Аэродинамические испытания; устройства, связанные с аэродинамическими трубами – G01M 9/00

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к аэродинамическим установкам (трубам), и может быть использовано для испытаний моделей лопастей воздушных винтов. Устройство содержит входной тракт с задвижкой и дросселем для ввода сжатого воздуха, форкамеру, пульсатор, сопло, рабочую часть, устройство изменения углового положения модели профиля сечения лопасти винта и проведения весовых измерений, выхлопной тракт, рабочую камеру. В форкамере установлены два дросселя, один из которых выполняет роль пульсатора, а другой предназначен для регулирования стационарной составляющей расхода воздуха. Оба дросселя изготовлены в виде двух расположенных соосно перфорированных цилиндров, причем внешние цилиндры неподвижны, внутренний цилиндр пульсатора выполнен с возможностью совершать вращательные и возвратно-поступательные перемещения, а внутренний цилиндр дросселя регулирования стационарной составляющей расхода воздуха выполнен с возможностью совершать только возвратно-поступательные перемещения вдоль оси. Стенки рабочей части аэродинамической трубы выполнены перфорированными. Устройство изменения углового положения модели выполнено в виде отсека рабочей части аэродинамической трубы, на боковых стенках отсека которого расположены тензовесы и устройство изменения углового положения, содержащее механизм синхронизации углового положения модели с пульсациями скорости потока в рабочей части. Технический результат заключается в повышении качества моделирования натурного обтекания профиля сечения лопасти воздушного винта. 3 ил.

Группа изобретений относится к гиперзвуковым аэродинамическим трубам (АДТ). Способ включает генерацию газа высокого давления из жидкого газа путем его газификации, регулирование давления и нагрев газа, охлаждение стенок сопла, рабочей части и диффузора, охлаждение рабочего газа в газоохладителе, создание разрежения в вакуумной камере, откачку газа из вакуумной камеры производят с помощью ККН, вымораживая рабочий газ на криопанелях в твердую фазу. При превышении предельной толщины слоя конденсата производят регенерацию криопанелей, напуская осушенный атмосферный воздух в изолированную полость ККН, полученный в результате регенерации сжиженный газ откачивают для хранения в резервуаре и газифицируют с целью поддержания требуемого давления в резервуаре газа высокого давления за счет энергии осушенного атмосферного воздуха. Для охлаждения рабочего газа в газоохладителе используют сжиженный газ, а полученный газ высокой температуры и давления направляют в резервуар газа высокого давления и (или) используют в газификаторе. В устройстве для откачки вакуумной камеры используются ККН, в которых газ не выбрасывается из вакуумируемой полости, а конденсируется в твердую фазу на предварительно охлажденных до Т=10÷25 K криопанелях. Для улучшения характеристик существующих ККН предлагается использовать импульсный режим их работы, а криопанели выполнять из пористого металла с открытой системой пор. Технический результат заключается в увеличении расхода откачиваемого газа, снижении энергозатрат на получение газа высокого давления на газификацию жидкого газа, нагреве и охлаждении рабочего газа, увеличении времени работы АДТ, уменьшении ее габаритов. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана. Стенд содержит модель с тензовесами, соединенную со стойкой, механизм угловых перемещений модели. Механизм угловых перемещений модели содержит коромысло, одно плечо которого соединено с энергоприводом, а другое плечо - с механизмом разгрузки энергопривода и с поводком двухзвенного механизма, второе звено которого выполнено в виде шатуна, соединенного со штоком посредством кронштейна и с опорой посредством рычага и промежуточной связи, соединенной с кронштейном, установленным на опоре. Рычаги расположены под углом к центральной части шатуна, что обеспечивает преобразование поступательного перемещения поводка в вертикальной плоскости в изменении угла рыскания модели. Стенд оснащен экраном с прорезью для стойки, выполненным с возможностью перемещения по высоте. Технический результат заключается в расширении возможностей стенда при получении вращательных производных сил и моментов. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает нагрев наружной поверхности обтекателя за счет пропускания электрического тока через эквидистантный этой поверхности нагреватель в виде токопроводящей тонкостенной оболочки переменной толщины по высоте, контактирующей с ограничителем из теплоизоляционного материала, также эквидистантным наружной поверхности обтекателя, и измерение температуры. Токопроводящая тонкостенная оболочка расположена к наружной поверхности обтекателя с зазором, в который нагнетают инертный газ под давлением, а ограничитель из теплоизоляционного материала выполнен пористым. Технический результат - расширение температурного диапазона воспроизведения теплового поля на наружной поверхности обтекателей из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции. 1 ил.

