Способ определения аэродинамических коэффициентов моделей летательных аппаратов

Способ определения аэродинамических коэффициентов моделей летательных аппаратов

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛИК

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИ

ГОСУДАРСТВЕННОЕ HATKHTHOE

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) к лвтогском свидкткльству

1 (21) 3528844/23 (22) 27Л 2.82 (46) 35.11.93 Бел. Мя 41-42 (72) Мутилин НА„Салахов МА; Белякова З.Н.; Юдин

Г.В. (в) SU (1ц 1130098 А1 (51) 5 G01M9 06 G01M9 08

2 (54) СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИlECKltlX КОЭФФИЦИЕНТОВ МОДЕЛЕЙ JlETAТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (st) 1130098

3 4

Изобретение 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 определении аэродинамических козффици- горизонтали модели на расстояние =Я ентов моделей, средней аэродинамической хорды крыла

Известен 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 xa- . Перед началом продувок трос крепят к рактеристики. Однако при этом способе модели в центре масс; который определяют поддерживающиеустройстваокаэываютсу- расчетом и производят центровку модели. щественное влияние на характер обтекания 15 Определяют геометрические характеристи-. модели и следовательно, на полученные ре- ки модели летательного аппарата: площадь зультаты, ... крыла S (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 m при отсоедидействующих на гибкую связь при обтека- ненном тросе. Ось водила перемещают на ниимодели,покоторымрассчитываютаэро- 25 расстояние, например, Xzi=5$, CAX 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 аэродинамических

Целью изобретения является повыше- 30 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 зтОм тательных аппаратов, основанном на руль высоты фиксйруют в нулевом положеподвеске модели за центр масс на гибкой 35 нии (д gi=0). Измеряют силу натяжения тросвязи и последующем определении усилий, са у модели Т1 (фиг.- 3) угол атаки троса у действующих на гибкую связь при обтека- модели ат и угол атаки модели а1. Ось нии модели, по которым рассчитывают аэро- водила перемещают на расстояние Хт2=5 динамические коэффициенты, проводят САХ относительно центра масс и измеряют дополнительные испытания при подвеска 40 параметры Т2. àò2,а2прид82=0. модели в точке, расположенной на продоль- Выражение для подъемной силы У че.ной оси и оси смещенной в сторону носовой рез аэродинамические коэффициенты имечасти относительно центра масс. ет вид

Кроме того смещение точки подвеса вы-: р бирают в пределах 5 средней аэродина- 45 Уа=(Cyo+Cy а + Cy дв )ф» — S. (1) мической хорды крыла модели. где Су„— коэффициент подьемной силы моУстройство.для реализации способа дели при а=О; представлено на фиг. 1; Hà фиг. 2 приведен вариант подвески; на фиг. 3 расчетная схе- Су — производная коэффициента

50 подъемной силы модели по углу атаки;

Модель летательного аппарата 1 подав- .Су — производная коэффициента дв шена 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 V — - скорость потока. троса к модели на корпусе модели устанав- 55 Составляется система уравнений для ливается устройство крепления, состоящее двух значений хт,2 с учетом В81,2-0 из шарнирно закрепленного в поперечной а У2 плоскости к модели и подковообразной Уз1=(Суо+ Су < )p2 ° формы водила 5 (фиг. 2), ось вращения которого проходит через центр масс модели, и

1130098 а. Чг.

Уа2 (Cyо+ Су (22)P 2

Или в матричной форме ((eel) (Су ).- (Yei/(р — S)) (2) 5 Р. ((ав) (cy) = (Yeg/(р — s))

Расчет поДъемной силы Уе1,2 пРоизво дят для каждого эксперимента по следую- 10 щему соотношению (см. фиг. 3)

Уе12. Ом-Ту1,2-6м-Т1гз1п ат1 г (3) где Ту12 — проекция силы натяжения троса на направление оси подъемной силы;

6м - вес модели. 15

Отсюда из (2) с учетом (3) легко определяют аэродинамические коэффициенты Суо, С„г.. ...Для определения коэффициента продОЛЬНОГО МОМЕНта mZ1o Прн а =0 ПрОИЗВОд- 20

- ной коэффициента продольного момента .ПО УГЛУ атаКИ mz1 СОСтаВЛЯЮт УРаВНЕНИЕ равновесия моментов, действующих на модель в продольной плоскости, которое имеет вид . 25

М21о +МУ! а+МФти дв -Тхух/т+

+ Т„;Х,-О, (4)

V2

-Гдв 1VtZt — mZ1 р $Ье — ПрОДОЛЬНЬЗЙ

2 .. 30 момент при а 0;

Mz1 = m9t Р— S Ье — производная

Чг

2 продольного момента по углу атаки; д г 35

МФР = my .p — . Sba — производная

2. продольного момента по отклонению руля высоты;

Тх1, Ту1 проекции силы натяжения тро- 40 са на связанную с моделью систему координат;

Хт, Ут — координаты точки крепления троса относительно центра масс. Учитывая, что при продувке угол наклонатраектории & Оугол скольжения Р 0 " в продольной плоскости и Ут-0, для выбранной схемы подвески получают

Мгу.+МБ ° а+Мй дв +ту!х,-в, (5) гДЕ Tyt TxSin a+TyCOSQ; . (6) 50 а= Тх=Qa

Ту GM - Уе.

