CC BY
33
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XII 19 8 1
№ 5
УДК 629.7.018.4:539.37
СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ УПРУГИХ ДЕФОРМАЦИЙ МОДЕЛИ САМОЛЕТА В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ
М. В. Ушаков
В работе дается описание бесконтактного оптического способа измерения местных углов деформации модели самолета с крылом малого удлинения в процессе ее продувки в аэродинамической трубе при М = 2,0.
Результаты измерения упругих деформаций модели при симметричном и несимметричном отклонении управляющих поверхностей сравниваются 9 расчетом по поршневой теории, оценивается погрешность способа.
1. Моделирование упругих свойств конструкции летательного аппарата при установившемся состоянии предполагает выполнение аэродинамического подобия массовых и жесткостных характеристик [1].
Реализация указанных условий на модели малого масштаба практически невозможна. Поэтому условия подобия выполнялись приближенно. Обеспечиваются условия геометрического подобия модели, подобие по числу М. В то же время предполагается автомодельность по числу Рейнольдса.
Деформация конструкции от массовых сил не учитывалась, а подобие по упругости обеспечивалось выполнением критерия [2]:
Як_______Чн / I \
/ Р ! — Р I ’ ' }
‘н см ■'м сн •/н
где <7, Е, J, I — скоростной напор, модуль упругости, момент инерции и характерный линейный размер модели и натуры соответственно.
Из-за падения в аэродинамической трубе, работающей на принципе разрежения по числам М, скоростного напора, пришлось с целью выполнения (1)
qы Еп
строить зависимости Чн1Чм—/(Н> Щ и 7, р м)- По заданной высоте Я
Чн см
Чм Ен
и числу М полета натурного самолета, определялась величина -—р- для модели.
ч нсм
В этом случае модель оказывается подобной натурному самолету для одного значения числа М и скоростного напора.
При заданном законе распределения (£У)Н [3, 4] и Ен ~ Ем согласно (1) расчетная жесткость модели в выбранных сечениях по размаху обеспечивается удалением материала с нижней и верхней поверхностей крыла пазами переменной ширины. *
Жесткость управляющих поверхностей моделировалась только по размаху продольными пазами постоянной ширины. Крыло крепилось к полому фюзеляжу с жестким головным обтекателем в трех поясах, соответствующих (0,16; 0,49;
0,87) Ьй, причем на участке (0,63 — 0,85) Ь0 фюзеляж ослаблялся поперечными
прорезями с шагом 5 мм. Поверхности фюзеляжа и крыла выравнивались компаундом КЛТ-30 [5].
Внутреннее пространство фюзеляжа использовалось для размещения внут-римодельных тензовесов.
В 59 расчетных точках, заподлицо с верхней поверхностью крыла и элевонов, укреплялись зеркала 3X3 мм, толщиной 0,3 мм с поверхностным отражательным слоем. Их размещение и геометрические характеристики модели представлены на рис. 1.
_|_7 —ГТ7-2
' 2 12 •«•/>«•*7
•23
.гз^о.зи •з«*.35
Моментные точки, х.
ОснаВнои. материал крыла. Хз
Заполнить
3Р,"г 3,мг 1,м А,м *о,м г> Ьг,м м
0,072 0,0011 0,031 0,220 1,510 0,315 0,1 В Э 0,133 0,130 0,200 0,064 0,027
с, м („н *2 хз
0,003 0,24-2 77° 57° 7.°
Рис. 1
2. Измерение деформаций поверхности модели самолета осуществлялось оптическим способом. Система включала исследуемую модель / с зеркалами 2, сканирующее зеркало 3, источник освещения 5 и экран 4.
Модель 1 размещалась в аэродинамической трубе под заданным углом атаки так, чтобы плоскость крыла совпадала с вертикальной плоскостью. Экран устанавливался параллельно плоскости крыла. Взаимное расположение элементов системы видно на рис. 2.
От источника освещения 5—газового лазера (СКГ-ЛГ-75)—луч сканирующим зеркалом 3 направлялся на опрашиваемое зеркало. Отраженный луч проектировался на экран с масштабной сеткой. При угловом расхождении луча лазера (10 минут) и удалении экрана^ от модели 1=6,06 диаметр пятна равнялся 10 мм.
Перед продувкой механизмом управления [6] элевоны модели устанавливались в нейтральное положение. Чтобы избежать разрушения модели при пуске и остановке аэродинамической трубы, консоли фиксировались ловушкой [7]. После разгона потока до М = 2 ловушки убирались. В системе, связан-
ной с экраном, фиксировались координаты центров отраженных световых пятен х', у' и их контуры.
Угол деформации по хорде определялся разностью координат пятна х' на экране при неотклоненном и отклоненном положении управляющих поверхностей из выражения:
1
Лупр
*ю*(тг)„-“с,е(т)1
(2)
где индексы „1“ и „11“ обозначают начальную и конечную величину координаты х' в системе х'Оу' соответственно.