Симулятор свободного падения с замкнутой циркуляцией воздуха включает в себя камеру парения, в которой люди могут парить вследствие направленного вертикально вверх воздушного потока, с нижним отверстием на нижнем конце и верхним отверстием на верхнем конце, замкнутый воздухопровод с нагнетателем, который соединяет нижнее отверстие и верхнее отверстие камеры парения, отверстие впуска воздуха и отверстие выпуска воздуха для обмена воздуха внутри воздухопровода, отклоняющие устройства, отклоняющие пластины, которые изменяют направление воздушного потока внутри воздухопровода в угловых зонах и в зонах малого радиуса изгиба. Отверстие выпуска воздуха расположено внутри отклоняющего устройства. Вентиляционное устройство включает аэродинамическую трубу и отклоняющее устройство. Группа изобретений направлена на повышение эффективности регулирования температуры. 4 н. и 22 з.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения. Средство (6) регистрации параметра движения управляющей поверхности на основании командного сигнала угла отклонения, средство (7) вычисления и средство (8) определения оценочного значения аэродинамического коэффициента. Устройство для обнаружения отказа/повреждения управляющей поверхности содержит средство оценки и устройство для оценки аэродинамического коэффициента. Группа изобретений направлена на выявление отказа/повреждения управляющей поверхности при одновременном уменьшении дискомфорта для пассажиров. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к экспериментальному оборудованию для определения вращательных производных аэродинамических сил и моментов модели в аэродинамической трубе, в том числе вблизи экрана. Стенд содержит модель с тензовесами, установленную на стойке со штоком, и механизм ее перемещений. Также он содержит энергопривод в виде линейного электродвигателя с выдвижной тягой, посредством рычага и двухзвенного механизма с поводком вторым звеном кинематически связанный со штоком, соединенным в свою очередь с моделью. Выполнение кинематической связи второго звена двухзвенного механизма в виде установленного на штоке кронштейна или в виде ползуна с кронштейнами обеспечивает колебания модели по высоте и углам тангажа или крена. Оснащение стенда перемещающимся по направляющим экраном с прорезью для стойки со штоком обеспечивает испытания вблизи экрана. Технический результат заключается в расширении возможностей стенда при получении вращательных производных сил и моментов. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство состоит из силового механизма, изменяющего его контур по заданной программе, и командного устройства, управляющего этой программой. В контур управления введены последовательно включенные блок определения конечного положения ведущего ряда в функции заданного числа М, блок задания интенсивности движения ведущего ряда в функции времени управления и блок задания ординат ведомых рядов в функции заданной ординаты ведущего ряда, что позволяет с высокой точностью и скоростью изменять контур сопла. Технический результат заключается в повышении точности установки гибких стенок сопла аэродинамической трубы, а также надежности и простоты эксплуатации сопла. 1 ил.

