Устройство для измерения силы тяги двигателей самолетов. Сила двигателя самолета


Тяга (авиация) — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 16 марта 2015; проверки требуют 3 правки. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 16 марта 2015; проверки требуют 3 правки. У этого термина существуют и другие значения, см. Тяга. Четыре силы, действующие на самолёт

Тяга (англ. thrust) — сила, которая вырабатывается двигателями и толкает самолёт сквозь воздушную среду. Тяге противостоит лобовое сопротивление. В установившемся прямолинейном горизонтальном полёте они приблизительно равны. Если пилот увеличивает тягу, добавляя обороты двигателей, и сохраняет постоянную высоту, тяга превосходит сопротивление воздуха. Самолёт при этом ускоряется. Довольно быстро сопротивление увеличивается и вновь уравнивает тягу. Самолёт стабилизируется на постоянной, но более высокой скорости. Тяга — важнейший фактор для определения скороподъёмности самолёта (как быстро он может набирать высоту). Вертикальная скорость набора высоты зависит не от величины подъёмной силы, а от того, какой запас тяги имеет самолёт.

Тяга (сила тяги) — действующая (движущая) сила, развиваемая на земле или в воздухе движителем (воздушным винтом или реактивным двигателем), установленны

ru.wikipedia.org

Способ определения тяги двигателей самолета

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для определения эффективной тяги двигателей самолета. Способ основан на измерении скоростного напора воздушного потока, включает в себя измерение угла атаки самолета и перегрузку вдоль продольной оси самолета. На основании полученных данных, учитывая константы, характеризующие конструкцию и аэродинамику испытуемого самолета, такие как эквивалентная площадь крыла самолета, угол отклонения оси двигателя от продольной оси самолета, выходной импульс двигателя, ускорение свободного падения, масса самолета, определяют эффективную тягу двигателя методом наименьших квадратов, причем для определения эффективной тяги двигателей выполняют последовательные маневры пикирования и кабрирования с постоянной тягой, во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета. Технический результат заключается в повышении точности измерения тяги.

 

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для определения эффективной тяги двигателей самолета, т.е. равнодействующей сил давления и трения, приложенных ко всем поверхностям силовой установки как со стороны газового потока, протекающего внутри двигателя, так и со стороны потока воздуха, обтекающего силовую установку снаружи. Значение эффективной тяги представляет собой долю тяги изолированного двигателя, непосредственно используемую для движения ЛА. Актуальной задачей является повышение точности, достоверности и оперативности определения эффективной тяги двигателей самолетов для различных режимов полета, сокращение сроков испытаний и их стоимости.

Известен газодинамический способ определения тяги газотурбинных двигателей (ГТД), включающий измерение параметров газовой струи, площади сопла и вычисление по ним тяги двигателя. Различные модификации способа представлены в, частности, в патентах США №2524749, МПК G01L 5/133, опубликованном 10.10.1950 г., и №2981098, МПК G01L 5/13, опубликованном 25.04.1961 г.

Известны также аэродинамические методы измерения тяги реактивных двигателей, использующие датчики динамического напора выхлопной струи, позволяющие непосредственно измерять импульс реактивной струи или полный импульс в точке сечения реактивной струи. Такой способ описан, в частности, в патенте США №3543574, МПК G01L 5/13, опубликованном 01.12.1970 г., выбранном нами в качестве прототипа.

Эти способы требуют препарирования и усложнения конструкции двигателя и обладают значительной погрешностью в определении тяги. Общим недостатком указанных способов является то, что вводимые в реактивную струю зонды, датчики не дают однозначных результатов в околозвуковых и трансзвуковых диапазонах скоростей реактивной струи в связи с нелинейностью коэффициентов сопротивления, что приводит к снижению точности определения тяги.

Целью изобретения является создание способа определения эффективной тяги двигателей самолета на различных режимах эксплуатации, позволяющего повысить точность измерения тяги без усложнения конструкции и процесса эксплуатации двигателей, при уменьшении объема трудозатрат.

Поставленная цель достигается за счет того, что согласно заявленному способу определения тяги двигателей самолета, основанному на измерении скоростного напора воздушного потока, дополнительно измеряют угол атаки самолета, перегрузку вдоль продольной оси самолета и на основании полученных данных, учитывая константы, характеризующие конструкцию и аэродинамику испытуемого самолета, такие как эквивалентная площадь крыла самолета S, угол отклонения оси двигателя от продольной оси самолета φдв, выходной импульс двигателя Ρвых0, ускорение свободного падения g, масса самолета m, определяют эффективную тягу двигателя методом наименьших квадратов, причем для определения эффективной тяги двигателя выполняют последовательные маневры пикирования и кабрирования с постоянной тягой во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.

