RU2767584C1 - Method for experimental research of aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles and device for implementation thereof - Google Patents

Method for experimental research of aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles and device for implementation thereof Download PDF

Info

Publication number
RU2767584C1
RU2767584C1 RU2021109996A RU2021109996A RU2767584C1 RU 2767584 C1 RU2767584 C1 RU 2767584C1 RU 2021109996 A RU2021109996 A RU 2021109996A RU 2021109996 A RU2021109996 A RU 2021109996A RU 2767584 C1 RU2767584 C1 RU 2767584C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air flow
speed
beams
axis
aircraft
Prior art date
Application number
RU2021109996A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Секу Абдель Кадер Диане
Павел Владимирович Миодушевский
Александр Павлович Миодушевский
Юрий Сергеевич Легович
Владимир Иванович Гончаренко
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук filed Critical Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук
Priority to RU2021109996A priority Critical patent/RU2767584C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2767584C1 publication Critical patent/RU2767584C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation test equipment, in particular to methods and means of studying aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles. When implementing the method, characteristics of an unmanned aerial vehicle are experimentally investigated at a given increase or decrease in flight speed by performing the following operations: determining the speed of the unmanned aerial vehicle to be analyzed by integrating the equations of motion of the UAV with a given control law; aircraft speed values obtained during integration are used as program settings for air flow rate control means; air flow rates are reproduced by means of a group of motors 6–17; measuring forces and moments acting on aircraft, using six-component dynamometer 48; calculating aerodynamic coefficients of lift and resistance; specified values of aerodynamic resistance of the vehicle and speed of its movement are calculated. At the same time aircraft is installed at pitch angle in the range of −45° up to 45° which, according to readings of six-component dynamometer 48, provides for creation of lift equal to weight by means of automatic control of servomechanisms 61–64. Device comprises means for creating an air flow, means for measuring forces and moments acting on the investigated apparatus, means for controlling the position of the investigated apparatus, at that, the air flow creation means are made in the form of a group of propellers, each of which has an individual high-speed drive consisting of a propeller, a brushless electric motor with a motor rpm controller and sensors for the speed of the air flow generated by the propeller. At the same time, propulsors are arranged in at least three parallel rows to simulate irregular distribution of airflow speed and turbulence. In order to measure forces and moments acting on the investigated vehicle, a six-component dynamometer is installed inside the fuselage of the investigated vehicle, having a statically determined structure consisting of strain-gauge beams. At that, two parallel beams measuring forces directed along vertical axis Z are rigidly fixed by root ends to dynamometer support plate, which is connected to the fuselage frame through four servomechanisms serving for parallel movement of the plate plane along the X axis and along the Y axis, as well as for rotation of the plane of the base plate relative to the plane of the frame by the pitch angle. At that, in the lower part of the dynamometer frame there is a detachable connection with a holder, which is installed on a fixed base.
EFFECT: wider range of speeds and accelerations of air flow, as well as possibility of accurate control of speeds and accelerations of air flow during experimental studies of aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles.
8 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной испытательной техники, в частности к методам и средствам исследования аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов. Изобретение может быть также использовано для обучения студентов в образовательных учреждениях.The invention relates to the field of aviation test equipment, in particular to methods and tools for studying the aeromechanics and flight dynamics of unmanned aerial vehicles. The invention can also be used for teaching students in educational institutions.

Беспилотные летательные аппараты (БИЛА) по объему продаж уже занимают значительную часть мирового рынка. Потребность в беспилотных летательных аппаратах увеличивается благодаря быстрому развитию многочисленных приложений этих аппаратов в промышленности, сельском хозяйстве, в наблюдении за изменениями климата и экологического состояния территории и др.Unmanned aerial vehicles (UAVs) in terms of sales already occupy a significant part of the world market. The need for unmanned aerial vehicles is increasing due to the rapid development of numerous applications of these devices in industry, agriculture, monitoring climate change and the ecological state of the territory, etc.

В настоящее время в США и в Европе правила регулирования полетов в общем воздушном пространстве существенно упрощены для малых БИЛА, у которых вес не превышает 25 кг. При этом за надежность БПЛА, за безопасность его полетов для окружающей среды, включая людей и животных, отвечает проектировщик и производитель, как это принято в «большой» авиационной промышленности. Поэтому на всех этапах жизненного цикла существует необходимость экспериментальных исследований БПЛА и подтверждения их характеристик. Для проведения таких исследований необходимо лабораторное оборудование, которое позволит воспроизводить аэродинамические и инерционные силы, действующие на БПЛА в полете. Необходимо при этом принять во внимание, что на исследуемом экземпляре БПЛА должны быть установлены и должны функционировать, в соответствии с воспроизводимой программой полета, все механизмы, моторы, устройства силовой электроники, пропеллеры и т.п. Частично экспериментальные исследования такого рода можно было бы выполнить на установках типа традиционных аэродинамических труб. Однако в существующих аэродинамических трубах невозможно регулировать скорость воздушного потока так быстро, как это требуется для исследований динамики полета современных БПЛА. Также необходимо отметить, что использование существующих аэродинамических труб для испытаний малых БПЛА экономически нецелесообразно.At present, in the USA and Europe, the rules for regulating flights in the general airspace are significantly simplified for small BILA, whose weight does not exceed 25 kg. At the same time, the designer and manufacturer are responsible for the reliability of the UAV, for the safety of its flights for the environment, including people and animals, as is customary in the “large” aviation industry. Therefore, at all stages of the life cycle, there is a need for experimental studies of UAVs and confirmation of their characteristics. To conduct such studies, laboratory equipment is needed that will allow reproducing the aerodynamic and inertial forces acting on the UAV in flight. At the same time, it is necessary to take into account that all mechanisms, motors, power electronics devices, propellers, etc. must be installed on the UAV under study and must function in accordance with the reproducible flight program. Partially, experimental studies of this kind could be carried out on installations such as traditional wind tunnels. However, in existing wind tunnels, it is impossible to control the air flow velocity as quickly as is required for studying the flight dynamics of modern UAVs. It should also be noted that the use of existing wind tunnels for testing small UAVs is not economically feasible.