Изобретение касается систем управления в экспериментальной аэродинамике, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство содержит контроллер управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла, приводы управления гибкими стенками сопла, цифровые датчики обратной связи, а также командное устройство, цифровой блок вычисления заданного положения ведомых рядов в функции измеренного положения ведущего ряда, а также цифровой датчик положения ведущего ряда и переключатель режима работы. При этом цифровой блок вычисления заданного положения ведомых рядов в функции измеренного положения ведущего ряда последовательно соединен с датчиком положения ведущего ряда и с контроллером управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла через переключатель режима работы. Технический результат заключается в создании устройства, обеспечивающего восстановление сопла аэродинамической трубы в автоматическом режиме и повышении точности установки сопла. 1 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Способ заключается в том, что управление гибкими стенками сопла осуществляют автоматическими приводными механизмами по заданной программе. Задание на изменение контура сопла в виде заданного числа М трансформируется в конечное положение ведущего ряда, а управление ведомыми рядами ведется синхронно в функции заданного на текущий момент времени положения ведущего ряда. Технический результат заключается в повышении точности установки гибких стенок сопла аэродинамической трубы, снижении потребной мощности приводов, снижении напряжений в гибкий стенках и упрощении эксплуатации сопла. 2 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к исследованию проблем аэроупругости летательных аппаратов в области авиационной техники, а именно к разработке моделей для аэродинамических труб. Модель содержит силовой сердечник и крышку, представляющие в сборе единую разборную конструкцию замкнутой аэродинамической формы. Крышка выполнена из единого блока низкомодульного материала типа пенопласта переменной толщины по размаху и хорде несущей поверхности, разделенного на отсеки. Толщины отсеков плавно уменьшаются по направлению от локальных площадок контакта отсеков с сердечником модели к переходным зонам, при этом углы скоса граней отсеков составляют не более 45-50°. Локальные площадки расположены в центральной части каждого из отсеков, а переходные зоны между отсеками образованы за счет уменьшения толщины единого блока материала. Предлагаемый способ изготовления аэродинамической модели включает фрезерование сердечника и крышки на станках с ЧПУ, а также итерационную доводку жесткостных характеристик модели в сборе. Крышку изготавливают формованием или методом быстрого прототипирования из единого блока низкомодульного материала. На его внутренней поверхности создают отсеки с локальными площадками контакта с сердечником со скошенными поверхностями граней отсека и переходные зоны отсеков. Снаружи и изнутри крышку армируют тканью однонаправленного композита, а ее переходные зоны армируют дополнительно. Технический результат заключается в упрощении конструкции аэродинамической модели, ускорении способа ее изготовления. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов, преимущественно к разработке методов воспроизведения в аэродинамических трубах условий обтекания летательных аппаратов и разработке методов повышения аэродинамического качества летательных аппаратов. Способ включает создание модели летательного аппарата и ее весовые испытания в аэродинамической трубе. Для определения прироста подъемной силы натурного летательного аппарата при внешнем подводе энергии по испытаниям его модели в аэродинамической трубе при изготовлении модели соблюдают геометрическое подобие с натурой формы ЛА и места энергоподвода, а в качестве внешнего энергоносителя используют нереагирующий газ с высокой удельной статической энтальпией, например гелий. Измеряют в аэродинамической трубе прирост подъемной силы модели при внешнем подводе энергоносителя и определяют коэффициент подобия, а затем определяют прирост подъемной силы для условий натурного полета. Технический результат заключается в возможности определения прироста подъемной силы натурного летательного аппарата при внешнем подводе энергии путем экспериментов на модели в аэродинамической трубе. 4 ил.

Изобретение относится к ветродвигателям. Макет ветродвигателя для настройки ветродвигателя на заданные ветровые условия содержит ротор с лопатками. Лопатки фиксируются установочными элементами в установочных отверстиях кольца, закрепленного при помощи кронштейнов на оси вращения ротора. Установочные элементы выполнены быстросъемными для варьирования количества лопаток ротора и угла их наклона к оси вращения ротора. Начало лопаток ротора совпадает с внутренним диаметром кольца. Наружный диаметр кольца соответствует такому отклонению лопаток ротора, когда расстояние от центральной оси до окончания лопатки ротора максимально. Лопатки ротора с лопатками статора макета ветродвигателя направлены навстречу друг другу. Изобретение направлено на повышение эффективности выработки электроэнергии путем предварительной настройки ветродвигателя на заданные ветровые условия и отработки различных вариантов его конструктивного исполнения на макете. 3 ил.