Предлагаемый способ предназначен для определения эффективной тяги двигателей по данным летных испытаний. Главная особенность предлагаемого подхода заключается в том, что для получения оценок тяги и сопротивления используются только измерения таких основных полетных параметров, как скоростной напор набегающего потока воздуха, продольная перегрузка и угол атаки самолета. Измерения параметров двигателя (давление, температура в заданных сечениях) не требуются, газодинамическая модель двигателя в алгоритме не используется.

Искомая величина эффективной тяги двигателей получается в результате решения задачи параметрической идентификации непосредственно в полете. Наблюдаемость обеспечивается за счет выполнения специального тестового маневра, обеспечивающего малые приращения скорости полета при постоянном режиме работы двигателя.

Суть работы способа излагается ниже.

Рассмотрим следующую модель объекта. Сила аэродинамического сопротивления направлена вдоль оси Охе

Хе=qSCxe,

где - скоростной напор, Па;

S - эквивалентная площадь крыла, м2;

ρH - плотность воздуха на высоте полета H, кг/м3;

Vист - истинная воздушная скорость.

Аэродинамические коэффициенты в связанной системе координат определяются выражением

,

где α - угол атаки, градус.

Значения аэродинамических коэффициентов и геометрических параметров зависят от типа ЛА.

Учитывая, что входной импульс Рвх направлен вдоль связанной оси, а выходной Рвых - вдоль оси двигателя, которая отклонена относительно связанной оси на угол установки двигателя φдв, проекция аэродинамических сил, входного и выходного импульсов на продольную ось определяется выражением

XΣe=qScxe-Рвх+Рвыхcos(φдв+α)

Проекция перегрузки на ось X

,

Окончательные выражения для проекции перегрузки на продольную ось получим, подставляя разложения аэродинамических коэффициентов:

Учитывая, что cos(φдв+α)=cosφдвcosα-sinφдв-sinα и раскладывая cosα и sinα в ряд относительно α0=0, получим ; sinα≈α. Тогда для малых углов атаки

Последние два слагаемых целесообразно учесть в явном виде, используя априорную информацию о Рвх. Объединим составляющие тяги

Рэф=-Рвх+Рвыхcosφдв.

Тогда выражение (1) примет следующий вид:

где

слагаемое, зависящее от априорного значения выходного импульса Рвых0.

Расчетами установлено, что если погрешность априорного значения не превышает 10%, ее влияние на погрешность остальных параметров не превышает 0,25%.

Вектор определяемых параметров содержит четыре параметра

.

Идентификация выполняется по методу наименьших квадратов (МНК) на основе уравнения (2).

Учитывая, что бортовые измерения выполняются в дискретные моменты времени,

где N - число измерений на участке идентификации.

Для нахождения оценок по МНК формируем вектор Y размерности N и матрицу X размерности N×N:

Тогда вектор определяемых параметров находим в соответствии с выражением

Анализ выражений (4)-(7) показывает, что для обеспечения наблюдаемости необходимо изменять скорость полета, однако изменения относительно установившегося значения должны быть малы (точное значение зависит от типа двигателя и режима полета), чтобы выполнялось условие постоянства силы тяги двигателей на интервале обработки. Скорость изменяется при постоянном режиме работы двигателей за счет последовательного выполнения маневров пикирования и кабрирования с малыми углами наклона траектории. Изменения угла атаки при переходных процессах достаточны для обеспечения наблюдаемости всей системы.

В соответствии с общим подходом к оцениванию характеристик самолетов в летных испытаниях указанный маневр необходимо выполнить во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.

На высоте Н=3000 м и скорости полета, соответствующей М=0,4 (Vпр=410 км/час), необходимо сбалансировать самолет в прямолинейном горизонтальном полете (ПГП) с постоянной скоростью, запомнить при этом угол атаки α0. Выполнить движение РУС по тангажу "от себя" и "на себя" длительностью 2…2,5 с так, чтобы приращения угла атаки составили ±(1…2) градуса. Восстановить ПГП на той же высоте и с тем же числом М и углом атаки. Не изменяя режим работы двигателей, перевести самолет в пикирование с малым приращением угла тангажа так, чтобы приборная скорость полета постепенно увеличилась на 10 км/час до 420 км/час (число M увеличилось на 0,01 до М=0,41). Затем перевести самолет в режим прямолинейного набора высоты так, чтобы скорость с тем же темпом уменьшилась на 10 км/час от исходного значения, то есть до 400 км/час (число M уменьшилось на 0,01 от исходного до М=0,39). Далее снова перевести самолет в пикирование и увеличить скорость с тем же темпом до исходного значения 410 км/час (М=0,4). Восстановить ПГП с М=0,4 (Vпр=410 км/час) на исходной высоте в пределах Н0±250 м. Выполнить движение РУС по тангажу "от себя" и "на себя" длительностью 2…2,5 с так, чтобы приращения угла атаки составили ±(1…2) градуса.