Следует отметить, что предлагаемый лабораторный стенд нового типа для испытаний малых БПЛА может быть использован в научно-исследовательских, производственных и образовательных организациях для проведения исследований и обучения студентов по тематике курсов аэродинамики, динамики полета, систем управления летательными аппаратами и др.It should be noted that the proposed laboratory stand of a new type for testing small UAVs can be used in research, production and educational organizations to conduct research and train students on the subjects of courses in aerodynamics, flight dynamics, aircraft control systems, etc.

БПЛА малых размеров неизбежно должны летать на режимах, для которых характерны малые числа Рейнольдса (Re). Результаты исследований, приведенные в работах [Брусов B.C., Петручик В.П. Проблемы исследования аэромеханики полета беспилотных летательных аппаратов сверхмалой размерности // Вестник МАИ, Т. 18, №2, 2011. с. 9-14], показывают, что при малых числах Re наблюдаются явления гистерезиса аэродинамических характеристик (подъемной силы и сопротивления) крыла. При ускорении летательного аппарата коэффициент подъемной силы крыла Су растет, а при торможении уменьшается. При этом, когда достигаются достаточно малые числа Re, снижение величины подъемной силы происходит скачкообразно. Следовательно, важно точно регулировать не только скорость, но и ускорение (замедление) воздушного потока при экспериментальных исследованиях аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов.UAVs of small sizes must inevitably fly in modes for which small Reynolds numbers (Re) are characteristic. The research results given in the works [Brusov BC, Petruchik V.P. Problems of studying the aeromechanics of flight of ultra-small unmanned aerial vehicles // Bulletin of the MAI, Vol. 18, No. 2, 2011. p. 9-14] show that at low Re numbers, hysteresis phenomena of the aerodynamic characteristics (lift and drag) of the wing are observed. With the acceleration of the aircraft, the lift coefficient of the wing C y increases, and with deceleration it decreases. In this case, when sufficiently small Re numbers are reached, the decrease in the magnitude of the lifting force occurs abruptly. Therefore, it is important to accurately control not only the speed, but also the acceleration (deceleration) of the air flow in experimental studies of aeromechanics and flight dynamics of unmanned aerial vehicles.

Известен способ определения аэродинамических характеристик воздушных судов RU (2460982 С1, 28.03.2011). Способ включает исследование модели воздушного судна (ВС) в аэродинамической трубе и проведение летных испытаний. В качестве наблюдаемых параметров принимаются суммарные значения коэффициентов аэродинамических сил и моментов, вычисленные на основе измерений параметров в полете, а в качестве заданных функций, с помощью которых строится структурная или конструкционная матрица при идентификации по методу наименьших квадратов, используют функции, являющиеся составляющими коэффициентов аэродинамических сил и моментов в модели аэродинамических характеристик, полученной на основе продувок в аэродинамических трубах.A known method for determining the aerodynamic characteristics of aircraft RU (2460982 C1, 28.03.2011). The method includes researching a model of an aircraft (AC) in a wind tunnel and conducting flight tests. As observed parameters, the total values of the coefficients of aerodynamic forces and moments, calculated on the basis of measurements of parameters in flight, are taken, and as given functions, with the help of which a structural or structural matrix is built when identifying by the least squares method, functions that are components of the coefficients of aerodynamic forces are used and moments in the model of aerodynamic characteristics obtained on the basis of blowdowns in wind tunnels.

Известен способ, принятый за прототип, для определения аэродинамических характеристик летательного аппарата (RU 2561829 С2, 22.08.2013). Способ заключается в том, что АДХ ЛА определяются в гидродинамической трубе (ГТ) при использовании в качестве среды обтекания ЛА воды. Модель ЛА устанавливают в ГТ, закрепляют в верхней державке головную часть модели и в нижней державке хвостовую часть модели, при этом в державках устанавливают тензодатчики замера поперечной и боковой силы, а также замера момента, в ГТ устанавливают датчики замера скорости потока воды. Затем включают двигатель, создающий поток жидкости в трубе, устанавливают необходимую скорость потока воды и замеряют силы поперечную и боковую силы и момента.A known method, taken as a prototype, for determining the aerodynamic characteristics of an aircraft (RU 2561829 C2, 22.08.2013). The method consists in the fact that ADC LA are determined in a hydrodynamic tube (HT) using water as a medium for flowing around the aircraft. The aircraft model is installed in the GT, the head part of the model is fixed in the upper holder and the tail part of the model is fixed in the lower holder, while strain gauges for measuring the transverse and lateral forces, as well as for measuring the moment are installed in the holders, sensors for measuring the water flow velocity are installed in the GT. Then the engine is turned on, which creates a fluid flow in the pipe, the required water flow rate is set, and the transverse and lateral forces and moments are measured.

Недостатком данного способа является необходимость использования жидкости в качестве рабочей среды для измерения параметров БПЛА, а также отсутствие возможности изменения положения БПЛА по вертикальной оси.The disadvantage of this method is the need to use liquid as a working medium for measuring UAV parameters, as well as the inability to change the position of the UAV along the vertical axis.