Изобретения относятся к области промышленной аэродинамики, в частности к гиперзвуковым аэродинамическим трубам (АДТ). Предложены способ создания потока и аэродинамическая труба (АДТ) непрерывного действия, охватывающая весь гиперзвуковой диапазон скоростей с числами Маха М 5, причем для создания газа высокого давления вместо многоступенчатых компрессоров используется сжиженный газ. Способ включает создание разрежения в вакуумной камере, генерацию газа высокого давления и регулирование его давления, нагрев газа, откачку газа из вакуумной камеры производят с помощью крионасосов, газ из вакуумной камеры вымораживают на криопанелях в твердую фазу, а регенерацию криопанелей производят, напуская в изолированную полость крионасоса газ более высокого давления и температуры. Полученный в результате регенерации сжиженный газ направляют в резервуар для хранения сжиженного газа, который по мере необходимости превращают в газ высокого давления и направляют в резервуар для хранения газа высокого давления и используют в системах генерации, регулирования давления и нагрева газа. Устройство содержит источник газа высокого давления с системой регулирования давления, подогреватель газа, гиперзвуковое сопло, рабочую часть, диффузор, систему охлаждения газа после прохождения рабочей части, вакуумную камеру, насосы предварительной и окончательной откачки газа из вакуумной камеры. Для откачки вакуумной камеры используются крионасосы, в которых газ не выбрасывается из вакуумируемой полости, а конденсируется в твердую фазу на предварительно охлажденных криопанелях. Крионапели выполнены из пористого металла с открытой системой пор. Импульсный режим работы крионасосов, т.е. предварительное замораживание криопанелей перед началом работы и в перерывах между пусками, и пористые криопанели позволяют "утилизировать" практически любой расход газа через гиперзвуковое сопло. Внешняя поверхность гиперзвукового сопла внутри рабочей части аэродинамической трубы снабжена змеевиками для охлаждения стенок сопла, причем система охлаждения высокотемпературного газа, поступающего из рабочей части, размещена внутри вакуумной камеры. Кроме того, аэродинамическая труба содержит резервуар жидкого газа с насосом для перекачки и детандерно-генераторные агрегаты для получения электроэнергии. Технический результат заключается в увеличении скорости откачки газа, снижение энергозатрат на получение газа высокого давления, увеличение времени работы АДТ, увеличение масштаба исследуемых моделей при неизменных геометрических параметрах выходного сечения сопла. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов и могут быть использованы при испытаниях моделей различных летательных аппаратов в аэродинамических трубах. Предложенный способ основан на установившемся вращении модели летательного аппарата относительно оси, наклоненной под углом к вектору скорости, и гармоническом изменении при этом угла атаки и скольжения относительно их установочных значений. Предложенное устройство содержит платформу, которая имеет возможность поворачиваться относительно вектора скорости за счет поворота круга аэродинамической трубы, стойку, закрепленную на платформе и содержащую в верхней части подшипниковый узел с датчиком поворота державки и многоканальным токосъемником со скользящими контактами, державку, установленную с возможностью кругового вращения в подшипниковом узле стойки и имеющую в хвостовой части ведомую звездочку цепной передачи, соединенной цепью с ведущей звездочкой, закрепленной на валу привода, снабженной узлом установки модели с внутримодельными тензовесами на ее переднем конце, позволяющем производить установку модели под углом к державке в диапазоне 0-120°, привода, состоящего из электромотора с дистанционно регулируемой частотой оборотов, маховика и редуктора. Технический результат заключается в расширении возможностей экспериментальных исследований в аэродинамических трубах. 2 н.п. ф-лы, 7 ил.

