Способ определения аэродинамических коэффициентов моделей летательных аппаратов

(54) СПОСОБ ОПРЕДВЗЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОЭФФИЦИЕНТОВ МОДЕЛЕЙ ЛЕТТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ1130098 3 4Изобретение относится к эксперимен- позволяющее перемещать точку крепления тальной аэродинамике и может быть ис- троса к устройству крепления путем перемепользовано при экспериментальном щения оси водила в плоскости строительной определенииазродинамическихкозффици- горизонтали модели на расстояние Ю ентов моделей, 5 средней аэродинамической хорды крылаИзвестен способ определения аэроди- модели относительно центра масс, вертлюнамических характеристик моделей, при ко- га 6, предназначенного для снятия крутящетором исследуемую модель размещают на . го момента от троса в боковой плоскости. подвеске в рабочей части, а затем опреде- . Определение аэродинамических коэфляют. усилия, действующие на модель при 10 фициентов модели летательного аппарата обтекании ее газовым потоком, по которым. осуществляется следующим образом.затем рассчитывают аэродинамические ха- . Перед началом продувок трос крепят к рактеристики, Однако при этом способе модели в центре масс; который определяют поддерживающиеустройстваокаэываютсу- расчетом и производят центровку модели. щественноевлияниенахарактеробтекания 15 Определяют геометрические характеристимодели и следовательно, на полученные ре- ки модели летательного аппарата: площадь зультаты, крыла 5 (или характерную. площадь), средНаиболее близким техническим реше-, нюю аэродинамическую хорду крыла Ь(или нием является способ определения аэроди- характерный размер), координаты центра намических характеристик моделей 20 масс относительно выбранных элементов летательных аппаратов, основанный на конструкции модели (например, носа моде.- подвеске модели за центр масс на гибкой ли, .строителъной .горизонтали, плоскости связи и последующем определении усилий;: симметрии) и массу модели в при отсоедидействующих на гибкую связь при обтека- ненном тросе. Ось водила перемещают на ниимодели,покоторымрассчитываютаэро расстояние, например, Хт=5 ф САХ крыла динамические коэффициенты. модели относительно центра масс (фиг, 3).Недостатком известного способа явля- Величина перемещения точки крепления ется недостаточная точность определения троса, равная . 5, равная САХ, выбрана аэродинамических характеристик. из условий определения аэродинамическихЦелью изобретения является повыше коэффициентов в линейном диапазоне. Моние точности опытных данных. дель подвешивают в рабочей части азродиДля этого в способе определения аэро- намической трубы и устанавливают динамических коэффициентов моделей ле- фиксированную скорость потока. При этОм тательных аппаратов, основанном на руль высоты фиксйруют в нулевом положе- подвеске модели за центр масс на гибкой 35 нии (д в 1=0). Измеряют силу натяжения тросвязи и последующем определении усилий, са у модели Т 1 (фиг. 3) угол атаки троса у действующих на гибкую связь при обтека- модели ит 1 и угол атаки модели а 1. Ось нии модели, по которым рассчитывают аэро- водила перемещают на расстояние Хт 2=5;6 динамические коэффициенты, проводят . САХ относительно центра масс и измеряют дополнительные испытания при подвеске 40 параметры Т 2, ать,а 2 придв 2=0.модели в точке, расположенной на продоль- Выражение для подъемной силы Ув че.ной оси и оси смещенной в сторону носовой рез аэродинамические коэффициенты имечасти относительно центра масс. ет видКроме того смещение точки подвеса вы-: , Рбирают в пределах 5;5 средней аэродина Уа=( Суо+Су а + Су дв )р -3. (1) мической хорды крыла модели, где Су - коэффициент подьемной силы моУстройство.для реализации способадели при а=О;представлено на фиг. 1; на фиг. 2 приведенвариант подвески; на фиг, 3 расчетная схе- Су пРоизводная коэффициента50 пОдъемной силы модели по углу атаки;Модель летательного аппарата 1 подав- Су - производная коэффициентадвшена в рабочей части 2 аэродинамической подъемной силы по рулю высоты;трубы 3 с помощью троса 4, жестко закреп- р- плотность среды;ленного на корпусе трубы 3. Для крепления Ч - скорость потока,троса к модели на корпусе модели устанав Составляется система уравнений для ливается устройство крепления, состоящее двух значений хт,г с учетом дв 1,2-0 из шаРНИРНО закрепленного в попеРечной а У 2плоскости к модели и подковообразной Уз 1=(СУо+СУ а 1)Р 2 8формы водила 5 (фиг. 2), ось вращения которого проходит через центр масс модели, и)са Су = уа 2/гк.Р-л е Расчет подъемной силы Уа 1,2 произво дят для каждого эксперимента по следую щему соотношению (см. фиг. 3)Уа 1 Л. Ом-Ту 1,2 Ом-Т 1 гзп ат 1,2 (3) где Ту 1,2- проекция силы натяжения троса .на направление оси подъемной силы;Ом - вес модели. 15Отсюда иэ (2) с учетом (3) легко определяют аэродинамические коэффициенты Су, Са. СЬзва 1+ ам-УМ соза 1 х Уаз=(Суо+С аЬ+Сув двз) д -3д Ч(12)и иэ (12) определяют коэффициент СуПри определении производной коэффициента продольного момента по.