Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть ис пользовано при экспериментальном определении аэродинамических коэффициентов моделей.
Известен способ определения аэродинамических характеристик моделей, при котором исследуемую модель размещают на подвеске в рабочей части, а затем определяют усилия, действующие на модель при обтекании ее газовым потоком, по которым затем рассчитывают аэродинамические характеристики. Однако при этом способе поддерживающиеустройства оказывают существенное влияние на характер обтекания модели и следовательно, на полученные результаты.
Наиболее близким техническим решег нием является способ определения аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов, основанный на подвеске модели за центр масс на гибкой .связи и последующем определении усилий, действующих на гибкую связь при обтекании модели, по которым рассчитывают аэродинамические коэффициенты.
Недостатком известного способа является недостаточная точность определения аэродинамических характеристик.
изобретения является повышение точности опытных даннь1х.
Для этого в способе определения аэродинамических коэффициентов моделей летательных аппаратов, основанном на подвеске модели за центр масс на гибкой связи и последующем определении усилий, действующих на гибкую связь при обтекании модели, по которым рассчитываютаэродинамические коэффициенты, проврдят дополнительные испытания при Подвеске модели в точке, расположенной на продольной осии оси смещенной в сторону носовой части относительно центра масс.
Кроме того смещение точки подвеса выбирают в пределах 5% средней аэродинамической хорды крыла модели.
Устройство для реализации способа представлено на фиг. 1; на фиг. 2лриведен вариант подвески; на фиг. 3 расчетная схема. , .. ,-:
Модель летательного аппарата 1 подвешена в рабочей части 2 аэродинамической трубы 3 с помощью троса 4, жестко закрепленного на корпусе трубы 3. Для крепления троса к модели на корпусе модели устанавливается устройство крепления, состоящее из шарнирно закрепленного в поперечной плоскости к модели и подковообразной формы води/ia В (фиг. 2), ось вращения которого проходит через центр масс модели, и
позволяющее перемещать точку крепления троса к устройству крепления путем перемещения оси водила в плоскости строительной горизонтали модели на расстояние ±5%
средней аэродинамической хорды крыла Модели относительно центра масс, вертлюга 6, предназначенного для снятия крутящего момента от троса в боковой плоскости. Определение аэродинамических коэффициентов модели летательного аппарата осуществляется следующим образом.
Перед началом продувок трос крепят к модели в центре масс,который Ьпрёделяют расчетом и Производят центровку модели.
Определяют геометрические характеристики модели летательного аппарата: площадь крыла S (или характерную площадь), средннэю аэродинамическую хорду крыла Ьа (или характерный размер), координаты центра
масс относительно выбранных элементов конструкции модели (например, носа модели, строительной горизонтали, плоскости симметрии) и Массу модели m ПРИ отсоединеннрм тросе. Ось перемещают на
расстояние, например, САХ крыла модели относительно центре масс (фиг. 3). Величина перемещения точки крепления троса, равная tt 5%,за8ная САХ, выбрана из условий определения аэродинамических
коэффициентов в линейном диапазоне. Модель подвешивают в рабочей части аэроди намической тру.бы и устанавливают фиксированную скорость потока. При йтом руль высоты фиксируют в нулевом положеНИИ (б ). Измеряют силу натяжения троса у модели TI (фиг. 3) угол атаки троса у модели а Т1 и угол атаки модели а i. Ось водила перемещают на расстояниеХт;г -5% САХ относительно центра масс и измеряют
параметры Т2,сгг2,о;2 при б .
Выражение для подъемной силы Ya через аэродинамические коэффициенты имеет вид:
),(1)
а
Ya-( 1Л чуу ixB //- 2
где Суо - коэффициент подьемной силы модели приОР 0;
Су - производная коэффициента подъемной силы модели по углу атаки;
Су - производная коэффициента подъемной силы по рулю высоты; р-плотность среды; V - скорость потока.
Составляется система уравнений для двух значений ХТ1.2 с учетом бв1,
Yai-(Cyo+C -ai),
Ye2-(Cyo-i-C -a5). Или в матричной форме
lai Суо - Vai/(p
S)l (2)
/v
IQS ( УйАр S)
Расчет подъемной силы Yai.2 производят для каждого эксперимента по следующему соотношению (см, фиг. 3)
: Уа1Д-6м-Туи Зм-Ти81пат1д(3)
где Tyiji - проекция силы натяжения троса на направление оси подъемной силы;
GM-вес модели.
Отсюда из (2) с учетом (3) легко определяют аэродинамические коэффициенты Суо. в. . - - .
:.,Су . ...,...-.-,. . :
.Для определения коэффициента продольного момента mzio при or О проиэводнОй коэффициента продольного момента по углу атаки mzi, составляют уравнение равновесия моментов, действующих на модель в Продольной плоскости, которое имеет вид
5в -TxlYT+
(4)
Sba - продольный
S ba - производная no углу атаки,V
Sba - производная
Продольного момента по отклонению руля высоты;
Тх1. Ту1 - проекции силы натяжения троса на связанную с моделью систему координат;. , -;. . ;. ,XT, YT - координаты точки крепления троса относительно центра масс.