Заявленная группа изобретений относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использована при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Предложен новый способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы, содержащий новую технологию получения на границах рабочего потока составляющих скорости, соответствующих безграничному обтеканию испытываемой модели. Технология основана на применении наклонных отверстий, клапанов и поверхностей в стенке, позволяющих отбирать из потока и нагнетать в поток воздух из камеры давления навстречу действующему местному перепаду статических давлений, как это требуется на отдельных участках линий тока при безграничном обтекании. Предложено устройство для реализации нового способа адаптации. Технический результат - разработка способа и технических средств адаптации рабочей части аэродинамической трубы для получения безындукционного обтекания моделей летательных аппаратов. 2 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при исследованиях характеристик аэродинамических моделей (АДМ) транспортных средств. Способ заключается в том, что на передней кромке объекта, например крыла, размещают наплыв, который изготовливают из фотополимера методом быстрого прототипирования. При этом по математической модели крыла создают внутренние обводы математической модели наплыва - имитатора льда, затем по заданным каркасным сечениям, имитирующим обледенение, создают внешние обводы наплыва - имитатора льда - в виде поверхности двойной кривизны. Далее разделяют математическую модель имитатора льда на части, для каждой части создают математическую модель соединительного элемента - замка, представляющего собой профилированные элементы типа «шип-паз», а также математическую модель опорных элементов стапельной системы, размеры которых определяют геометрию имитатора льда в пространстве на стапельной плите. На основании созданных математических моделей частей имитатора льда, замков и опорных элементов изготавливают на стереолитографе отдельные детали имитатора льда и опорных элементов, которые ориентируют в стереолитографе вертикально. Сборку имитатора льда осуществляют с помощью стапельной плиты, на которую поочередно устанавливают детали имитатора льда на опорные элементы стапельной системы, причем на замки предварительно наносят жидкий фотополимер, соединяют детали и производят фотополимеризацию ультрафиолетовой лампой жидкого фотополимера в замках. Снятый со стапеля имитатор льда зачищают от остатков фотополимера. Технический результат заключается в повышении точности изготовления имитатора льда и сокращении сроков его изготовления. 11 ил.

Изобретение относится к области испытаний на прочность, в частности к изготовлению и конструкции образцов лопасти модели воздушного винта, предназначенных для таких испытаний. Способ заключается в изготовлении испытуемого элемента необходимой длины, на концах которого закрепляют элементы усиления и детали крепления. Испытуемый элемент вырезают из пера лопасти, а элементы усиления изготавливают из материала, аналогичного материалу лопасти, для чего вырезают необходимое количество слоев из сухой ткани, которые пропитывают высокопрочной синтетической смолой, и укладывают их на поверхность концевого участка исследуемого образца, предварительно нанеся на него антиадгезионный слой в виде тонкой полиэтиленовой пленки или смазки. При этом порядок укладки, количество слоев, их форма и ориентация основы тканых заготовок элементов усиления зависит от расчетной разрушающей нагрузки. Далее помещают образец в вакуумный мешок, закрывают с помощью герметика и откачивают из него воздух, после завершения процесса полимеризации образец с элементами усиления извлекают из вакуумного мешка, снимают элементы усиления и антиадгезионный слой. Затем элементы усиления подвергают упрочняющей термообработке, после чего приклеивают на поверхность испытуемого образца, и выравнивают внешнюю поверхность элемента усиления с помощью технологических накладок, в которых выполняют крепежные отверстия. Технический результат заключается в возможности повышения точности определения нагрузок и наглядном представлении характера разрушения в образцах. 