При выполнении режима угол атаки выдерживать в диапазоне α0±(1…2)°, при переводах в пикирование и кабрирование допускается превышение этого ограничения.

Таким образом, требуется при постоянном режиме работы двигателя выполнить плавное колебание по приборной скорости ±10 км/час (dM=±0,01) за счет малых изменений угла наклона траектории. Повторить режим.

Выполнить аналогичный режим, создавая приращения по приборной скорости ±15 км/час (dM=±0,015). Повторить режим.

Техническим результатом является возможность определения эффективной тяги двигателей самолета, используя только измеренные значения параметров полета самолета и априорные значения констант, характеризующих параметры летательного аппарата. Заявляемый способ может быть использован на всех типах ЛА, независимо от типа используемого двигателя. Значения констант определяются при продувках планера самолета в аэродинамических трубах и путем взвешиваний и юстировки при изготовлении самолета.

Исследования методом математического моделирования показали работоспособность и высокую точность предлагаемого способа.

Способ определения тяги двигателей самолета, основанный на измерении скоростного напора воздушного потока, отличающийся тем, что дополнительно измеряют угол атаки самолета, перегрузку вдоль продольной оси самолета и на основании полученных данных, учитывая константы, характеризующие конструкцию и аэродинамику испытуемого самолета, такие как эквивалентная площадь крыла самолета S, угол отклонения оси двигателя от продольной оси самолета φдв, выходной импульс двигателя Рвых0, ускорение свободного падения g, масса самолета m, определяют эффективную тягу двигателя методом наименьших квадратов, причем для определения эффективной тяги двигателя выполняют последовательные маневры пикирования и кабрирования с постоянной тягой во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.

www.findpatent.ru

Устройство для измерения силы тяги двигателей самолетов

 

Использование: изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для измерения тяги двигателей самолетов без демонтажа двигателей. Сущность изобретения: два гидроцилиндра 1 силовоспринимающего блока неподвижно закреплены на опорах 2. На штоке 3 каждого гидроцилиндра закреплен упор 5 для взаимодействия с колесами 6 шасси. Гидроцилиндры 1 подключены к контрольным манометрам 7 и источнику начального давления 8. С противоположной упору 5 стороны колесо 6 поджимается съемным фиксатором. 4 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для измерения тяги двигателей самолетов без демонтажа двигателей.

