Моделирование условий свободного полета

При моделировании флаттера целого ЛА (а не отдельных агрегатов) в АДТ испытания проводят в условиях, воспроизводящих условия свободного полета ЛА. Для аэродинамических труб малых скоростей используют так называемую «плавающую» подвеску, главным элементом которой является вертикальная пружина малой жесткости, воспринимающая вес модели (рис. 12). Силы аэродинамического сопротивления воспринимаются тросами, натянутыми в горизонтальной плоскости. Перемещения модели в вертикальной плоскости определяются деформациями пружины, удерживающей модель в центре потока.

Рисунок 12. Схема «плавающей» подвески для низкоскоростной АДТ

Подвеска позволяет успешно решать сложные вопросы обеспечения безопасности от флаттера летательных аппаратов в низкоскоростных АДТ.

Однако применение подвески «плавающей» схемы в скоростной аэродинамической трубе возникает флаттер, при котором модель как твердое тело совершает нарастающие колебания и разрушается. Для того чтобы избавиться от такой формы флаттера путем увеличения жесткостей натяжных пружин практически невозможно. При больших скоростях потребовалась бы такая большая их жесткость, что о воспроизведении условий свободного полета не могло быть и речи. Стала очевидной необходимость разработки новых схем «плавающих» подвесок.

Для моделирования условий свободного полета при больших скоростях иногда применяют буксир, закрепленный на модели вблизи ее фокуса и центра тяжести. При выполнении правил выбора параметров буксирующего устройства, при которых ни при каких скоростях не возникнет флаттер модели как твердого тела, флаттер, вызванный взаимодействием упругих деформаций модели, будет происходить в условиях, близких к свободному полету (рис. 14).

Выяснились также и недостатки буксира. При запуске трубы нужно поддерживать модель в середине потока и отпускать ее, когда скорость потока станет достаточно большой и модель сможет «летать» в аэродинамической трубе. Естественно, и при остановке трубы нужно опять-таки удерживать модель, чтобы она не упала при малой скорости потока.

Свободной от отмеченных недостатков является так называемая двухточечная «плавающая» подвеска (рис. 15).

В этой схеме модель закрепляется на двух пружинах, разнесенных по длине фюзеляжа. Для двухточечной подвески при определенном выборе ее параметров, можно добиться, чтобы флаттер модели как твердого тела на подвеске не мог возникнуть ни при каких скоростях потока в аэродинамической трубе. Подчеркнем, что это достигается не за счет увеличения жесткости пружин подвески. Тем самым удается устранить опасность стеснения пружинами подвески короткопериодических колебаний модели как твердого тела.

В методе качественного анализа уравнений флаттера для решения задачи об устойчивости модели на плавающей подвеске, по существу, рассматривают классический случай двухстепенного флаттера - профиль на пружинах.

Вопросы методики испытаний динамически подобных моделей при сверхзвуковых скоростях. Регулируемое сопло

Принципиальные трудности испытания динамически подобных моделей при сверхзвуковых скоростях обусловлены невозможностью плавной регулировки скорости потока (числа М) в процессе запуска скоростных аэродинамических труб. Как правило, аэродинамические трубы оснащены лишь набором жестких сопел, геометрия которых рассчитана для получения ряда дискретных значений чисел М, при которых реализовалось установившееся течение. Но при запуске аэродинамической трубы (до достижения расчетного для данного сопла числа М) течение неустановившееся. В нем возникают нерасчетные скачки уплотнения, из-за чего во время запуска аэродинамической трубы на модель действуют огромные силы, представлявшие серьезную опасность. Такая же ситуация имеет место и при остановке аэродинамической трубы.

При аэродинамических исследованиях избежать опасности разрушения удается путем применения высокопрочной стали, обеспечив, таким образом, достаточную прочность моделей. Для динамически подобных моделей такая возможность отсутствует из-за необходимости соблюдения подобия по жесткостным характеристикам, что неизбежно приводит к уменьшению прочности моделей.

Поэтому вводят модель в установившийся поток после выхода трубы на расчетный режим, а выводят модель из потока до начала остановки. Механизмы, обеспечивающие ввод моделей, созданы в нескольких вариантах: для испытания моделей консолей (рис. 16) и моделей объекта в «свободном» полете на буксире.

Рисунок 16. Модель крыла на механизме ввода

Рисунок 17. Механизмы ввода для аэродинамической трубы: 1 — плиты механизма ввода, 2 — створки, 3 — пневмозамки, 4 — каретка механизма

Механизмы ввода в поток представляет собой многофункциональную установку (рис. 17). Консоли моделей могут поочередно вводиться в рабочую часть в течение одного пуска. Модели целого самолета закрывают во время пуска прочными чехлами, которые затем дистанционно выводят из потока и освобождают модель.

Применение механизмов ввода для исследования флаттера при сверхзвуковых скоростях используют в том случае, когда АДТ не оснащена регулируемым соплом (PC), позволяющим плавно достигать необходимого числа М во всем рабочем диапазоне скоростей потока. Пол и потолок регулируемого сопла выполняют в виде гибких плит, которые с помощью десятков дистанционно управляемых мощных гидравлических домкратов изгибают по расчетной поверхности, создавая нужный контур сопла (рис. 18).

Рисунок 18. Схема регулируемого сопла: 1 — жесткий участок, 2, 3 — гидродомкраты, 4 - гибкий участок, 5,6,7 — гидродомкраты, 8 — жесткая опора, 9 — потолок рабочей части, 10 — серьга

Механизмы ввода используют и при наличии регулируемого сопла для ускорения эксперимента и экономии сжатого воздуха. Закрепленные на механизмах ввода модели испытывают поочередно, без остановки потока.