Р)

Подставляя Р) в (6) и (6) в (5) окончательно получают 55

+("Gas lnQ+ (Он-Уе)сози )Х>< 0 (8)

Составляют систему уравнений для двух значений Хт12 с учетом дв12 - 0

Ч2 V2

ItI)zt P 2 S ba + m9t P 2 S ba at +

+ (-Оа1Э! и at +(6м Ya1)COSQt )хт1-0 (9)

Ч2 . V2

mztoP2 S ba+m5zP2 S baa2 +

+ (-Оагэ)П а 2 +(Gm Ya2)COSQ 2 )Хт2 0

Или в матричной форме

1 д1 П21о — Qt sIoat + а - Yat cosat)xrt

P — S ba

2

P — S ba /г г (10)

Расчет подъемной силы Уе1,2 пРоизводят по формуле (3) а силы лобового сопротивления Q»,2 для каждого эксперимента по следующему соотношению (фиг. 3)

Ое1,г-Тх1,г"Т1,2соз а т1,2. (11)

ГДЕ Тх1,г — ПРОЕКЦИЯ СИЛЫ НатЯжЕНИЯ тРОСа на направление скоростной оси;

Из (10) с учетом (3), (1 1) легко определяют аэродинамические коэффициенты

mz1o ° П4

Для определения коэффициента Су задаем значение угла отклонения руля высоты дьз. отличное от нуля, при одном из значений Хт в пределах ). 5 )(), САХ, например, при X +5 (Со знаком, уменьшающим угол атаки а модели). B процессе эксперимента измеряют параметры Тз, а тз, аз.

Значения эксперимента и выше найденные коэффициенты Суо и Cy..подставляют. а уравнение (1) с учетом (3)

Уез =(Суо+Су 63+Су 43) д2 $

Д Ч (12) и иэ (12) определяют коэффициент Cy ..

При определении производной коэффициента продольного момента по.рулю высоты

mz значения параметров эксперимента Ts, дв а тз, а з и выше определенные коэффициенты п) 1о, а 1 подставляют в уравнение (8) с а учетом (3). (П) и получают

О чг

mztд — $ Ьадез =

2 (Оез Эу П вгз — (G55 Уез ) COS вгз ) Хтз

V V2

- mz1îР 2 $ Ье п@Р2 $ Ье °

1130098

Предложенный способ определения аэродинамических коэффициентов моделей летательных аппаратов позволяет повысить точность определения аэродинамических

5 коэффициентов по сравнению с прототипом за 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 коэффи15 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 параметров и; кроме того, нет необходимости в ведении поправок при проведении измерений. Для реализации предложенного способа нет необходимости в использовании сложной сис25 темы измерения аэродинамических сил и моментов и в изготовлении сложной технологической оснастки для установки модели в аэродинамической трубе, что значительно упрощает средства реализации способа и

30 значительно сокращает сроки подготовки модели к эксперименту. (56) С.M. Горлин. Экспериментальная аэродинамика, M. "Высшая школа", 1970, с.

35 244-253.

Авторское свидетельство СССР й- 893012, кл. 6 01 M 9/00, 1980.

1. СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИ- .

НАМИЧЕСКИХ КОЭФФИЦИЕНТОВ МО- 45

ДЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ, основанный на подвеске модели эа центр масс на гибкой связи и последующем апределении усилий, действующих на.гибкую связь при обтекании модели, по которым 50 рассчитывают аэродинамические коэффи-,:, Отсюда легко определяют mrna

Для определения коэффициента лобового сопротивления модели Сх при а -0 и коэффициента отвала поляры В задаем поочередно два значения угла отклонения руля высоты дщ, д вг отличные от нуля, при одном из значений Хт в пределах =Я%

САХ, например, при X 5, В процессе эксперимента измеряют параметры T1,Tz а1, аг, а1, аг.

Выражение для силы лобового сопротивления через аэродинамические коэффициенты имеет вид

Qa+Cxо + В (Су a+ Су дв )г) p=2 а. д, V /г. (13)

Составляют систему уравнений для двух значений руля высоты о,1=(с„+(су а1+су дв1) в) р — з; а. дв г v÷ оа2 (сх,+(сау +cy äBãßâ р — з, или в матричной форме г

1(фа +судв дв1Я $c„) 1 (—. )

1(су аг + cy двг)г. (14)

Расчет силы лобового сопротивления

Ga1, Qag производят по формуле (11), Из {14) с учетом (13) легко определяют аэродинамические 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 B сторону носовой части относительно центра масс.

-2. Способ по п.1, отличающийся тем, что смещение точки подвеса выбирают в пределах 5% средней аэродинамической хорды крыла модели.

1130098

Фиг. f

Фиг. 2 т

Техред M. Моргентал Корректор M.Êóëü

Редактор А.Колоскова

Тираж Подписное

НПО "Поиск" Роспатента

113035,.Москва. Ж-35, Раушская наб., 4/5

Заказ 3240

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул. Гагарина, 101