Известно устройство стенд для измерения силы тяги двигателя, в котором двигатель устанавливают в одно из гнезд, выполненный в корпусе соосно с силовоспринимающими центрами. Двигатель поджимают к силовоспринимающему центру. После вывода фиксатора из контакта с планкой последняя поджимается к силоизмерителю, который осуществляет измерение силы тяги работающего двигателя [1] Недостатком известного устройства является необходимость демонтажа двигателя с самолета. Наиболее близким аналогом к заявленному решению является устройство для измерения силы тяги двигателя самолета без его демонтажа, в котором силовоспринимающий блок устанавливается как промежуточное звено к тросе, крепящем самолет к точке крепления на земле [2] Недостатком известного устройства является необходимость наличия в конструкции самолета узла крепления троса силовоспринимающего блока, что не предусмотрено конструкцией большинства гражданских самолетов. Данный узел должен выдерживать значительные нагрузки от тягового усилия двигателей. Техническим результатом, который может быть достигнут при реализации заявленного решения, является расширение технологических возможностей, выражающееся в том, что возможен контроль фактического тягового усилия двигателей для всех типов самолетов без внесения изменения в конструкцию самолета, а также удобство в эксплуатации и простота устройства. Для достижения указанного результата устройство для измерения силы тяги двигателей самолета, содержащее силовоспринимающий блок, снабжено съемными фиксаторами колес шасси для восприятия силы реакции от разворачивающих моментов, а силовоспринимающий блок закреплен неподвижно на опоре и содержит два гидроцилиндра, подключенных к контрольным манометрам и источнику начального давления, при этом на штоках гидроцилиндров закреплены упоры для взаимодействия с колесами шасси. На фиг. 1 схематично изображен общий вид устройства для измерения силы тяги двигателей с самолетом; на фиг. 2 то же, в разрезе; на фиг. 3 схема векторов сил при расположении двигателей внутри колеи основных стоек шасси; на фиг. 4 схема векторов сил при расположении двигателей вне колеи основных стоек шасси. Устройство для измерения силы тяги двигателей самолетов содержит силовоспринимающий блок, представляющий собой два гидроцилиндра 1, неподвижно закрепленных на опорах 2. По крайней мере, одна из опор 2 имеет возможность перемещения по направляющим в поперечном направлении относительно продольной оси самолета. На штоке 3 каждого гидроцилиндра 1 с одной стороны закреплен поршень 4, а с другой упор 5 для колес 6 основных строек шасси. Гидроцилиндры 1 подключены каждый к своему контрольному манометру 7 и к источнику начального давления 8, которым может служить механогидравлический преобразователь или гидравлический насос. В устройстве могут использоваться как один общий, так и два механогидравлических преобразователя или гидравлических насоса для каждого гидроцилиндра. Устройство содержит также съемные фиксаторы 9 колес шасси для восприятия силы реакции от разворачивающих моментов. Каждый фиксатор 9 установлен соосно с гидроцилиндром 1 и упором 5. Колеса 6 шасси самолета 10 располагаются между упорами 5 и фиксаторами 9 для ограничения перемещения с его носовой и хвостовой стороны. Устройство работает следующим образом. Перед началом измерения самолет перемещают к предлагаемому устройству, расположенному на земле, до взаимодействия колес 6 шасси с упорами 5. Предварительно съемные фиксаторы 9 убираются для беспрепятственного прохода колес шасси. После этого фиксаторы 9 устанавливаются до контакта или с небольшим зазором относительно колес 6 шасси. В гидросистеме с помощью источника начального давления 8, например, механогидравлического преобразователя создается начальное давление и выбираются зазоры между колесами 6, упорами 5 и фиксаторами 9. После этого включаются двигатели 11 самолета. Усилие от работающих двигателей передается через колеса 6 основных стоек шасси на упоры 5, о величине тягового усилия судят по показаниям контрольных манометров 7, приращение давления в гидросистеме прямо пропорционально силе реакции на силовоспринимающем блоке и однозначно определяет силу тяги испытуемого двигателя. Когда вектор тяги, например, газотурбинного двигателя проходит между основными стойками шасси (двигатели расположены вблизи продольной оси самолета см. фиг. 3), исходя из уравнения моментов, действительное значение силы тяги двигателя будет равно арифметической сумме сил реакции в точках контакта колес шасси с упорами 5 устройства. В данном случае оба контрольных манометра будет показывать положительную величину приращения давления Qдв RА + Rв, где Qдв действительное значение силы тяги двигателя; RА и Rв реакции в точках контакта колес шасси с упорами. Когда вектор силы тяги двигателя проходит за пределами промежутка между точками контакта колес 6 шасси с упорами 5 (см. фиг. 4), исходя из уравнения моментов, действительное значение силы тяги двигателя определяется по формуле Qдв= Rв где Qдв действительное значение силы тяги двигателя; Rв одна из реакций в точке контакта колеса шасси с упором; l расстояние между упорами или между колесами шасси; L расстояние между одним из упоров или соответствующим ему колесом шасси и наиболее удаленным от них испытуемым двигателем. Сила реакции одного из упоров 5 (в данном случае RА) равна отрицательной величине и показание манометра увеличиваться не будет, т.е. RА 0, т.к. реакция направлена в сторону, противоположную от возможного перемещения поршня 4 гидроцилиндра 1, и воспринимается через устройство крепления стойки шасси опорной конструкцией. Ввиду того, что величина const для конструкции данного типа самолета, изменение давления в гидросистеме одной из опор пропорционально действительной силе тяги испытуемого газотурбинного двигателя. Испытания с использованием предлагаемого устройства не требует сложных операций по демонтажу двигателей, установке самолета к месту установки устройства. При этом конструктивные отличия самолетов различных типов требуют только перемещения опор 2 в поперечном направлении по направляющим. Показания контрольных манометров однозначно зависят только от значения силы тяги испытуемого двигателя. Устройство допускает возможность определения суммарной тяги всех двигателей самолета одновременно.