Известно устройство для определения аэродинамических характеристик модели ракеты авиационного базирования (RU 2564054 С1, 24.04.2014). Устройство содержит модель ракеты со съемной носовой частью, установленную на внутримодельных шестикомпонентных тензовесах с помощью конической посадки, соединенных с внутренней державкой, прикрепленной к модели носителя, установленной в аэродинамической трубе, оснащенной тензостанцией и пультом управления в препараторской. Технический результат заключается в повышении достоверности измерений.A device is known for determining the aerodynamic characteristics of an aircraft-based rocket model (RU 2564054 C1, 24.04.2014). The device contains a model of a rocket with a removable nose mounted on an in-model six-component strain gauge with the help of a conical fit, connected to an internal holder attached to the carrier model installed in a wind tunnel, equipped with a strain gauge and a control panel in the preparation room. The technical result is to increase the reliability of measurements.

Наиболее близким аналогом предлагаемого устройства, принятым в качестве прототипа, является устройство для определения аэродинамических нагрузок, действующих на оперение модели (RU 2596038 С2, 23.01.2015). Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике. Устройство содержит модель объекта, установленную на хвостовой державке, закрепленной в стойке аэродинамической трубы, и измерительное весовое устройство, соединяющее державку с испытываемой моделью. Измерительное весовое устройство представляет собой тензовесы рулей и тензовесы крыльев, установленных в хвостовом и крыльевом отсеках модели соответственно. Измерительная поворотная консоль руля посажена на кронштейн, закрепленный в тензовесах руля, а измерительная поворотная консоль крыла посажена на кронштейн, закрепленный в тензовесах крыла. Технический результат заключается в возможности расширения диапазона исследований с высокой степенью достоверности при определении аэродинамических нагрузок, действующих на складные рули и крылья модели при различных вариациях их взаимного расположения.The closest analogue of the proposed device, adopted as a prototype, is a device for determining the aerodynamic loads acting on the tail of the model (RU 2596038 C2, 23.01.2015). The invention relates to experimental aerodynamics. The device contains an object model mounted on a tail holder fixed in a wind tunnel rack, and a measuring weighing device connecting the holder with the model being tested. Measuring weighing device is rudders and wing weights installed in the tail and wing compartments of the model, respectively. The measuring rotary rudder console is seated on a bracket fixed in the rudder weight balances, and the measuring rotary wing console is seated on a bracket fixed in the wing weight balances. The technical result consists in the possibility of expanding the range of studies with a high degree of certainty in determining the aerodynamic loads acting on the folding rudders and wings of the model with various variations in their relative position.

Недостатком данного устройства является отсутствие возможности регулировать скорость воздушного потока в динамическом режиме. Кроме того, не предусмотрена возможность исследования влияния положения центра масс на характеристики аэромеханики БПЛА, а также исследования влияния нестационарного воздушного потока на характеристики аэродинамики, устойчивости и управляемости летательного аппарата.The disadvantage of this device is the inability to adjust the speed of the air flow in dynamic mode. In addition, it is not possible to study the influence of the position of the center of mass on the characteristics of the UAV aeromechanics, as well as to study the influence of unsteady air flow on the characteristics of aerodynamics, stability and controllability of the aircraft.

Техническим результатом предлагаемого устройства является расширение диапазона скоростей и ускорений воздушного потока.The technical result of the proposed device is to expand the range of speeds and accelerations of the air flow.

Техническим результатом предлагаемого способа является возможность точного регулирования скоростей и ускорений воздушного потока при экспериментальных исследованиях аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов.The technical result of the proposed method is the ability to accurately control the speeds and accelerations of the air flow in experimental studies of aeromechanics and flight dynamics of unmanned aerial vehicles.

Технический результат способа достигается тем, что экспериментально исследуют характеристики беспилотного летательного аппарата при заданном увеличении или снижении скорости полета, выполняя следующие операции:The technical result of the method is achieved by experimentally examining the characteristics of an unmanned aerial vehicle with a given increase or decrease in flight speed, performing the following operations:

- определяют скорость беспилотного летательного аппарата, подлежащую исследованию, путем интегрирования уравнений движения БПЛА при заданном законе управления;- determine the speed of the unmanned aerial vehicle to be investigated by integrating the equations of motion of the UAV for a given control law;

- используют полученные при интегрировании величин скорости летательного аппарата в качестве программных установок для средств управления скоростью воздушного потока;- use the values obtained by integrating the speed of the aircraft as software settings for the means of controlling the speed of the air flow;

- воспроизводят скорости воздушного потока с помощью группы моторов 6-17;- reproduce the speed of the air flow using a group of motors 6-17;

- измеряют силы и моменты, действующие на летательный аппарат, с помощью шестикомпонентного динамометра 48;- measure the forces and moments acting on the aircraft, using a six-component dynamometer 48;

- вычисляют аэродинамические коэффициенты подъемной силы и сопротивления;- calculate the aerodynamic coefficients of lift and drag;

- вычисляют уточненные величины аэродинамического сопротивления аппарата и скорости его движения;- calculate the refined values of the aerodynamic resistance of the apparatus and the speed of its movement;

- устанавливают летательный аппарат на угол тангажа в диапазоне от -45° до 45°, который согласно показаниям шестикомпонентного динамометра 48 обеспечивает создание подъемной силы, равной весу, с помощью автоматического управления сервомеханизмами 61-64.- the aircraft is set to a pitch angle in the range from -45° to 45°, which, according to the readings of the six-component dynamometer 48, provides the creation of a lifting force equal to weight, using automatic control of the servo mechanisms 61-64.

Кроме того выполняют следующую дополнительную операцию:In addition, the following additional operation is performed:

- перемещают опорную плиту 59 в направлении оси X на расстояние до 0,5 м от исходного положения и повторяют вышеописанные измерительные операции.- move the base plate 59 in the direction of the X axis at a distance of up to 0.5 m from the initial position and repeat the above measuring operations.

Воспроизводят с помощью группы моторов 6-17 заданной зависимости величины скорости воздушного потока от времени.Reproduced using a group of motors 6-17 given the dependence of the value of the air flow rate on time.