6 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано, в частности, в устройствах нагрева газа для импульсных установок. Заявленное устройство импульсного нагрева воздуха содержит камеры высокого и низкого давления с запорными устройствами на их выходах. В камеру низкого давления помещены две трубы, расположенные одна внутри другой соосно продольной оси симметрии камеры низкого давления. Вход внутренней трубы герметично выведен из камеры низкого давления и соединен с выходом быстродействующего запорного устройства камеры высокого давления. Внешняя труба имеет заглушку со стороны выхода внутренней трубы и установлена с зазорами относительно внутренней трубы и стенок камеры низкого давления. Технический результат: повышение функциональных возможностей устройства. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть широко использовано для решения разных задач экспериментальной аэродинамики, в частности для экспериментальных диагностических измерений параметров газового потока. Устройство содержит форкамеру и сопло подводящего канала, диффузор и рабочую часть. Рабочая часть снабжена дополнительно поворотным столом, установленным в нижней горизонтальной плоскости вне зоны воздушного потока, который имеет автономный механизм управления, жестко связанную с поворотным столом трехкоординатную траверсу, которая имеет автономный механизм управления, и поворотным кругом для размещения исследуемых моделей, который установлен в зоне рабочей части аэродинамической трубы и имеет автономный механизм управления. При этом плоский экран рабочей части выполнен протяженным, имеющим длину, соизмеримую с размером, определяемым расстоянием со стороны края экрана, до края у начала диффузора, а плоский экран выполнен со сквозным отверстием и жестко связан вне зоны рабочего потока с торцом фланца сопла аэродинамической трубы, вертикальными стойками и горизонтальными перекладинами, расположенными вне зоны воздушного потока. Технический результат заключается в упрощении измерений, расширении возможностей экспериментальных методов диагностики аэродинамических потоков в аэродинамических трубах, расширении возможностей моделирования пограничного (ветрового) слоя атмосферы и проведения модельных метеорологических исследований в аэродинамических трубах с рабочей частью открытого типа. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, а именно к способам определения аэродинамических характеристик воздушных судов. Способ включает исследование модели воздушного судна (ВС) в аэродинамической трубе и проведение летных испытаний. В качестве наблюдаемых параметров принимаются суммарные значения коэффициентов аэродинамических сил и моментов, вычисленные на основе измерений параметров в полете, а в качестве заданных функций, с помощью которых строится структурная или конструкционная матрица при идентификации по методу наименьших квадратов, используют функции, являющиеся составляющими коэффициентов аэродинамических сил и моментов в модели аэродинамических характеристик, полученной на основе продувок в аэродинамических трубах, и единичную функцию. По методу наименьших квадратов определяют масштабные множители для заданных функций, определяют основную область значений параметров полета, в которой выбранный набор заданных функций с учетом масштабных множителей обеспечивает удовлетворительную аппроксимацию множества полученных в летных испытаниях дискретных значений коэффициентов аэродинамических сил и моментов, действующих на воздушное судно в фактических условиях полета. Технический результат заключается в повышении достоверности определения аэродинамических характеристик в летных испытаниях ВС и обеспечении технологичности их определения с применением идентификации по методу наименьших квадратов. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает нагрев за счет контакта нагревателя с наружной поверхностью обтекателя. Распределение температуры по высоте обтекателя задается электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, соединенными в электрическую цепь последовательно. Способ содержит: условное разбиение поверхности обтекателя на сектора с одинаковой требуемой плотностью теплового потока, выбор толщины нагревателя в каждом секторе, формирование нагревателя и расположение его на обтекателе, расположение на обтекателе токоведущих шин и кожуха из теплоизоляционного материала. Техническим результатом изобретения является увеличение точности задания температурного поля в процессе тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов. 1 ил.