Формула изобретения

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЕЙ САМОЛЕТОВ, содержащее силовоспринимающий блок, отличающееся тем, что оно снабжено съемными фиксаторами колес шасси для восприятия силы реакции от разворачивающих моментов, а силовоспринимающий блок закреплен неподвижно на опоре и содержит два гидроцилиндра, подключенных к контрольным манометрам и источнику начального давления, при этом на штоках гидроцилиндров закреплены упоры для взаимодействия с колесами шасси.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4

www.findpatent.ru

Силовые установки Самолётов

Силовая установка предназначена для создания силы тяги, необходимой для преодоления лобового сопротивления и обеспечения поступательного движения самолета.

Сила тяги создается установкой, состоящей из двигателя, движителя (винта, например) и систем, обеспечивающих работу двигательной установки (топливная система, система смазки, охлаждения и т.д.).

В настоящее время в транспортной и военной авиации широкое распространение получили турбореактивные и турбовинтовые двигатели. В спортивной, сельскохозяйственной и различного назначения вспомогательной авиации пока еще применяются силовые установки с поршневыми авиационными двигателями внутреннего сгорания.

На самолетах Як-52 и Як-55 силовая установка состоит из поршневого двигателя М-14П и воздушного винта изменяемого шага В530ТА-Д35. Двигатель М-14П преобразует тепловую энергию сгорающего топлива в энергию вращения воздушного винта.

Воздушный винт - лопастный агрегат, вращаемый валом двигателя, создающий тягу в воздухе, необходимую для движения самолета.

Работа воздушного винта основана на тех же принципах, что и крыло самолета.

Реактивный двигатель — двигатель создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

Рабочее тело с большой скоростью истекает из двигателя, и, в соответствии с законом сохранения импульса, образуется реактивная сила, толкающая двигатель в противоположном направлении. Для разгона рабочего тела может использоваться как расширение газа, нагретого тем или иным способом до высокой температуры (т.н. тепловые реактивные двигатели), так и другие физические принципы, например, ускорение заряженных частиц в электростатическом поле (См. ионный двигатель).

Реактивный двигатель сочетает в себе собственно двигатель с движителем, то есть он создаёт тяговое усилие только за счёт взаимодействия с рабочим телом, без опоры или контакта с другими телами. По этой причине чаще всего он используется для приведения в движение самолётов, ракет и космических аппаратов.

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, солнечный парус, космический лифт) пока еще не вышли из стадии теоретической и/или экспериментальной отработки.

Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели.

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику — удельная тяга) — отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для идеального ракетного двигателя удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых, в результате экзотермической химической реакции горючего и окислителя (вместе именуемые топливом), продукты сгорания нагреваются в камере сгорания до высоких температур, расширяясь, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают из двигателя. Топливо химического ракетного двигателя является источником как тепловой энергии, так и газообразного рабочего тела, при расширении которого его внутренняя энергия преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи.

В турбореактивном двигателе (ТРД, англ. turbojet engine) сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы. Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму.

Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле и истекает из него, создавая реактивную тягу. Благодаря компрессору ТРД может стартовать с места и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является необходимым условием, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора.

Диапазон скоростей, в котором ТРД эффективен, смещён в сторону меньших значений, по сравнению с ПВРД. Агрегат турбина-компрессор, позволяющий создавать большой расход и высокую степень сжатия рабочего тела в области низких и средних скоростей полёта, является препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне высоких скоростей.

Максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями 2,5—3 Маха.

Похожие статьи:

poznayka.org

способ измерения силы тяги авиационного двигателя в составе самолета и устройство для его осуществления - патент РФ 2027981