Периодически изменяют угол тангажа с помощью автоматического управления сервомеханизмами 61-64;Periodically change the pitch angle using automatic control of servos 61-64;

- периодически изменяют положение аппарата по оси Z с помощью автоматического управления сервомеханизмами 61-64.- periodically change the position of the apparatus along the Z axis by means of automatic control of the servomechanisms 61-64.

Технический результат для устройства достигается тем, что устройство для экспериментальных исследований аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов содержит средства создания воздушного потока, средства измерения сил и моментов, действующих на исследуемый аппарат, средства управления положением исследуемого аппарата, при этом средства создания воздушного потока выполнены в виде группы движителей, каждый из которых имеет индивидуальный быстродействующий привод, состоящий из пропеллера 18-29, бесколлекторного электрического мотора 6-17 с регулятором скорости оборотов мотора и датчиков скорости воздушного потока 30-41, создаваемого пропеллером, причем движители расположены, по меньшей мере, в три параллельных ряда, что обеспечивает возможность моделировать неравномерное распределение скорости и турбулентности воздушного потока, для измерения сил и моментов, действующих на исследуемый аппарат, внутри фюзеляжа исследуемого аппарата установлен шестикомпонентный динамометр, имеющий статически определимую конструкцию, состоящую из тензометрических балок, причем две параллельных балки 55 и 56, измеряющие силы, направленные вдоль вертикальной оси Z, жестко закреплены корневыми концами к опорной плите динамометра 59, которая соединена со шпангоутом фюзеляжа через четыре сервомеханизма 61-64, служащих для параллельного перемещения плоскости плиты 59 вдоль оси X и вдоль оси Y, а также для поворота плоскости плиты ОП относительно плоскости шпангоута на угол тангажа α, причем продольные оси балок 55 и 56 параллельны оси X, а другие концы этих балок жестко соединены с первым поперечным диском 57, с которым жестко соединены корневые концы двух параллельных балок 53 и 54, измеряющих силы, направленные вдоль боковой горизонтальной оси Y, причем продольные оси этих балок направлены противоположно направлению осей балок 55 и 56, другие концы балок 53 и 54 жестко соединены со вторым поперечным диском 58, к которому также жестко прикреплены корневые концы тензометрических балок 49-52, измеряющих силы, направленные вдоль оси X, причем продольные оси балок 49 и 50 наклонены к вертикальной оси на -45° и +45°, соответственно, продольная ось балки 51 является продолжением продольной оси балки 49, продольная ось балки 52 является продолжением продольной оси балки 50, противоположные концы балок 49-52 жестко закреплены на раме динамометра 60, имеющей форму квадратного кольца в плоскости ZY, причем в нижней части рамы динамометра имеется разъемное соединение с державкой 5, которая установлена на неподвижном основании 1.The technical result for the device is achieved by the fact that the device for experimental studies of aeromechanics and flight dynamics of unmanned aerial vehicles contains means for creating an air flow, means for measuring the forces and moments acting on the device under study, means for controlling the position of the device under study, while the means for creating an air flow are made in in the form of a group of propellers, each of which has an individual high-speed drive, consisting of a propeller 18-29, a brushless electric motor 6-17 with a motor speed controller and sensors for the speed of the air flow 30-41 created by the propeller, and the propellers are located at least in three parallel rows, which makes it possible to simulate the uneven distribution of the speed and turbulence of the air flow, to measure the forces and moments acting on the device under study, a six-component dynamometer is installed inside the fuselage of the device under study p, having a statically determinable structure consisting of strain gauge beams, with two parallel beams 55 and 56 measuring forces directed along the vertical axis Z, rigidly fixed by their root ends to the base plate of the dynamometer 59, which is connected to the fuselage frame through four servomechanisms 61-64 , serving for parallel displacement of the plane of the plate 59 along the X axis and along the Y axis, as well as for turning the plane of the plate OP relative to the plane of the frame by the pitch angle α, and the longitudinal axes of the beams 55 and 56 are parallel to the X axis, and the other ends of these beams are rigidly connected to the first transverse disk 57, with which the root ends of two parallel beams 53 and 54 are rigidly connected, measuring the forces directed along the lateral horizontal axis Y, and the longitudinal axes of these beams are directed opposite to the direction of the axes of the beams 55 and 56, the other ends of the beams 53 and 54 are rigidly connected with the second transverse disk 58, to which the root ends of the strain gauge are also rigidly attached beams 49-52, measuring the forces directed along the X axis, and the longitudinal axes of the beams 49 and 50 are inclined to the vertical axis by -45° and +45°, respectively, the longitudinal axis of the beam 51 is a continuation of the longitudinal axis of the beam 49, the longitudinal axis of the beam 52 is a continuation of the longitudinal axis of the beam 50, the opposite ends of the beams 49-52 are rigidly fixed on the dynamometer frame 60, which has the shape of a square ring in the ZY plane, and in the lower part of the dynamometer frame there is a detachable connection with the holder 5, which is mounted on a fixed base 1.

С целью расширения диапазона скоростей воздушного потока и снижения уровня турбулентности, средства создания воздушного потока в виде группы тянущих пропеллеров 6-17 установлены на расстоянии 1-1,5 м от хвостовой части исследуемого летательного аппарата.In order to expand the range of air flow speeds and reduce the level of turbulence, the means of creating an air flow in the form of a group of pulling propellers 6-17 are installed at a distance of 1-1.5 m from the tail section of the aircraft under study.

С целью расширения диапазона скоростей воздушного потока, между группой пропеллеров и исследуемым летательным аппаратом установлен конфузор 3, изменяющий ширину струи воздушного потока.In order to expand the range of air flow speeds, a confuser 3 is installed between the group of propellers and the investigated aircraft, which changes the width of the air flow jet.

