Несучий агрегат вільнолітаючої моделі для дослідження флатера літака

Несучий агрегат вільнолітаючої моделі для дослідження флатера літака, що складається із 3 випадку виникнення флатера. При дослідженнях у трубах експериментатор має змогу втрутитися у хід процесу, зупинити його або вивести модель з потоку. Сама ж модель не має ніяких пристроїв, які дозволяють швидко спинити флатер у випадку його появи, що є необхідним при дослідженнях на ВДПМ. Відома так звана конструктивно-подібна модель крила для дослідження флатера [Машиностроение: Энциклопедия в 40 томах. Том 4-21. Книга 1: Самолеты и вертолеты. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов с.673]. Усі головні силові елементи крила відображаються на моделі у вигляді відповідних силових елементів, виготовлених із целулоїду або вуглепластику. Такі моделі спроможні адекватно відтворити складні аеропружні процеси на крилах малого подовження, але також не мають ніяких пристроїв для запобігання руйнування моделі у випадку появи розвиненого флатера. Цей принциповий недолік не дозволяє використати їх у експериментах на ВДПМ. «Иногда модель приходится изготовлять целиком из металла» [Машиностроение: Энциклопедия в 40 томах. Том 4-21. Книга 1: Самолеты и вертолеты. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов с.673]. У цьому випадку модель подібна натурному літаку не тільки за жорсткістю, але й за міцністю. Отже, модель неминуче буде зруйнована при виході на режим, що руйнує основний літак. Використання такої конструкції на ВДПМ неминуче призвело б до надмірного збільшення вартості виконання програми експериментів, оскільки сенс її проведення полягає у багаторазовому досягненні флатера і визначенні зони швидкостей польоту і перевантажень, неприпустимих для натурного літака. Запатентовано [International Application Published under the Patent Cooperation Treaty (PCT), International Publication Number WO 2007/050073 Al] конструкцію літального апарата, що обладнаний елементом, що пов'язує оперення схеми «качка» з крилом і таким чином зменшує імовірність появи флатера. Проте таку конструкцію не можна використати для ВДПМ, оскільки вона порушила б геометричну подобу моделі та натурного літака. Ця умова повинна строго виконуватися на ВДПМ протягом усього експерименту, і може бути порушена тільки після досягнення розвиненого флатера, коли натурне крило було б невідворотно зруйноване. Після цього продовження експерименту є недоцільним і постає єдина задача збереження моделі для наступних досліджень. Відома модель крила, що складається з двох лонжеронів, з'єднаних трубками [Бисплингофф Р., Эшли X., Халфэн Р. Аэроупругость. -Μ.: Изд-во иностр. лит, 1958, с.629]. Два лонжерони забезпечують жорсткість на згин, тоді як труби, що сприймають кручення, забезпечують необхідну крутильну жорсткість. До такого каркасу закріплено відсіки, що не впливають на жорсткість крила, але забезпечують його геометричну подобу і, відповідно, моделювання сил, що діють на крило з боку потоку. Ніякими пристроями, що припиняють флатер, цю модель також не обладнано. Така констру 93281 4 кція ефективна при дослідженнях флатера в аеродинамічних трубах, коли експериментатор може швидко втрутитися в хід експерименту і спинити його в разі загрози зруйнування моделі. Для ВДПМ така конструкція непридатна, оскільки політ моделі не може бути зупинено миттєво. Зазвичай вона керується автоматичною системою, але навіть якби експериментатор, що знаходиться на землі, швидко отримав би інформацію про досягнення небезпечної амплітуди коливань, він не мав би змоги оперативно зупинити процес: в силу характерних для ВДПМ масштабів подоби час на ній „протікає" швидше, ніж на натурному об'єкті [Рыженко А.И. Определение системы критериев и масштабов подобия при проектировании свободнолетающих динамически подобных моделей самолетов - Харьков ХАИ 1992. с. 21]. Введення в дію основного гальмівного парашута і гальмування польоту ВДПМ до безпечних швидкостей потребує декількох секунд - за цей час амплітуда коливань зросте настільки, що крило буде зруйновано. Певною мірою подібна задача вирішувалася при створенні деяких воєнних літаків. Відома конструкція експериментального літака FW190 [Война в воздухе 81 FW190 A/F/G часть 2, с. 13], призначеного для знищення танків за допомогою гармати, що встановлена на крилі та стріляла вертикально вниз. Стрільба з цієї гармати визивала значні коливання крила, що загрожувало його цілісності. Для гасіння цих коливань у експериментальному варіанті даного літака (на серійних літаках це не використовувалося), з іншого боку відносно осі жорсткості встановлювалася вертикально така ж гармата, що стріляла у протилежний бік (догори) синхронно з основною гарматою. Використання такого пристрою небажано для ВДПМ, оскільки його робота створює небезпеку для людей та техніки, що знаходиться на землі, а також літаків, котрі можуть пролітати вище ВДПМ. Крім того, таке вертикальне розміщення гармат неминуче порушило б геометричну подобу моделі та натурного літака. Відомо [Летные исследования и испытания. Фрагменты истории и современное состояние - М.: Машиностроение, 1993. -112 с.] використання імпульсної порохової ракети з боковим розміщенням сопла, закріпленої в крилі, для вирішення протилежної задачі - збудження коливань крила у будь який момент польоту. Пристрій вмикався експериментатором при досягненні необхідного (докритичного) режиму польоту, і по декременту згасання визначалось, наскільки близький режим виникнення флатера. Якщо даний процес не виник у черговому польоті, то проводився наступний експеримент в ускладнених умовах (наприклад, при більшій швидкості). Прототипом конструкції, що заявляється, є відсічно-балочна модель [Машиностроение: Энциклопедия в 40 томах. Том IV-21. Книга 1: Самолеты и вертолеты. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов с.673] несучого агрегату великого подовження. Жорсткість такого несучого агрегату забезпечується розміщеною по його осі жорсткості балкою змінного перерізу. Розмири перерізів балки відповідають у масштабі жо 5 рсткості перерізів натурного крила. На цій балці закріплено відсіки. Кожен з них кріпиться в єдиному місці, а в інших місцях має зазор відносно балки та інших відсіків. Геометричні форми відсіків точно відтворюють форму крила, а їх маса разом з встановленими на них додатковими вантажами моделює розподілення мас і моментів інерції натурного крила. За всієї простоти та зручності такої конструкції моделі, головним її недоліком є те, що вона не забезпечує спроможності припинення процесу флатерних коливань. Її застосування на ВДПМ призвело б до зруйнуванню конструкції із-за флатера у кожному разі його виникнення. Під час експериментів в аеродинамічних трубах експериментатор найчастіше має змогу оперативно керувати ходом іспитів, зменшити швидкість потоку чи вивести модель з потоку. Якщо ж руйнування моделі і виникне, то зазвичай це не призведе до втрати всієї моделі, а вартість моделі для іспитів в трубах значно менше ніж ВДПМ, бо вона не має бортового обладнання. Якщо ж експеримент проводиться на ВДПМ, модель, що втратила крило, переходить до складного просторового руху, що, як правило, перешкоджає вводу в дію парашутної системи гальмування і м'якого приземлення моделі. Таким чином руйнування несучого агрегату практично неминуче призводить до втрати моделі і всього обладнання високої вартості, що встановлено на ній. Технічною задачею винаходу, що пропонується, є забезпечення збереження вільно літаючої моделі під час досліджень на ній флатера і, як наслідок цього, зниження витрат на виконання програми експериментальних досліджень, скорочення терміну виконання даної програми, запобігання моральному старінню літака, що розробляється, за час його створення. При виникненні в ході експериментального польоту флатера моделі амплітуда коливань несучого агрегату швидко зростає. Балка, що сприймає основні навантаження, може бути зруйнована і все крило втрачено. Позбавлена крила модель здійснює складний просторовий рух, в ході якого виникають великі перевантаження, здатні зруйнувати конструкцію всієї моделі та вивести з ладу її вартісне обладнання. Будова крила, що заявляється, дозволяє уникнути втрати моделі за рахунок створення пороховими ракетами крутильного моменту, який діє на несучий агрегат у протифазі флатерним коливанням, що виникли, і тому гасить їх. Оскільки ракети встановлено попарно і їх сопла спрямовано у протилежні боки, вони створюють короткочасний крутильний момент і не створюють згинального моменту, не викликаючи небезпечних згинальних коливань. Запобігання втрати моделі скорочує витрати на проведення програми досліджень і, що не менш важливо, зменшує строки її виконання, скорочує цикл розробки літака, запобігає його моральному старінню за час створення. На Фіг.1 наведено вид у плані несучого агрегату вільнолітаючої моделі для дослідження флатера літака. 93281 6 На Фіг.2 наведено розріз А-А, на якому видно спосіб кріплення відсіків до балки за допомогою хомута. На Фіг.3 наведено розріз Б-Б, що зображає розміщення імпульсних порохових ракет у відсіку. На Фіг.4 наведено принципову схему електричної взаємодії елементів, робота яких запобігає зруйнуванню несучого агрегату вільнолітаючої моделі для дослідження флатера. Пристрій, що заявляється, являє собою несучий агрегат вільнолітаючої моделі для дослідження флатера, який складається з балки 1 і закріплених на ній відсіків 2 (Фіг.1). Кожен відсік закріплено в єдиному місці за допомогою хомута 3, а в інших місцях має зазор δ1 відносно балки, що запобігає в ході експерименту його включенню в силову роботу при коливаннях, спотворенню пружних характеристик агрегату, що моделюється за допомогою балки, а також розсіюванню енергії коливань за рахунок тертя. З тією ж метою кожен відсік по торцям має зазор δ2 відносно сусідніх відсіків. Геометричні форми відсіків точно відтворюють форму крила. Їх маса разом з масами балки та встановлених на відсіках додаткових вантажів 4 моделюють розподілення мас і моментів інерції натурного крила. Переріз балки має форму, що дозволяє моделювати жорсткість натурного крила на кручення, згин в площині, перпендикулярній площині хорд, а за необхідністю - і жорсткість на згин у площині хорд. Наприклад, переріз може мати Н-подібну