Оценка управляющих усилий газодинамических органов управления летательных аппаратов

Внедрение: 2021 г.

В статье [1] рассмотрены экспериментальные исследования аэродинамических характеристик модели летательного аппарата, использующего газодинамические органы управления при движении на гиперзвуковых скоростях. Определены значения продольной и нормальной силы, а также момента тангажа, действующие на модель летательного аппарата при различной интенсивности выдува газовой струи, из носовой и боковой поверхности. Представлены теневые фотографии фаз ударно-волнового взаимодействия набегающего потока с выдуваемой струей из модели. Экспериментальные исследования выполнены с использованием гиперзвуковой импульсной трубы ИТ‑1М.

В работе представлены экспериментальные исследования (весовые и оптические) по определению аэродинамических характеристик (АХ) модели летательного аппарата (ЛА), использующей газодинамические органы управления (ГОУ) на гиперзвуковых режимах полета при различных параметрах давления, числа Маха, температуры, коэффициенте проникновения струи газа в набегающий поток.

На экспериментальной установке аэродинамической лаборатории ВКА имени А.Ф. Можайского – гиперзвуковой импульсной аэродинамической трубе ИТ‑1М (ГИАТ) (рисунок 1 и 3) проведена серия экспериментов (при параметрах невозмущенного потока: числа Маха (М = 17), числа Рейнольдса (Re = 104) и давления (p = 200 Па)) по определению АХ модели ЛА, использующей ГОУ. 

Рисунок 1. Cистема визуализации картин течения и подачи газообразного аргона в модель (слева), ГИАТ (справа).

Для преобразования упругих деформаций чувствительных элементов, пропорциональных силам (продольной и нормальной силы, а также момента тангажа), действующим на модель, в электрические сигналы с последующей регистрацией в аппаратно-программном комплексе (АПК) используются трехкомпонентные тензометрические аэродинамические весы.

Рисунок 2. Принципиальная схема трехкомпонентных тензометрических аэродинамических весов: 1 – модель; 2 – тензодатчики момента тангажа; 3 – державка (пилон); 4 – обтекатель; 5 – тензодатчики продольной силы; 6 – тензодатчики нормальной силы; 7 – подача аргона в модель.

В состав АПК входит:

• тензометрический датчик давления в разрядной камере Mida‑13‑P;
• трехкомпонентные тензометрические весы;
• преобразователь напряжений E14‑440;
• устройство сопряжения и аналоговой настройки датчиков;
• ПЭВМ;
• программный комплекс, выполненный в среде графического программирования LabVIEW.

Рисунок. 3. Принципиальная схема гиперзвуковой аэродинамической трубы ИТ‑1М: 1 – датчик давления в разрядной камере; 2 – вакууметр теплоэлектрический блокировочный; 3 – вакуумный датчик давления; 4 – вакуумный насос; 5 – вакуумная емкость; 6 – клапан; 7 – пневмоклапан; 8 – разрывная мембрана; 9 – рабочая часть; 10 – разрядная камера; 11 – сопло; 12 – шлирен-теневой прибор; 13 – цифровая высокоскоростная фотокамера MegaSpeed V140.

В результате экспериментальных исследований на аэродинамической трубе ИТ‑1М исследована эффективность применения ГОУ ЛА, на гиперзвуковых режимах полета. Получены значения аэродинамических сил (нормальной и продольной силы, а также момента тангажа), действующих на модель ЛА при движении на гиперзвуковых режимах полета. Показано, что использование ГОУ существенно улучшает основные АХ ЛА. Найдены наиболее эффективным комбинациями ГОУ для исследуемой модели. 

Источник:
Панфилов Е.Б., Шевченко А.В., Прилуцкий И.К., Сназин А.А. Оценка управляющих усилий газодинамических органов управления летательных аппаратов на гиперзвуковых режимах полета с использованием гиперзвуковой аэродинамической трубы ИТ‑1М // Труды МАИ. – 2021. – № 118. DOI: 10.34759/trd-2021-118-03

Разработчик: Панфилов Е.Б., Шевченко А.В., Прилуцкий И.К., Сназин А.А. (Военно-космическая академия, Санкт-Петербург)