С целью расширения диапазона скоростей воздушного потока, между группой пропеллеров и исследуемым летательным аппаратом установлена сетка 4 для уменьшения размеров вихрей в потоке.In order to expand the range of air flow speeds, a mesh 4 is installed between the group of propellers and the investigated aircraft to reduce the size of the vortices in the flow.

Технический результат как по способу, так и по устройству достигается только в пределах указанных выше соотношений, что показали экспериментальные исследования.The technical result of both the method and the device is achieved only within the above ratios, as shown by experimental studies.

На фиг. 1. представлен общий вид устройства для экспериментальных исследований аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов.In FIG. 1. shows a general view of the device for experimental studies of aeromechanics and flight dynamics of unmanned aerial vehicles.

На фиг. 2. представлен вид сверху на шестикомпонентный динамометр.In FIG. 2. shows a top view of a six-component dynamometer.

На фиг. 3. представлен вид сбоку на шестикомпонентный динамометр.In FIG. 3. shows a side view of a six-component dynamometer.

Устройство для экспериментальных исследований аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов содержит средства для создания воздушного потока и управления его скоростью, средства измерения сил и моментов, действующих на исследуемый аппарат, средства управления положением исследуемого аппарата. С целью исследования динамической реакции летательного аппарата на переходных режимах полета, средства создания воздушного потока выполнены в виде группы быстродействующих приводов Р1, Р2, …Pn, расположенных на раме моторов 2, которая закреплена на неподвижном основании стенда 1. Каждый из приводов состоит из бесколлекторного электрического мотора 6-17 с регулятором скорости оборотов и датчиков скорости воздушного потока 30-41, создаваемого закрепленными на валу моторов пропеллерами 18-29. Причем пропеллеры расположены, как минимум в три параллельных ряда (один ряд над другим), что обеспечивает возможность моделировать неравномерное распределение скорости и турбулентности воздушного потока. На некотором расстоянии от пропеллеров установлены конфузор для дополнительного регулирования скорости воздушного потока и сетка сотовой конструкции 4 для уменьшения размеров вихрей в потоке.The device for experimental studies of aeromechanics and flight dynamics of unmanned aerial vehicles contains means for creating an air flow and controlling its speed, means for measuring forces and moments acting on the test vehicle, and means for controlling the position of the test vehicle. In order to study the dynamic response of the aircraft in transient flight modes, the means of creating an air flow are made in the form of a group of high-speed drives P 1 , P 2 , ... P n located on the motor frame 2, which is fixed on the fixed base of the stand 1. Each of the drives consists from a brushless electric motor 6-17 with a speed controller and air flow speed sensors 30-41 created by propellers 18-29 fixed on the motor shaft. Moreover, the propellers are arranged in at least three parallel rows (one row above the other), which makes it possible to simulate the uneven distribution of the speed and turbulence of the air flow. A confuser is installed at some distance from the propellers for additional regulation of the air flow speed and a honeycomb mesh 4 to reduce the size of the vortices in the flow.

Конфузор выполнен в виде двух прямоугольных поворотных панелей 42, 43, шарнирно соединенных с рамой конфузора 3, которая закреплена на неподвижном основании стенда. Ширина каждой панели равна ширине струи воздушного потока, а длина каждой панели равна 0,75 высоты струи воздушного потока при открытых панелях конфузора. Верхняя панель закреплена на шарнире, который находится на верхней границе струи воздушного потока, а нижняя панель закреплена на шарнире, который находится на нижней границе струи воздушного потока. В начальном положении плоскости панелей параллельны продольной оси воздушного потока. Поворот панелей производится с помощью линейных приводов 44, 45.The confuser is made in the form of two rectangular rotary panels 42, 43, pivotally connected to the confuser frame 3, which is fixed on the fixed base of the stand. The width of each panel is equal to the width of the air stream jet, and the length of each panel is equal to 0.75 of the height of the air stream jet with the confuser panels open. The top panel is hinged at the top of the air jet, and the bottom panel is hinged at the bottom of the air jet. In the initial position, the planes of the panels are parallel to the longitudinal axis of the air flow. The panels are rotated using linear actuators 44, 45.

Внутри фюзеляжа 46 исследуемого аппарата установлен шестикомпонентный динамометр 48, рама которого соединена с державкой 5, закрепленной на неподвижном основании стенда 1. Шестикомпонентный динамометр имеет опорную плиту 59, которая соединена со стенкой шпангоута 47 исследуемого аппарата с помощью линейных электрических сервомеханизмов 61-64. Современные линейные сервомеханизмы обеспечивают достаточно высокую скорость перемещения. Например, сервомеханизм типа FA-RA-22-XX фирмы Firgelli в полностью нагруженном состоянии обеспечивает перемещение со скоростью 114 мм/сек. Программируя перемещения сервомеханизмов Л1, Л2, Л3, Л4, можно наклонить продольную ось исследуемого аппарата на заданный угол тангажа α; можно также перемещать положение центра масс исследуемого аппарата относительно опорной плиты 59 динамометра.Inside the fuselage 46 of the investigated apparatus, a six-component dynamometer 48 is installed, the frame of which is connected to the holder 5, fixed on the fixed base of the stand 1. The six-component dynamometer has a base plate 59, which is connected to the wall of the frame 47 of the investigated apparatus using linear electric servomechanisms 61-64. Modern linear servomechanisms provide a fairly high speed of movement. For example, a servo type FA-RA-22-XX from Firgelli in a fully loaded state provides a movement of 114 mm/sec. By programming the movements of the servomechanisms L1, L2, L3, L4, it is possible to tilt the longitudinal axis of the vehicle under test at a given pitch angle α; it is also possible to move the position of the center of mass of the investigated apparatus relative to the base plate 59 of the dynamometer.