або хрестоподібну форму (як це наведено на Фіг.2). У кінцевій частині крила на максимальній відстані від його осі жорсткості врівень з поверхнею крила встановлено імпульсні порохові ракети 5 з боковим розміщенням сопел. Кількість ракет парна - 2, 4, 6 чи більше штук. Загальна їх кількість повинна бути парною. Ракети кожної пари розташовані на одній лінії (Фіг.3), перпендикулярній осі балки (осі жорсткості крила). Одна ракета - спереду осі, а інша - позаду неї. Сопла ракет, що утворюють кожну пару, направлені перпендикулярно площині хорд у протилежні боки (одна ракета вверх, інша - вниз), щоб при спрацьовуванні створити крутильний момент і не створити згинальний момент. Окрім того, на несучому агрегаті вільнолітаючої моделі встановлено датчик 6 для вимірювання амплітуди коливань агрегату. В якості датчика раціонально використати чотири з'єднаних за мостовою схемою тензодатчика, встановлених на балці, що вимірюють механічні напруження в балці (можливо використання інших датчиків, наприклад, акселерометра, що вимірює прискорення при коливаннях і, таким чином, амплітуду коливань). Сигнал датчика, крім системи вимірювання і реєстрації параметрів польоту 7 (Фіг.4), передається на електричний пороговий пристрій 8. Цей пороговий пристрій електрично з'єднано з пристроєм 9 запуску імпульсних порохових ракет і піромеханізмом 10 вводу в дію парашутної системи гальмування та м'якого приземлення моделі. Під час експерименту несучий агрегат моделі адекватно відображає пружні і коливальні властивості натурного агрегату (наприклад, крила літака, 7 що моделюється). Балка під дією аеродинамічних та інерційних сил прогинається чи коливається. Відсіки крила за рахунок зазорів не беруть участі у сприйнятті навантажень, а лише передають місцеві аеродинамічні сили на балку. Датчик 6 видає сигнал, який фіксується системою вимірювання та реєстрації параметрів, та подається на електричний пороговий пристрій 8. Цей пороговий пристрій постійно зіставляє поточне значення згинального моменту із заданим (максимально-допустимим) значенням, але поки амплітуда коливань не перевищує цього значення, ніякої команди не видає. При настанні розвиненого флатера амплітуда коливань несучого агрегату зростає, і як наслідок збільшуються напруження в балці. Як правило, балка проектується так, що вона видержує амплітуди, більші, ніж натурне крило (з урахуванням масштабів подоби). При досягненні амплітуди коливань, що перевищує руйнівне для натурного крила значення, подальший експеримент втрачає сенс: вже не стоїть задача адекватного відображення властивостей натурного агрегату, а головною стає задача врятування моделі, запобігання втрати її агрегатів. Саме цей запас міцності моделі у відношенні до натурного агрегату дає деякий час для спрацювання системи врятування моделі. Одночасно вводяться в дію система гальмування та м'якого приземлення моделі (як правило, парашутна) і система аварійного гасіння флатера, що розглядається у даному винаході. Швидкодія системи гальмування і м'якого приземлення моделі недостатньо для запобіганню її руйнації від флатерних коливань - доки купол парашута наповниться і загальмує модель (за 2...5 секунд), коливання флатера (з частотою 5...20 герц) зруйнували б крило моделі. А позбавлена крила модель перейшла б до некерованого хаотичного падіння і була 93281 8 б зруйнована навантаженнями від потоку, що набігає (насамперед діючі перевантаження зруйнують її вартісне бортове обладнання). У ситуації досягнення розвиненого флатера, що розглядається, пороговий пристрій 8 в черговий раз зіставляє напруження, що діють в балці, з заданим (максимально-допустимим) значенням, виявляє, що діючі напруження перевищують максимально-допустимі. У цьому випадку воно видає електричні команди на підрив піромеханізмів 10 спрацювання системи гальмування і на включення першої пари імпульсних порохових ракет. Ці ракети 5 створюють крутильний момент, який діє на несучий агрегат у протифазі флатерним коливанням, що з'явилися на ньому, і гасить їх. Оскільки ракет дві та їх сопла спрямовані у протилежні боки, вони створюють короткочасний крутильний момент і не створюють згинальний момент (не ініціюють небезпечних згинальних коливань несучого агрегату). Якщо до вводу парашутної системи гальмування і м'якого приземлення моделі флатер розвивається знов, пороговий пристрій вводить в дію наступну пару ракет, і так до того часу, коли швидкість моделі буде знижено до величини, при котрій флатер не виникає. Кількість ракет повинна відповідати часу гальмування моделі до цієї швидкості. Таким чином, пристрій, що заявляється, дозволяє припинити коливання крила ВДПМ, не дати йому зруйнуватися і, таким чином, забезпечити цілісність вартісної моделі та її складного бортового обладнання. Це призводить до значної економії коштів на виконання програми експериментальних досліджень, а також до скорочення терміну виконання цієї програми і, як наслідок, запобігає моральному старінню натурного літального апарату, що розроблюється, за час його створення. 9 Комп’ютерна верстка Л. Купенко 93281 Підписне 10 Тираж 23 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601