Угол деформации по размаху определялся аналогично по изменению координат у’ светового пятна:
1 г / \ / \ 1
(3)
Тупр ;
где
і-[.КІ*(£)ц-.*18(£)_]. Координаты х' и у' определяются выражениями:
X' = /-1 Ъ [агс(£ + 2 атсід (^у)
Г А (
у = к-Не [агсїе + 2 агс(Е
I I
(4)
(5)
У^ + :
СОБ а :
При определении деформации крыла в центропланной зоне координатой уг пренебрегали из-за ее малости, а заменялся углом а.
В эксперименте угол атаки модели был равен нулю. Измерение местных углов деформации на других углах атаки требует установки экрана параллельно плоскости крыла.
3. Для уменьшения влияния различных побочных факторов большое вни-. мание уделялось выбору положения сканирующего зеркала /, <2 и экрана Ь.
Определялись возможные значения линейных (а, Ь, с) и угловых (а, р, у) перемещений зеркал модели относительно связанной системы координат хуг..
При f=d — L координата х' возрастает и может превысить Ь, что потребует увеличения размеров экрана. Условие / = 0 обеспечивает наименьшее х', поэтому отношение //й выдерживалось наименьшим при максимально возможном <1. В остеклении смотрового люка луч испытывал двойное преломление и параллельное смещение.
При максимальном /=0,125 м и й = 4,045 м наибольший угол падения составлял Г 46', а указанное выше смещение центров световых пятен на экране не превышает + 1 мм.
Высокочастотная пульсация сверхзвукового потока в зонах консолей вызывает вибрацию крыла (точки 28 — 35), что увеличивает ошибку считывания
10—„Ученые записки ЦАГИ“ № 5.
145
Распределение местных углов деформации на крыле модели:
а) симметричное, б).несимметричное отклонение рулевых поверхностей;
— — расчет, М—2;------------эксперимент, М = 1,986
Рис. 4
ц Т-агсЦ^У^гсЦ^
0,03 0,12 (х VI.)
Рис. 3
координаты л:' до ±5 мм. Поэтому в указанной зоне углы атаки определялись графическим методом.
Для этого аналитическая зависимость (4) в области возможных значений
Iх' f у’ \
представлялась графической зависимостью а = ф “ ; <*' I, приведен-
ной на рис. 3.
Задаваясь допустимыми значениями изменения параметров Ь и й, от дефор-
Х' _|_ Дд/
мации модели равными ± 10 мм, определяли область ^ +~КГ~ ‘ ®на коРРекти’ ровалась областями , и определялся диапазон значений мест-
ного угла атаки данной точки. Такая методика удобна при машинной обработке результатов эксперимента.
Так как модель имела жесткую подвеску, то влияние а и Ь на х' не рассматривалось, а перемещение с учитывалось поправками Дй и Д1 (см. рис. 2). При й—Ь это влияние наименьшее.
Проведенный эксперимент выявил возможность дальнейшего совершенствования способа. Так, с целью исключения влияния параметра / луч лазера следует направлять на зеркала модели оптическим координатником через одноименные точки модели крыла равных размеров с исследуемой, помещая ее пёред экраном.
Оценка погрешности измерений местных углов атаки проведена в соответствие с ГОСТ [8].
Для симметричного положения управляющих поверхностей максимальная среднеквадратичная погрешность достигла 5 (Л)шах = 12%, для несимметричного •5’(^4)тах = ПРИ доверительной вероятности /? = 0,95.
Измеренные значения местных углов атаки Да * и текущих значений углов на управляющих поверхностях Д3( нормировались по углу отклонения последних без потока, равному о0 = 0,0471 1 /рад.
Экспериментальные величины местных углов деформации для пяти сечений правой консоли крыла приведены на рис. 4. Там же нанесены значения углов, полученных на основании расчета по поршневой теории.
Исключение численного дифференцирования, незначительность расхождения расчетных и экспериментальных значений местных углов деформации (2,5%) и возможность их измерения в любой интересующей области крыла показывает, что рассмотренный оптический способ может быть использован при проведении подобных экспериментов.
, V ЛИТЕРАТУРА
1. Бисплингхофф Р. Л., Эшли X., Хэлфмэн Р. Л. Аэроупругость, М., Изд. иностр. лит., 1958.
2. Роскам Д, Холгейт Т. Разработка и испытание упругих моделей в аэродинамической трубе при определении производных продольной устойчивости упругих самолетов. „А1АА Paper*, N 68 56, 1969,
3. Т о т и а ш в и л и Л. Г. Экспериментальное исследование влияния упругости крыла на эффективность элевонов СПС. Рига, 1 ОСНИИГА, 1973.
4. Экспресс-информация, ВИНИТИ, .Авиастроение", 1958, № 6.
5. Долгов О. Н., Воронков М. Г., Гринблат М. П. Кремнийорганические жидкие каучуки и материалы на их основе. Л., „Химия", 1975.
6. Бюллетень № 12, авторское свидетельство № 422314, 1972.
7. Бюллетень № II, авторское свидетельство № 508124, 1974.
8. Прямые измерения с многократными наблюдениями. Методы обработки результатов наблюдений. ГОСТ 8.207 — 76. Госкомитет стандартов Совета Министров СССР.
Рукопись поступила ЩШ 1980 г.