На фиг. 2 и фиг. 3 представлен схематический чертеж шестикомпонентного динамометра, в котором для измерения сил и моментов используется восемь тензометрических балок. Две балки 55 и 56, измеряющие силы Z1 и Z2, направленные вдоль оси Z, закреплены корневыми частями к опорной плите динамометра 59. Продольные оси балок 55 и 56 параллельны оси X, а другие концы этих балок жестко соединены с первым поперечным диском 57, с которым жестко соединены корневые концы двух параллельных балок 53 и 54, измеряющих силы Y1 и Y2, направленные вдоль боковой горизонтальной оси Y, причем продольные оси этих балок направлены противоположно направлению осей балок 55 и 56. Другие концы балок 53 и 54 жестко соединены со вторым поперечным диском 58, к которому также жестко прикреплены корневые концы тензометрических балок 49-52, измеряющих силы X1, Х2, Х3, Х4, направленные вдоль оси X, причем продольные оси балок 49 и 50 наклонены к вертикальной оси на -45° и +45°, соответственно, продольная ось балки 51 является продолжением продольной оси балки 49, продольная ось балки 52 является продолжением продольной оси балки 50, противоположные корневым концы балок 49-52 жестко закреплены на раме динамометра 60, имеющей форму квадратного кольца в плоскости ZY, причем в нижней части рамы динамометра имеется разъемное соединение с державкой 5, которая установлена на неподвижном основании 1.In FIG. 2 and FIG. 3 is a schematic drawing of a six-component dynamometer that uses eight strain gauge beams to measure forces and moments. Two beams 55 and 56, measuring the forces Z1 and Z2, directed along the Z axis, are fixed by the root parts to the base plate of the dynamometer 59. The longitudinal axes of the beams 55 and 56 are parallel to the X axis, and the other ends of these beams are rigidly connected to the first transverse disk 57, with to which the root ends of two parallel beams 53 and 54 are rigidly connected, measuring the forces Y1 and Y2 directed along the lateral horizontal axis Y, and the longitudinal axes of these beams are directed opposite to the direction of the axes of the beams 55 and 56. The other ends of the beams 53 and 54 are rigidly connected to the second transverse disk 58, to which the root ends of the strain gauge beams 49-52 are also rigidly attached, measuring the forces X1, X2, X3, X4, directed along the X axis, and the longitudinal axes of the beams 49 and 50 are inclined to the vertical axis by -45° and +45° , respectively, the longitudinal axis of the beam 51 is a continuation of the longitudinal axis of the beam 49, the longitudinal axis of the beam 52 is a continuation of the longitudinal axis of the beam 50, the opposite root ends of the beams 49-52 are rigidly mounted on the dynamometer frame 60, which has the shape of a square ring in the ZY plane, and in the lower part of the dynamometer frame there is a detachable connection with the holder 5, which is mounted on a fixed base 1.

Конструкция этого динамометра дает возможность определить силы и моменты, действующие на БПЛА, используя следующие формулы:The design of this dynamometer makes it possible to determine the forces and moments acting on the UAV using the following formulas:

X=0,25(X1+Х2+Х3+Х4);X=0.25(X1+X2+X3+X4);

Y=0,5(Y1+Y2);Y=0.5(Y1+Y2);

Z=0,5(Z1+Z2);Z=0.5(Z1+Z2);

Мх=(Z1-Z2)Dx;M x =(Z1-Z2)D x ;

My=(X1+X2-X3-X4)Dy;M y =(X1+X2-X3-X4)D y ;

Mz=(X1+X3-X2-X4)Dz.M z =(X1+X3-X2-X4)D z .

где X1, X2, Х3, X4, Y1, Y2, Z1, Z2 это величины сил, которые были измерены с помощью соответствующих тензометрических балок; Dx, Dy, Dz - это плечи результирующих сил. Следовательно, можно точно определить величины Dx, Dy, Dz в процессе калибровки динамометра. Для этого нужно последовательно нагрузить динамометр заданным моментом Мх, My, Mz, произвести измерения соответствующих сил X1, Х2, Х3, Х4, Y1, Y2, Z1, Z2, а затем вычислить Dx, Dy, Dz, используя приведенные выше формулы.where X1, X2, X3, X4, Y1, Y2, Z1, Z2 are the force values that were measured using the respective strain gauge beams; D x , D y , D z are the shoulders of the resulting forces. Therefore, it is possible to accurately determine the values of D x , D y , D z in the process of calibrating the dynamometer. To do this, sequentially load the dynamometer with a given moment M x , M y , M z , measure the corresponding forces X1, X2, X3, X4, Y1, Y2, Z1, Z2, and then calculate D x , D y , D z using the above formulas.

Предлагаемое устройство содержит средства создания воздушного потока, которые выполнены в виде группы моторов с пропеллерами (Р1, Р2, …Pn), В качестве прототипа стенда рассмотрим стенд, который будет иметь 12 моторов 6-17; диаметр каждого пропеллера 18-29 равен D=0,5 м. Пропеллеры расположены в три параллельных ряда, (один ряд над другим), по четыре пропеллера в каждом ряду. Такое расположение пропеллеров обеспечивает возможность моделировать неравномерное распределение скорости и турбулентности воздушного потока при исследовании малых БПЛА, вес которых не превышает 25 кг, а предельные размеры равны: 1,5 м по оси X (длина фюзеляжа); 1,8 м по оси Y (размах крыла); 0,3 м по оси Z (от шасси до плоскости подъемных винтов).The proposed device contains means for creating an air flow, which are made in the form of a group of motors with propellers (P 1 , P 2 , ... P n ). As a prototype of the stand, consider a stand that will have 12 motors 6-17; the diameter of each propeller 18-29 is D=0.5 m. The propellers are arranged in three parallel rows (one row above the other), four propellers in each row. Such an arrangement of propellers makes it possible to simulate the uneven distribution of the speed and turbulence of the air flow in the study of small UAVs, the weight of which does not exceed 25 kg, and the limiting dimensions are: 1.5 m along the X axis (fuselage length); 1.8 m in Y-axis (wing span); 0.3 m Z-axis (undercarriage to plane of the jackscrews).