Изобретения относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник и одну съемную крышку, сердечник выполнен в виде части профиля, включающей всю верхнюю поверхность, например, крыла, а также нижнюю поверхность носика крыла. На участках расположения крышки нижней части профиля крыла в материале силового сердечника, имеющего не менее 70-85% суммарной жесткости крыла, выполнено углубление, образующее между сердечником и крышкой внутреннее свободное пространство объемом не менее 5-10% всего внутреннего объема, ограниченного внешним контуром модели, в котором установлены Г-образные дренажные трубки, датчики для измерения распределения давления по поверхности модели, а также привода и дополнительные массы, необходимые для достижения массово-инерционного подобия модели. Особенностью способа изготовления предлагаемой модели является широкое использование станков с ЧПУ для оперативного высокоточного и дешевого изготовления сердечника, а также крышки. Высокая точность моделирования обеспечивается благодаря использованию итерационной доводки жесткости сердечника с учетом измерений вклада в суммарную жесткость модели жесткости крышки и корректировки математической модели сердечника. Технический результат заключается в упрощении конструкции, повышении оперативности процесса создания высококачественных аэроупругоподобных моделей. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при изготовлении аэродинамической модели (АДМ) транспортного средства (ТС), например самолетов, ракет, автомобилей, железнодорожного транспорта и т.д. Задачей изобретения является ускорение процесса создания высокодренированной модели и улучшение качества проведения эксперимента по визуализации ее обтекания. Аэродинамическая модель самолета из фотополимерного материала с дренажной системой выпуска красителей содержит носовую и хвостовую части фюзеляжа с гондолами двигателей, хвостовое оперение и консоль крыла. Модель изготовлена из фотополимера, устойчивого к воде, и снабжена устройством прокачки жидкости для имитации работы двигателя, соединенным гибким тросом с внешним приводом, причем каналы для подачи красителей имеют переходную часть с переменным диаметром и калиброванные сопла для выпуска красителей. Технический результат - возможность промывки каналов внутри модели, уменьшение сроков изготовления модели и возможность проведения испытаний аэродинамической модели из фотополимерного материала в гидродинамической трубе. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиационной промышленности при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению в естественных условиях эксплуатации. Устройство содержит камеру обводнения с воздушными и водяными коллекторами, оборудованными форсунками, расположенными в расчетном сечении присоединенного трубопровода, причем коллекторы размещены в горизонтальных пилонах, равномерно расположенных по сечению присоединенного трубопровода. При этом пилоны выполнены в виде рамы, образованной входным и распределительным воздушными коллекторами, соединенными дроссельными участками, а распределительный коллектор снабжен переходниками для крепления форсунок, а водяной коллектор, разделенный муфтами с трубками для подвода воды к форсункам, расположен между воздушными коллекторами. Рама закрыта обтекателем, механически не связанным с ней и внутри снабженным теплоизоляцией, пилоны закреплены одной стороной внутри к стенкам камеры обводнения, а с другой стороны контактируют с направляющими втулками. Технический результат заключается в обеспечении стабильности работы форсунок во всем диапазоне температур испытаний газотурбинных двигателей, а также обеспечении равномерного обводнения воздушного потока при эксперименте. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам (АДТ) криогенного типа. Предложен способ создания потока в рабочей части АДТ и аэродинамическая труба, в которой компрессор вращается с помощью струй жидкого газа и (или) полученного из конденсата холодного газа высокого давления, истекающих из реактивных сопел, установленных на роторе компрессора, и (или) из полых лопастей компрессора, что позволяет по сравнению с аналогами существенно понизить температуру газа после компрессора. Избыточный газ из тракта АДТ сначала направляется в детандерно-генераторный агрегат (ДГА), где вырабатывается электроэнергия и газ охлаждается при его расширении в турбине, а далее газ еще раз охлаждается при втекании в вакуумную камеру и сжижается на установленных в ней криопанелях, предварительно (между пусками в АДТ) охлаждаемых холодильной машиной до температур ниже температуры конденсации используемого газа. Криопанели выполнены из пористых металлов и имеют площадь пор на единицу массы, на два-три порядка большую по сравнению с площадью криопанели из сплошного металла. Интенсивность сжижения пропорциональна площади контакта газа с поверхностью охлажденной криопанели, поэтому небольшая холодильная установка может экономно сжижать большие порции газа за короткое время. Сжиженный газ собирается в резервуаре и используется для вращения компрессора. Технический результат заключается в уменьшении потерь энергии при создании потока газа, повышении равномерности потока в рабочей части. