Способ прогнозирования бафтинга самолета

Авторы патента:

G01M9 - Аэродинамические испытания; устройства, связанные с аэродинамическими трубами (вопросы строительства - раздел E; исследование свойств материалов G01N)

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано для прогнозирования бафтинга самолета и разработки способов его парирования либо смещения на большие углы атаки. Цель - повышение производительности и достоверности прогноза. Способ прогнозирования бафтинга самолета заключается в том, что перед проведением испытаний на модель наносят масляное покрытие , помещают ее в поток аэродинамической трубы и по полученным на ряде углов атаки спектрам течений фиксируют границы , разделяющие области с присоединенными и ерывными течениями, на которых и в непосредственной близости от которых устанавливают датчики нестационарных давлений для последующих испытаний. 2 ИЛ. ..- : (Л С

СОВХОЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (c>)s G 01 М 9/00

ГОСУДАРСТВЕННОЕ riATEHTHOE

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИ

К ПАТЕНТУ ч ч и мр (21) 4917199/23 (22) 07,03,91 (46) 28.02,93. Бюл. N 8 (71) Государственный союзный сибирский научно-исследовательский институт авиации им, С.А,Чаплыгина (72) Ю.A,Ïðóäíèêoâ и Э.А.Караваев (73) Государственный .союзный сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А.Чаплыгина (56) МаЬеу О.G. Beyond the Buffet Boundary.

The Aегоnautical Journal. Vol, 77, р.р. 201вЂ”

215, April, 1973.

Triplet W,Å. Pressure Measurements on

Twin Vertical Tails in Buffeting Flow, Journal

of А!ГсгаК Vot.20. N 11 р.р. 920-925, 1983. (54) СПОСОБ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ БАФТИНГА САМОЛЕТА

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано для прогнозирования бафтинга самолета и разработки способов его парирования либо смещения на большие углы атаки, Целью изобретения является повышение производительности эксперимента и достоверности прогнозирования бафтинга самолета.

На фиг, 1 приведены фотография спектров обтекания модели самолета, полученная с помощью масляного покрытия, а также зависимости уровней пульсаций статического давления для двух дренажйых точек от угла атаки; на фиг, 2 вЂ” зависимости уровней пульсаций статического давления от угла атаки, полученные в трубном и летном экспериментах. Там же приведена граница по углу атаки начала бафтинга самолета (1), on„., Ж, „17994б2 АЗ (57) Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано для прогнозирования бафтинга самолета и разработки способов его парирования либо смещения на большие углы атаки. Цель вЂ” повышение производительности и достоверности прогноза. Способ прогнозирования бафтинга самолета заключается в тбм, что перед проведением испытаний на модель наносят масляное покрытие. помещают ее в поток аэродинамической трубы и по полученным на ряде углов атаки спектрам течений фиксируют границы, разделяющие области с присоединенными и срывными течениями, на которых и в непосредственной близости от которых устанавливают датчики нестационарных давлений для последующих испытаний. 2 ил.. ределенная в летных испытаниях, и отмечен критический по бафтингу уровень пульсаций статического давления, равный дР =

=0,1 (2).

Принцип реализации предлагаемого о способа заключается в том, что перед раз- "О работкой схемы дренирования модели осу- фь ществляется визуализация ее несущих элементов методом "масляной пленки", Для этого предварительно на модель самолета наносят масляное покрытие, помещают моделе в ооток авродинам ччес кои трубы и двв дчв нескольких значений углов атаки, охватывающих характерные режимы обтекания, фиксируют спектры течений., На полученных снимках выявляются линии отрыва и присоединенйя потока, границы глубокого срыва и характерные особые точки в предельных линиях тока (седла, узлы и т.п.), на которых и в непосредственной близости от них уста1799462 не углов атаки измеряют уровень и частотный спектр пульсаций статического давления, отличающийся тем, что, с целью повышения производительности экспери5 мейтэ и достоверности прогноза. предварительно. на модель самолета наносят масляное покрытие, помещают модель в по. ток аэродинамической трубы и по полученным на ряде углов атаки спектрам течений

10 фиксируют границы, разделяющие области с присоединенными и срывными течениями, на которых и.в непосредственной близости от которых устанавливают датчики нестационарных давлений для йоследующих испы15 таний. нэвливают датчики нестационарных давлений (фиг. 1). Затем модель вновь помещают в поток аэродинамической трубы и в широком диапазоне углов атаки измеряют уровень и частотный спектр.пульсацйй статического давления, на основании кото рых и прогнозируется бафтинг самолета.