Расстояние от плоскости вращения пропеллеров до носовой части фюзеляжа БПЛА должно быть равно 0,6 м - 0,7 м. Размеры струи воздушного потока в рабочей части: ширина 2 м, минимальный размер по высоте 0,75 м. С помощью моторов типа Hacker А80-8 можно достичь величины скорости воздушного потока

Figure 00000001
Для испытаний большинства современных малых БПЛА, взлетный вес которых не превышает 25 кг, достаточно на стенде иметь величину скорости воздушного потока
Figure 00000002
Для этого можно использовать менее мощные и обладающие быстродействующим управлением моторы фирмы Scorpion Power типа SII-2215-1400kV.The distance from the plane of rotation of the propellers to the forward part of the UAV fuselage should be 0.6 m - 0.7 m. -8 can achieve the value of the airflow rate
Figure 00000001
To test the majority of modern small UAVs, the takeoff weight of which does not exceed 25 kg, it is enough to have the value of the air flow velocity on the stand
Figure 00000002
To do this, you can use less powerful and fast-acting Scorpion Power motors of the SII-2215-1400kV type.

По сравнению с известными способами экспериментальных исследований аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов и устройствами для осуществления этих способов предлагаемое изобретение обладает следующими преимуществами.Compared with the known methods of experimental studies of aeromechanics and flight dynamics of unmanned aerial vehicles and devices for implementing these methods, the present invention has the following advantages.

1. Устройство позволяет регулировать скорость воздушного потока в динамическом режиме, моделируя ускорение и торможение летательного аппарата.1. The device allows you to adjust the speed of the air flow in dynamic mode, simulating the acceleration and deceleration of the aircraft.

2. При измерении сил и моментов, действующих на исследуемый летательный аппарат, отсутствует взаимовлияние каналов. Силы и моменты определятся по простым формулам.2. When measuring the forces and moments acting on the aircraft under study, there is no mutual influence of the channels. Forces and moments are determined by simple formulas.

3. Обеспечивается возможность проведения следующих новых условий исследований, которые было невозможно выполнить на известных устройствах, применяя известные ранее способы:3. It is possible to carry out the following new research conditions that could not be performed on known devices using previously known methods:

- экспериментальное исследование влияния нестационарного воздушного потока и нестационарного движения летательного аппарата на характеристики аэромеханики, устойчивость и управляемость летательного аппарата;- experimental study of the influence of non-stationary air flow and non-stationary movement of the aircraft on the characteristics of aeromechanics, stability and controllability of the aircraft;

- экспериментальное исследование влияния положения центра масс на характеристики аэромеханики летательного аппарата;- experimental study of the influence of the position of the center of mass on the characteristics of the aeromechanics of the aircraft;

4. Предлагаемое устройство может быть использовано для экспериментальных исследований беспилотного летательного аппарата любой аэродинамической схемы, включая многороторные вертолеты и конвертопланы.4. The proposed device can be used for experimental studies of an unmanned aerial vehicle of any aerodynamic design, including multi-rotor helicopters and convertiplanes.

Claims (19)