Использование: при измерении тяги авиадвигателей в составе самолета в эксплуатации, в аэродромных условиях. Сущность изобретения: самолет устанавливают основными колесами на направляющую платформу, а носовое колесо - на дополнительную горизонтально-подвижную направляющую. На основной направляющей под колеса устанавливают упор, который выдвигается и задвигается в тело основной направляющей по команде оператора. Запускают один двигатель самолета (или несколько) и выводят их на заданный режим работы, проводят выдержку на заданном режиме и датчиком силы регистрируют величину A горизонтальной проекции искомого вектора тяги R на горизонтальное направление X-X, по этому же направлению основная направляющая воздействует силой A на датчик силы. При помощи приборов определяют величины Z1 и Z2 - расстояния меток от оси X-X или от поверхности аэродрома до запуска двигателей и после вывода на заданный режим определяют новое положение оси двигателей, вычисляют угол наклона оси и вводят поправку на измерение тяги датчиком по формуле R = A/Cos a . 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил. Изобретение относится к авиации, в частности к измерению тяги авиадвигателей в составе самолета в эксплуатации, в аэродромных условиях. Целью изобретения является повышение точности измерения путем исключения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома и учета изменения пространственного положения оси двигателя. На фиг. 1 изображена схема измерения тяги двигателя в составе самолета; на фиг. 2 - горизонтально-подвижная направляющая в виде платформы, установленной, например, на станине на гибких лентах. Способ измерения силы тяги состоит в том, что самолет предварительно фиксируют на горизонтально-подвижном основании, наносят метки на поверхности корпуса, указывающие положение продольной оси двигателя, и замеряют расстояние от них до основания, производят запуск двигателя, определяют силу тяги на различных режимах, во время измерения тяги определяют изменение положения меток относительно первоначального положения, а величину тяги корректируют с учетом изменения положения оси двигателя по формуле R = Acos , где A - измеренная величина силы тяги; - угол наклона продольной оси двигателя. Устройство для измерения тяги авиационного двигателя в составе самолета содержит датчик 1 силы, установленный в станине 2, размещенной в углублении, выполненном в полотне-покрытии 3 аэродрома. На станине 2 установлены с зазором горизонтально-подвижные направляющие 4, выполненные в виде платформы, установленной на станине 2 с минимальным сопротивлением смещению в горизонтальном направлении, например, с использованием гибких лент 5. Кроме гибких лент 5 для тех же целей могут быть использованы подшипники, гидростатические или пневмостатические опоры и другие устройства, обеспечивающие минимальное сопротивление горизонтальному смещению направляющей 4 относительно станины 2. Поверхность 6 направляющей 4 параллельна и совпадает с поверхностью полотна-покрытия 3 аэродрома. Направляющая 4 может быть в зависимости от размеров самолета выполнена таких размеров, что на нее могут быть установлены все колеса: основные 7 и носовые 8 самолета 9 с двигателями 10, тягу которых необходимо определять. Учитывая значительные расстояния между колесами 7 и 8 современных самолетов, возможно выполнение дополнительной направляющей 11 под переднее колесо 8, выполненное аналогично направляющей 4, установленной на отдельной станине 12. На поверхности 6 направляющей 4 может быть установлен упор 13 для колес 7, который может быть снабжен механизмом выдвижения его и уборки в тело направляющей 4. На самолете 9 нанесены метки 14 и 15, определяющие положение оси 16 двигателей 10 и вектора тяги R, развиваемой этими двигателями. Направляющая 4 горизонтального перемещения связана толкателем-тягой 17 тягой, если она работает на растяжение, толкателем, если она работает на сжатие, с датчиком 1 измерения силы, закрепленным на станине 2. Самолет 9 устанавливают основными колесами 7 на направляющую 4 платформы, а носовое колесо 8 - на дополнительную горизонтально-подвижную направляющую 11. На основной направляющей 4 под колеса 7 устанавливают упор 13, который выдвигается и задвигается в тело направляющей 4 по команде оператора. Запускают один двигатель 10 самолета 9 (или несколько) и выводят их на заданный режим работы, проводят выдержку на заданном режиме и датчиком силы 1 регистрируют величину A горизонтальной проекции искомого вектора тяги R на горизонтальное направление Х-Х, по этому же направлению направляющая 4 воздействует силой A на датчик 1 силы. При помощи приборов определяют величины Z1 и Z2 - расстояния меток 14 и 15 от оси Х-Х или от поверхности аэродрома до запуска двигателей и после вывода на заданный режим определяют новое положение оси 16 двигателей 10, вычисляют угол наклона и вводят поправку на измерение тяги датчиком 1 по формуле R = A/cos .