Формула изобретения

Способ прогнозировайия бафтинга самолета, заключающийся в том. что на несущих элементах модели самолета устанавливают датчики нестационарных давлений, помещают модель в по ок аэродинамической трубы и в широком.диапаэо b 0/

О К ббб/l /

Составитель С. Кузнецова

Техред M.Ìîðãåíòýë . Корректор Н. Слободяник

Редактор

Заказ 793 Тираж . Подписное

8НИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб.. 4/5 .

Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина, 101

Способ прогнозирования бафтинга самолета

Изобретение относится к авиационно - космической технике, в точности к носовым частям летательных аппаратов, к устройствам улучшения их аэродинамических характеристик при сверхзвуковых скоростях полета

Аэродинамическая экспериментальная установка // 1798639

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, а более конкретно к экспериментальным аэродинамическим установкам для исследования обтекания газом аэродинамических поверхностей

Устройство для определения распределения давления по поверхности тела // 1793299

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к устройствам для измерения постоянного и медленно меняющегося давления газообразных или жидких веществ, и может быть использовано в аэродинамическом эксперименте

Способ изготовления аэродинамической модели транспортного средства // 1782318

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при изготовлении аэродинамических моделей транспортного средства, например ракет, самолетов, автомобилей, железнодорожного транспорта и т.д

Звездообразный наконечник ведерникова // 1782219

Изобретение относится к авиационнокосмической технике, а точнее к носовым частям летательных аппаратов, к устройствам улучшения их аэродинамических характеристик при сверхи дозвуковых скоростях полета

Рабочая часть трансзвуковой аэродинамической трубы с адаптивными стенками // 1779970

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике в частности к конструкции трансзвуковых аэродинамических труб

Способ определения аэродинамических сил и моментов при апериодическом перемещении модели и устройство для его осуществления // 1779969

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов

Устройство для изменения положения модели в аэродинамической трубе // 1776127

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано в конструкциях подвесных устройств

Способ создания рабочего потока в аэродинамической трубе // 1776125

Устройство для разрыва мембраны в одноимпульсной ударной трубе // 1774205

Изобретение относится к области испытания материалов на ударное воздействие, а именно к устройствам для разрушения мембран в одноимпульсных ударных трубах

Способ определения гистерезиса стационарных аэродинамических сил и моментов // 2101690

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов

Способ получения гиперзвукового потока // 2101691

Изобретение относится к способам получения в наземных условиях высокоэнергетических потоков рабочего газа, пригодных для моделирования условий гиперзвукового полета в атмосфере Земли

Устройство для угловых и линейных перемещений модели летательного аппарата в аэродинамической трубе // 2102714

Способ определения коэффициента лобового сопротивления тел // 2103666

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для определения коэффициента лобового сопротивления тел в разреженных средах, изобретение позволяет расширить экспериментальные возможности за счет обеспечения определения коэффициента лобового сопротивления тел в свободномолекулярном потоке газовой среды

Способ уменьшения толщины пограничного слоя газа на обтекаемой поверхности // 2103667

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности, к вакуумным аэродинамическим установкам, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве

Датчик напряжения поверхностного трения // 2112228

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения напряжения трения на поверхности самолетов, судов, автомобилей и других транспортных средств и их моделей

Модель с державкой для испытаний в аэродинамических трубах на электромеханических весах // 2114409

Изобретение относится к технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах

Способ получения гиперзвукового потока для аэродинамических исследований и устройство для его осуществления (варианты) // 2115905

Способ идентификации аэродинамических характеристик автоматически управляемых летательных аппаратов по результатам летных испытаний // 2124711

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно, к способам определения аэродинамических характеристик - зависимостей коэффициентов аэродинамических моментов от определяющих переменных: углов атаки, скольжения и углов отклонения рулей, формы указанных зависимостей и их числовых параметров

Способ и устройство для определения силы лобового сопротивления воздуха транспортному средству // 2129260

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при испытаниях транспортных средств