

- установка двух испытуемых ВРД диаметрально симметрично на гранях носовой части.

По мнению авторов, вышеуказанные отличительные признаки являются существенными, т.к. только их наличие в совокупности с остальными признаками обеспечивает возможность улучшения условий моделирования обтекания испытуемых ВРД набегающим потоком воздуха в условиях реального полета и, как следствие, повышения точности измерений параметров работы испытуемых ВРД.

Предлагаемое устройство изображено на прилагаемом чертеже, где:

1 - управляемый ЛА-носитель;

2 - ножевидная носовая часть носителя;

3 - симметричные грани ножевидной носовой части ЛА- носителя;

4 - передняя кромка ножевидной носовой части носителя;

5 - испытуемые ВРД;

6 - аппаратура измерения и записи параметров испытуемого ВРД;

7 - зажимы для крепления ЛА-носителя на самолете-матке.

Предлагаемое устройство содержит управляемый ЛА-носитель 1, носовая часть которого 2 выполнена ножевидной, с симметричными гранями 3 и передней кромкой 4, длина которой должна быть не менее ширины воздухозаборника испытываемого ВРД, исходя из условий равномерности набегающего воздушного потока по всей ширине воздухозаботника.

Испытуемые ВРД 5 закреплены диаметрально друг к другу на соответствующих гранях 3 вне зоны действия ударной волны от передней

кромки 4. Узел 6 измерения параметров испытуемого ВРД включает типовой набор датчиков и электронной аппаратуры, например (4), для измерения и записи сигналов, пропорциональных температуре, давлению и расходу топлива с последующей расшифровкой их на земле после спуска ЛА-носителя 1.

Работа предлагаемого устройства заключается в следующем.

ЛА-носитель 1 с установленными на нем испытуемыми ВРД-5 и измерительной аппаратурой 6 закрепляют под днищем самолета-матки на специальных, например электромагнитных, зажимах 7.

Самолет-матка взлетает, набирает скорость и в контрольной точке полета по команде раскрывает зажимы 7, удерживающие ЛА-носитель 1 с испытуемыми ВРД 5.

Далее, на безопасном расстоянии от самолета-матки, включается двигатель ЛА-носителя 1 и последний набирает дополнительную по отношению к скорости самолета - матки скорость.

После достижения контрольной скорости ЛА-носителя 1 включаются испытуемые ВРД 5 и бортовая аппаратура 6 на борту ЛА-носителя измеряет и записывает температуру, давление и расход топлива работающих ВРД 5.

С учетом того, что предлагаемое устройство точнее моделирует необходимые параметры набегающего воздушного потока на испытуемый ВРД чем в прототипе, измеряемые параметры работы ВРД более точно отражают действительные величины, чем при измерении устройством - прототипом.

Опытный экземпляр предлагаемого устройства изготовлен на предприятии - заявителе и прошел испытания с экспериментальными ВРД с положительным результатом.

Литература.

1. Труды Центрального института авиационного моторостроения им. Баранова. ЦИАМ 1980-2000. Машиностроение. Москва. 2000 г. книга 1, рис.1.149

2. Научно-технический журнал «Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики». Издательство Военно-технической литературы. №4 2000 г. стр.8.

3. 1. Труды Центрального института авиационного моторостроения им. Баранова. ЦИАМ 1980-2000. Машиностроение. Москва. 2000 г. книга 1, рис. Стр.287

4. М.Е.Дейч. Техническая газодинамика. Издательство «Энергия» Москва. 1974 г. стр.575-582.

Устройство для измерения параметров воздушно-реактивного двигателя в условиях моделирования реального полета, содержащее запускаемый, например, с самолета-матки, управляемый, преимущественно спускаемый, разгонный летательный аппарат-носитель, с установленным на нем испытуемым воздушно-реактивным двигателем и узлом измерения и записи параметров его работы, отличающееся тем, что в его состав введен второй, аналогичный первому и диаметрально размещенный по отношению к нему, испытуемый воздушно-реактивный двигатель, причем каждый из них установлен на соответствующей грани носовой части летательного аппарата-носителя, выполненной ножевидной с симметричными гранями и длиной передней кромки, по меньшей мере, равной ширине воздухозаборника испытуемого воздушно-реактивного двигателя.