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к конструкции и способу изготовления лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов при испытаниях в аэродинамических трубах. Способ заключается в создании обшивок из полимерного композиционного материала, носовой накладки, лонжерона, заполнителя хвостовой секции, законцовки, концевой нервюры, носового наплыва с последующей склейкой всех элементов в единую конструкцию в замкнутой форме и нанесении на внешнюю поверхность полимерного покрытия. Обшивки изготавливают многослойными с усилениями в районе установки лонжерона путем увеличения количества слоев, при этом при создании полимерного композиционного материала вес связующего не превышает веса стеклоткани, а лонжерон изготавливают из материалов, пригодных для фрезерования, после чего к задней стенке лонжерона устанавливают накладку. Кроме того, в заполнителе хвостовой секции делают отверстия заданного диаметра, количества и месторасположения, затем поверхность лопасти покрывают полимерным покрытием заданной толщины, после чего на внешнюю поверхность лопасти наносят разметку контрольных сечений в виде линий, расположенных на определенном расстоянии от центра вращения. Технический результат заключается в возможности изменения координат профиля лопасти, положения центра тяжести лопастей, изменения длины хорды сечений; повышения коэффициента запаса прочности лопастей, сокращения сроков изготовления лопастей. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования преимущественно в авиационной промышленности при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению в естественных условиях. Изобретение направлено на повышение удобства настройки углового положения распиливающего устройства, уменьшение затенения сечения присоединенного трубопровода, а также на возможность моделирования требуемых условий испытаний путем предварительной настройки и контроля водовоздушной смеси и размеров ледяных кристаллов, что обеспечивается за счет того, что изобретение содержит переходник с отверстиями для подвода распыляющего воздуха, корпус распылителя, соединенные между собой, и трубки подачи воды в распылитель, при этом корпус распылителя снабжен двумя сферическими поверхностями с общим центром, обеспечивающим корпусу распылителя возможность углового перемещения по конической поверхности седла, установленного в переходнике. Изобретение содержит также накидную гайку с конической поверхностью для фиксации и крепления корпуса распылителя к переходнику, причем корпус распылителя снабжен резьбовым и посадочным отверстиями для крепления распылителя, а переходник снабжен резьбовым отверстием для крепления и посадочным отверстием для установки трубки подачи воды, уплотненной резиновыми кольцами круглого сечения. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов и может быть использовано при динамических испытаниях моделей различных летательных аппаратов в аэродинамической трубе. Устройство содержит державку для крепления модели летательного аппарата, измеритель аэродинамических сил и моментов, Г-образную раму, двигатель, устройство преобразования вращения вала двигателя в поступательные колебания вертикальной штанги и механизм угловых колебаний модели, содержащий синусный механизм, вертикальную штангу, обеспечивающее крепление верхней части модели к державке с помощью пластины, закрепленной на внутрифюзеляжной платформе модели. При этом на пластине установлен нижний кронштейн, к которому прикреплен один конец измерителя аэродинамических сил и моментов, а его другой конец закреплен в верхнем кронштейне, на котором расположен переходник, размещенный внутри державки для крепления модели. При этом ось измерителя должна совпадать с продольной осью модели, а центр масс модели должен совпадать с осью колебаний модели и моментной точкой измерителя, которая является началом осей координат измерителя. Технический результат заключается в повышении точности измерений, расширении функциональных возможностей устройства. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока газа в диапазоне чисел Маха 4-20 в лабораторных условиях. Труба содержит форкамеру с электродами, отделенную от газодинамического тракта трубы диафрагмой, и поршень, образующий дифференциальный мультипликатор, надпоршневое пространство которого соединено с источником толкающего газа, а подпоршневое заполнено демпфирующей жидкостью и соединено с дренированной емкостью. Также труба снабжена компенсатором динамической составляющей мультипликатора, быстродействующим клапаном запуска системы стабилизации, контактирующим через поршень мультипликатора с полостью форкамеры. Корпус мультипликатора выполнен с возможностью разъема и при этом его надпоршневое пространство связано с ресивером толкающего газа через быстродействующий клапан запуска системы стабилизации, а подпоршневое пространство через гидравлический канал с регулируемой длиной с подпоршневым пространством компенсатора динамической составляющей мультипликатора. Форкамера снабжена стыковочным узлом и обратным клапаном для подключения соответственно импульсного высокоэнтальпийного адиабатического генератора и блока подачи смеси реагирующих газов и содержит устройство принудительного вскрытия диафрагмы, размещенное на выходе из форкамеры. Технический результат заключается в расширении экспериментальных возможностей аэродинамической трубы. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.