Учитывая, что при продувке угол наклона траектории, Э О угол скольжения 0 в продольной плоскости и , для выбранной схемы подвески получают
Mzio + а + бв +Ту1Хт 0. (5) гдеТу1-Txslnoi-Tycosa I(6)
a Ty-GM-Ya.
(7)
Подставляя (7) в (6) и (6) в) окончательно получают
Mzio + а + ив + -H:-QasIna+(GH-Ya)(8)
Составляют систему уравнений для вух значений Хт1 С учетом дв1 О
w2/т V
rrtiopy Sba+тй/э-2-- SbaCi + + -Qaisln «1 +{GM Yai)cosai ()
nо
mzloPy--Sba+m p vSba« z + + -Qa2S n 02 -KGm-Ya2)cOSa2
Или в матричной форме
flat
mzio KJ тй
-Qlslnffl -bCGM-VaQcosgllxTl
V
- Qa2stnCU +(GM -Уа2 )cosC5}XT2
20(10)
Расчет подъемной силы Yai,2 производят по формуле (3) а силы лобового сопротивления Qai,2 для каждого эксперимента по следующему соотношению (фиг. 3)
25Qa1...2COS а т1.2(1)
где Тх1,2 - проекция силы натяжения троса на направление скоростной оси.
Из (10) с учетом (3), (11) легко определяют аэродинамические коэффициенты
тгь.шй.
Для определения коэффициента Су задаем значение угла отклонения руля высоты йьз . отличное от нуля при одном из 35 значений Хт в пределах ±5%. САХ, например, при Хг°+5% (Со знаком, уменьЩающим угол атаки а модели). В процессе эксперимента измеряют параметры Тз, а тз, ссз.
Значенияэксперимента и выше найден40 ные коэффициенты Суо и Су подставляютуравнение (1) с учетом (3)
Ya3 (Суо + С «Ь + ) 5 S
(12)
и из (12) определяют коэффициент Су.
При определении производной коэффициента продольного момента по рулю высоты
rriz значения niapaMeTpOB эксперимента TS, а тЗ. и выше определенные коэффициенты mzio. mil подставляют в уравнение (8) с учетом О), (И) и получают
mffd -Sbaaa3
{ ОаЗ sin ОЭ - (GM - Ya3 ) cos «3 ХтЗV fr V
- mzlop-o- S ba - mzlp-K- S baOj. Отсюда легко определяют mz Для определения коэффициента лобового сопротивления модели Схо f ри а 0 и коэффициента отвала поляры В задаем поочередно два значения угла отклонения руля высоты 5в1, 5 В2 отличные от нуля, при одном из значений XT в пределах ±5% САХ, например, при , В процессе эксперимента измеряют параметры Ti,Та, ai, 05, «Tl, «72. Выражение для силы лобового сопротивления через аэродинамические коэффициенты имеет вид Q8-(Cxo+B( + (3Bf S Составляют систему уравнений для двух значений руля высоты Qat Схо -Ь(Cf «1 -f /В J /О S; Qa2 Схо +( P или в матричной форме Qa1/() ( й 1(с аг+су вав2 Oa2/{p s) Расчет силы лобового сопротивления Qai. Qa2 производят по формуле (11). Из (14) с учетом (13) легко определяют аэродинамические коэффициенты Gxo- В. Предложенный способ определения аэродинамических коэффициентов моделей летательных аппаратов позволяет повысить точность определения аэродинамических коэффициентов по сравнению с прототипом за счет уменьшения количества подвесных устройств значительного размера, более точного воспроизведения обтекания модели воздушным потоком за счет уменьшения интерференции, что имеет большое значение при определении аэродинамических коэффициентов моделей, подвешиваемых на одном тросе, при их буксировке носителем. Идентификация аэродинамических коэффициентов буксируемых на тросе объектов может производиться по результатам летных испытаний. Предложенный способ определения аэродинамических коэффициентов п|5рще, поскольку не требует измерения большого количества исходных параметров и, кроме того. Нет необходимости в ведении поправок при проведении измерений. Для реализации предложенного способа нет необходимости в использовании сложной систе1мы измерения аэродинамических сил и моментов и в изготовлении сложной технологической оснастки для установки модели в аэродинамической трубе, что значительно упрощает средства реализации способа и значительно сокращает сроки подготовки модели к эксперименту. (56) С,М. Горлйн. Экспериментальная аэродинамика, М., Высшая школа, 1970, с. 244-253. Авторское свидетельство СССР № 893012, кл. G 01 М 9/00, 1980.
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 смещенной в сторону носовой части относительно центра масс.