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ. 1. Способ измерения силы тяги авиационного двигателя в составе самолета, заключающийся в том, что производят запуск двигателя и определяют силу тяги на различных режимах, отличающийся тем, что, с целью повышения точности измерения путем исключения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома и учета изменения пространственного положения оси двигателя, предварительно фиксируют самолет на горизонтально-подвижном основании, наносят на поверхность корпуса метки, указывающие положение продольной оси двигателя, и замеряют расстояние от них до основания, во время замера тяги определяют изменением положения меток от первоначального с последующим определением угла наклона продольной оси двигателя, а величину силы тяги с учетом измерений определяют по формуле R = A/cos , где A - измеренная величина силы тяги; - угол наклона продольной оси двигателя. 2. Устройство для измерения силы тяги авиационного двигателя в составе самолета, содержащее датчик силы, укрепленный на упоре, установленном в полотне-покрытии аэродрома, отличающееся тем, что, с целью повышения точности измерения тяги двигателя при его технической диагностике путем уменьшения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома, оно снабжено станиной, в полотне-покрытии аэродрома выполнено углубление, в котором размещена станина, горизонтально-подвижными направляющими, установленными на станине с зазором относительно последней и выполненными в виде платформы, на горизонтальной поверхности которой укреплены колеса самолета, при этом датчик силы сообщен с платформой, а ось его чувствительного элемента, воспринимающего силу тяги, расположена на расстоянии не более 1,2H от продольной оси двигателя, где H - расстояние от последней до поверхности полотна-покрытия аэродрома. 3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что, с целью повышения надежности путем исключения попадания посторонних предметов в зазор между станиной и платформой, оно снабжено уплотнителем, установленным по периметру зазора.

www.freepatent.ru

Подъёмная сила самолета.

 

Подъёмная сила  — одна из составляющих полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком.

 Опытным путем Бернулли установил, что статическое давление в потоке жидкости или газа обратнопропорционально скорости потока в данной точке, что означает то, что в тех точках, где скорость потока выше давление – ниже. На практике легче понять это выражение  на примере: когда у входа на эскалатор на станции метро образуется большое столпотворение людей, то возникает давка (перед эскалатором), а когда вы входите на эскалатор и начинаете подниматься, то на ступени стоит максимум 2 человека и скорость вашего движения выше, а т. н. «столпотворение» (давление) ниже.

  Так «действует» и жидкость в трубе переменного поперечного сечения. А теперь, мысленно можно представить себе, что данную трубу «развернули» и разложили на 2 поверхности, как крыло самолета. Одна из них (верхняя) имеет большую кривизну (выпуклость), а нижняя имеет меньшую выпуклость ( практически ровная). Так получаем, согласно уравнению неразрывности струи потока жидкости (или газа) уже понятное физическое явление – разность давлений на верхней и нижней части крыла. Получаем, что на нижней поверхности скорость потока ниже и статическое давление выше, а на верхней части статическое давление ниже (т.к. скорость потока выше, ввиду геометрической разности длин). Это простое объяснение для крыла классического профиля и бесконечно большого размаха.

 

Расчет подъемной силы крыла. Теорема Жуковского о подъемной силе.

 

В жизни такое крыло сделать нереально. Поэтому применим математические свойства к решению данной задачи: конечный размах, нормальный вектор к профилю, граница профиля, величину давления, тогда получим следующее выражение: 

 

Подъёмная сила крыла самолета

 

У людей, начинающих свое знакомство с авиацией или уже продолжающих его может назреть вопрос, раз все всё знали, были выдающиеся открытии и умы, но самолет смог взлететь только в 1903 году, в чем же дело? А дело вот в чем: вполне можно было бы сделать первый полет и раньше, но долгое время ученые были запутаны, как высчитать подъемную силу и какое должно быть крыло самолета, его длина?

 

 

Согласно классической физике и согласно законам Ньютона подъемная сила была пропорциональна углу атаки во второй степени, что приводило к выводу о том, что невозможно сделать крыло малого размаха с хорошими несущими характеристиками. Мы можем представить себе обычную параболу, у=х2  и получаем, что, например, для подъемной силы равной 2 нужно достичь угла атаки в 4, а для хорошего полета необходимо подъемная сила и в 4, 5, 6… сложно иногда даже будет подсчитать угол атаки, а если он еще и окажется в критической зоне… 

  Эта путаница продолжалась вплоть до конца 19 века, аж только после многих экспериментов Бернулли и многих других ученых было установлено, что эта зависимость – прямолинейная (!), а уже базируясь на таких выводах можно было строить крыло малого размаха с удовлетворительной подъемной силой. Первыми это сделали братья Райт.

Avia.pro

Другие статьи

avia.pro

Подъемная сила крыла и полет самолета

Рассмотрим теперь обтекание потоком воздуха крыла самолета. Опыт показывает, что, когда крыло помещено в поток воздуха, вблизи острой задней кромки крыла возникают вихри, вращающиеся в случае, изображенном на рис. 345, против часовой стрелки. Вихри эти растут, отрываются от крыла и уносятся потоком. Остальная масса воздуха вблизи крыла получает при этом противоположное вращение (по часовой стрелке), образуя циркуляцию около крыла (рис. 346). Накладываясь на общий поток, циркуляция обусловливает распределение линий тока, изображенное на рис. 347.