рулю высотыв значения параметров эксперимента Тз,два тз, а з и выше определенные коэффициенты п)1 о, в 1 подставляют в уравнение (8) саучетом (3) (П) и получаютд чгглд д3 Ьа двз =2Оэз 1 П аз - (Ом - Уаз) СОЗ аз я Хтэ -ЧгЧ 2п)д 1 оР 23 Ьа п)ЯР -3 ЬабДля определения коэффициента продольного момента вг 1 приа "0 производ (10)ной коэффициента продольного момента Расчет подъемной силы Уз 1.2 произво.по углу атаки ви, составляют уравнение дят по формуле (3) а силы лобового сопроравновесия моментов, действующих на мо- тивления 01,2 для каждого эксперимента подель в продольной плоскости, которое име- следующему соотношению (фиг. 3)ет вид 25 Ои,г-Тх 1,2"Т 1,гсоэ а т 1,2 (11)рак +МЯа+ уар . га .тягу+ где Тягу - проекция силы натяжения тросана направление скоростной оси;+Ту 1 Хт"О, (4): Иэ(10)сучетом(3),(11)легкоопределяют аэродинамические коэффициентыЧгго Е 1 оР 2 . до 30 а 1момент при сО;Чг Для определения коэффициента СуМЬ = АР 23 Ьа - производная задаем значение угла отклонения руля выпродольного момента по углу атаки; соты даз, Отличное от нуля, при одном изд Чг 35 значений Хт в пределах ).5, САХ, наприМФ = вО Р - 3 Ь - производная мер, при Х=+5 (Со знаком, уменьшающимпродольного момента по отклонению руля у"ол аймаки а модели), В процессе эксперимента измеряют параметры Тз, а тз, аз,высоты,Тх 1, Ту 1 - проекции силы натяжения тро- ЗначениЯ экспеРимента и выше найДен: са насвязаннуюсмоделью систему коорди 40 ные коэффициенты Су и Суа подставляютнат; . уравнение (1) с учетом (3)Хт Ут - координаты точки креплениятроса относительно центра масс.Учитывая, что при продувке угол накло-,на траектории 9 О угол скольжения Р си 0в продольной плоскости и Ут-О, для выбранной схемы подвески получаютМ 2 го+аУ гг+Мууое +Тугими О, г 5)гДЕ Ту 1 Тхз П а+ТуСОэа; (6) 50а= Тх=ОаТу а ОМ УаР)Подставляя Р) в(6) и(6) в(5) окончательно получают 55Мво + МЮ а+ МВ дв ++-Оззпа+ (Он-Уе)сова Рт 0 (8)Составляют систему уравнений длядвух значений Хт 12 с учетом дв 12- 01130098 8Предложенный способ определенияаэродинамических коэффициентов моделей летательных аппаратов позволяет повысить точность определения аэродинамических 5 коэффициентов по сравнению с прототипомза счет уменьшения количества подвесных устройств значительного размера, более точного воспроизведения обтекания модели воздушным потоком за счет уменьшения 10 интерференции, что имеет большое значение при.определении аэродинамических коэффициентов моделей, подвешиваемых на одном тросе, при их буксировке носителем.Идентификация аэродинамических коэффи циентов буксируемых на тросе объектов может производиться по результатам летных испытаний, Предложенный способ определения аэродинамических коэффициентов проще, поскольку не требует измерения 20 большого количества исходных параметрови; кроме того, нет необходимости в ведении поправок при проведении измерений. Для реализации предложенного способа нет необходимости в использовании сложной сис темы измерения аэродинамических сил имоментов и в изготовлении сложной технологической оснастки для установки модели . в аэродинамической трубе, что значительно упрощает средства реализации способа и 30 значительно сокращает сроки подготовкимодели к эксперименту.(56) С,М, Гордин, Экспериментальная аэродинамика, М., "Высшая школа", 1970, с. 35 244-253.Авторское свидетельство СССРЬ 893012, кл. 6 01 М 9/00, 1980,40 1. СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИ- . НАМИЧЕСКИХ КОЭФФИЦИЕНТОВ МО ДЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ, основанный на подвеске модели эа центр масс на гибкой связи и последующем определении усилий, действующих на,гибкую связь при обтекании модели, по которым 50 рассчитывают аэродинамические коэффиОтсюда легко определяют гп,а Для определения коэффициента лобового сопротивления модели Сх при а "0 и коэффициента отвала поляры В задаем поочередно два значения угла отклонения руля высоты дв 1, д вг отличные от нуля, при одном из значений Хт в пределах 25 О( САХ, например, при Хт=+5, В процессе эксперимента измеряют параметры Т 1,Тг, а 1, а 2, а 1, атг,Выражение для силы лобового сопротивления через аэродинамические коэффициенты имеет видОа(Схо + В (Су а+ Су дв.) 3 Р 2а. д., Р, (13)Составляют систему уравнений для двух значений руля высоты оа 1=(схо+(су а 1+су дв 1) в 1 р - з;а, дв г, ч,Оаг=схо+(су Ф,+су двг) в) Р г э,или в матричной форме 2 1(фа 1+су в дв 1)г Гсх 1 Оа 1(Р г з) 1(суа 2+су двг)г. (14)Расчет силы лобового сопротивленияОа 1, Оаг производят по Формуле (11),Из (14) с учетом (13) легко определяютаэродинамические коэффициенты Сх, В. Формула изобретения циенты, отличающийся тем, что, с целью повышения точности опытных данных, проводят дополнительные испытания при подвеске модели в точке, расположенной на продольной оси и смещенйой в сторону носовой части относительно центра масс,2, Способ по п.1, отличающийся тем, что смещение точки подвеса выбирают в пределах 5 О средней аэродинамической хорды крыла модели.,Колоскова едак Тираж НПО "Поиск" Роспатента113035,.Москва, Ж, Раушская на одписно каз 3240 инат "Патент", г. Ужгород, ул. Гагарина здательскии роизводств