Рис. 345. У острого края профиля крыла образуется вихрь

Рис. 346. При образовании вихря возникает циркуляция воздуха вокруг крыла

Рис. 347. Вихрь унесен потоком, а линии тока плавно обтекают профиль; они сгущены над крылом и разрежены под крылом

Мы получили для профиля крыла такую же картину обтекания, как и для вращающегося цилиндра. И здесь на общий поток воздуха наложено вращение вокруг крыла — циркуляция. Только, в отличие от вращающегося цилиндра, здесь циркуляция возникает не в результате вращения тела, а благодаря возникновению вихрей вблизи острого края крыла. Циркуляция ускоряет движение воздуха над крылом и замедляет его под крылом. Вследствие этого над крылом давление понижается, а под крылом повышается. Равнодействующая  всех сил, действующих со стороны потока на крыло (включая силы трения), направлена вверх и немного отклонена назад (рис. 341). Ее составляющая, перпендикулярная к потоку, представляет собой подъемную силу  а составляющая в направлении потока — силу лобового сопротивления . Чем больше скорость набегающего потока, тем больше и подъемная сила и сила лобового сопротивления. Эти силы зависят, кроме того, и от формы профиля крыла, и от угла, под которым поток набегает на крыло (угол атаки), а также от плотности набегающего потока: чем больше плотность, тем больше и эти силы. Профиль крыла выбирают так, чтобы оно давало возможно большую подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Теория возникновения подъемной силы крыла при обтекании потоком воздуха была дана основоположником теории авиации, основателем русской школы аэро — и гидродинамики Николаем Егоровичем Жуковским (1847—1921).

Теперь мы можем объяснить, как летает самолет. Воздушный винт самолета, вращаемый двигателем, или реакция струи реактивного двигателя, сообщает самолету такую скорость, что подъемная сила крыла достигает веса самолета и даже превосходит его. Тогда самолет взлетает. При равномерном прямолинейном полете сумма всех сил, действующих на самолет, равна нулю, как и должно быть согласно первому закону Ньютона. На рис. 348 изображены силы, действующие на самолет при горизонтальном полете с постоянной скоростью. Сила тяги двигателя  равна по модулю и противоположна по направлению силе лобового сопротивления воздуха  для всего самолета, а сила тяжести  равна по модулю и противоположна по направлению подъемной силе .

Рис. 348. Силы, действующие на самолет при горизонтальном равномерном полете

Самолеты, рассчитанные на полет с различной скоростью, имеют различные размеры крыльев. Медленно летящие транспортные самолеты должны иметь большую площадь крыльев, так как при малой скорости подъемная сила, приходящаяся на единицу площади крыла, невелика. Скоростные же самолеты получают достаточную подъемную силу и от крыльев малой площади. Так как подъемная сила крыла уменьшается при уменьшении плотности воздуха, то для полета на большой высоте самолет должен двигаться с большей скоростью, чем вблизи земли.

Подъемная сила возникает и в том случае, когда крыло движется в воде. Это дает возможность строить суда, движущиеся на подводных крыльях. Корпус таких судов во время движения выходит из воды (рис. 349). Это уменьшает сопротивление воды движению судна и позволяет достичь большой скорости хода. Так как плотность воды во много раз больше, чем плотность воздуха, то можно получить достаточную подъемную силу подводного крыла при сравнительно малой его площади и умеренной скорости.

Рис. 349. Судно на подводных крыльях

Назначение самолетного винта — это придание самолету большой скорости, при которой крыло создает подъемную силу, уравновешивающую вес самолета. С этой целью винт самолета укрепляют на горизонтальной оси. Существует тип летательных аппаратов тяжелее воздуха, для которого крылья не нужны. Это — вертолеты (рис. 350).

Рис. 350. Схема вертолета

В вертолетах ось воздушного винта расположена вертикально и винт создает тягу, направленную вверх, которая и уравновешивает вес вертолета, заменяя подъемную силу крыла. Винт вертолета создает вертикальную тягу независимо от того, движется вертолет или нет. Поэтому при работе воздушных винтов вертолет может неподвижно висеть в воздухе или подниматься по вертикали. Для горизонтального перемещения вертолета необходимо создать тягу, направленную горизонтально. Для этого не нужно устанавливать специальный винт с горизонтальной осью, а достаточно только несколько изменить наклон лопастей вертикального винта, что выполняется при помощи специального механизма во втулке винта.

sfiz.ru