1. Способ экспериментального исследования характеристик беспилотного летательного аппарата при заданном увеличении или снижении скорости полета, характеризующийся тем, что выполняют следующие операции:1. A method for experimental study of the characteristics of an unmanned aerial vehicle with a given increase or decrease in flight speed, characterized in that the following operations are performed: - определяют скорость беспилотного летательного аппарата, подлежащую исследованию, путем интегрирования уравнений движения БПЛА при заданном законе управления;- determine the speed of the unmanned aerial vehicle to be investigated by integrating the equations of motion of the UAV for a given control law; - используют полученные при интегрировании величин скорости летательного аппарата в качестве программных установок для средств управления скоростью воздушного потока;- use the values obtained by integrating the speed of the aircraft as software settings for the means of controlling the speed of the air flow; - воспроизводят скорости воздушного потока с помощью группы моторов 6-17;- reproduce the speed of the air flow using a group of motors 6-17; - измеряют силы и моменты, действующие на летательный аппарат, с помощью шестикомпонентного динамометра 48;- measure the forces and moments acting on the aircraft, using a six-component dynamometer 48; - вычисляют аэродинамические коэффициенты подъемной силы и сопротивления;- calculate the aerodynamic coefficients of lift and drag; - вычисляют уточненные величины аэродинамического сопротивления аппарата и скорости его движения;- calculate the refined values of the aerodynamic resistance of the apparatus and the speed of its movement; - устанавливают летательный аппарат на угол тангажа в диапазоне от -45° до 45°, который согласно показаниям шестикомпонентного динамометра 48 обеспечивает создание подъемной силы, равной весу, с помощью автоматического управления сервомеханизмами 61-64.- the aircraft is set to a pitch angle in the range from -45° to 45°, which, according to the readings of the six-component dynamometer 48, provides the creation of a lifting force equal to weight, using automatic control of the servo mechanisms 61-64. 2. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что выполняют следующую дополнительную операцию:2. The method according to p. 1, characterized in that the following additional operation is performed: - перемещают опорную плиту 59 в направлении оси X на расстояние до 0,5 м от исходного положения и повторяют вышеописанные измерительные операции.- move the base plate 59 in the direction of the X axis at a distance of up to 0.5 m from the initial position and repeat the above measuring operations. 3. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что выполняют следующую дополнительную операцию:3. The method according to p. 1, characterized in that the following additional operation is performed: - воспроизводят с помощью группы моторов 6-17 заданной зависимости величины скорости воздушного потока от времени.- reproduce using a group of motors 6-17 of the given dependence of the value of the air flow velocity on time. 4. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что выполняют следующие дополнительные операции:4. The method according to p. 1, characterized in that the following additional operations are performed: - периодически изменяют угол тангажа с помощью автоматического управления сервомеханизмами 61-64;- periodically change the pitch angle by means of automatic control of servomechanisms 61-64; - периодически изменяют положение аппарата по оси Z с помощью автоматического управления сервомеханизмами 61-64.- periodically change the position of the apparatus along the Z axis by means of automatic control of the servomechanisms 61-64. 5. Устройство для экспериментальных исследований аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов, характеризующееся тем, что содержит средства создания воздушного потока, средства измерения сил и моментов, действующих на исследуемый аппарат, средства управления положением исследуемого аппарата, при этом средства создания воздушного потока выполнены в виде группы движителей, каждый из которых имеет индивидуальный быстродействующий привод, состоящий из пропеллера 18-29, бесколлекторного электрического мотора 6-17 с регулятором скорости оборотов мотора и датчиков скорости воздушного потока 30-41, создаваемого пропеллером, причем движители расположены по меньшей мере в три параллельных ряда, что обеспечивает возможность моделировать неравномерное распределение скорости и турбулентности воздушного потока, для измерения сил и моментов, действующих на исследуемый аппарат, внутри фюзеляжа исследуемого аппарата установлен шестикомпонентный динамометр, имеющий статически определимую конструкцию, состоящую из тензометрических балок, причем две параллельные балки 55 и 56, измеряющие силы, направленные вдоль вертикальной оси Z, жестко закреплены корневыми концами к опорной плите динамометра 59, которая соединена со шпангоутом фюзеляжа через четыре сервомеханизма 61-64, служащих для параллельного перемещения плоскости плиты 59 вдоль оси X и вдоль оси Y, а также для поворота плоскости плиты ОП относительно плоскости шпангоута на угол тангажа α, причем продольные оси балок 55 и 56 параллельны оси X, а другие концы этих балок жестко соединены с первым поперечным диском 57, с которым жестко соединены корневые концы двух параллельных балок 53 и 54, измеряющих силы, направленные вдоль боковой горизонтальной оси Y, причем продольные оси этих балок направлены противоположно направлению осей балок 55 и 56, другие концы балок 53 и 54 жестко соединены со вторым поперечным диском 58, к которому также жестко прикреплены корневые концы тензометрических балок 49-52, измеряющих силы, направленные вдоль оси X, причем продольные оси балок 49 и 50 наклонены к вертикальной оси на -45° и +45° соответственно, продольная ось балки 51 является продолжением продольной оси балки 49, продольная ось балки 52 является продолжением продольной оси балки 50, противоположные концы балок 49-52 жестко закреплены на раме динамометра 60, имеющей форму квадратного кольца в плоскости ZY, причем в нижней части рамы динамометра имеется разъемное соединение с державкой 5, которая установлена на неподвижном основании 1.5. A device for experimental studies of aeromechanics and flight dynamics of unmanned aerial vehicles, characterized in that it contains means for creating an air flow, means for measuring the forces and moments acting on the device under study, means for controlling the position of the device under study, while the means for creating an air flow are made in the form groups of propellers, each of which has an individual high-speed drive, consisting of a propeller 18-29, a brushless electric motor 6-17 with a motor speed controller and sensors for the speed of the air flow 30-41 created by the propeller, and the propellers are located at least in three parallel series, which makes it possible to simulate the uneven distribution of the speed and turbulence of the air flow, to measure the forces and moments acting on the apparatus under study, a six-component dynamometer is installed inside the fuselage of the apparatus under study, which has a statically determined having a structure consisting of tensometric beams, and two parallel beams 55 and 56, measuring forces directed along the vertical axis Z, are rigidly fixed by their root ends to the base plate of the dynamometer 59, which is connected to the fuselage frame through four servomechanisms 61-64, which serve for parallel moving the plane of the plate 59 along the X axis and along the Y axis, as well as to rotate the plane of the plate OP relative to the plane of the frame by the pitch angle α, and the longitudinal axes of the beams 55 and 56 are parallel to the X axis, and the other ends of these beams are rigidly connected to the first transverse disk 57 , with which the root ends of two parallel beams 53 and 54 are rigidly connected, measuring forces directed along the lateral horizontal axis Y, and the longitudinal axes of these beams are directed opposite to the direction of the axes of the beams 55 and 56, the other ends of the beams 53 and 54 are rigidly connected to the second transverse disk 58, to which the root ends of strain gauge beams 49-52 are also rigidly attached, measuring forces directed along the X axis, with the longitudinal axes of the beams 49 and 50 inclined to the vertical axis by -45° and +45°, respectively, the longitudinal axis of the beam 51 is a continuation of the longitudinal axis of the beam 49, the longitudinal axis of the beam 52 is a continuation of the longitudinal axis of the beam 50, the opposite ends of the beams 49-52 are rigidly fixed on the dynamometer frame 60, which has the shape of a square ring in the ZY plane, and in the lower part of the dynamometer frame there is a detachable connection with the holder 5, which is mounted on a fixed base 1. 6. Устройство по п. 5, характеризующееся тем, что средства создания воздушного потока в виде группы тянущих пропеллеров 6-17 установлены на расстоянии 1-1,5 м от хвостовой части исследуемого летательного аппарата.6. The device according to claim 5, characterized in that the means of creating an air flow in the form of a group of pulling propellers 6-17 are installed at a distance of 1-1.5 m from the tail section of the aircraft under study. 7. Устройство по п. 5, характеризующееся тем, что между группой пропеллеров и исследуемым летательным аппаратом установлен конфузор 3, изменяющий ширину струи воздушного потока.7. The device according to claim 5, characterized in that a confuser 3 is installed between the group of propellers and the investigated aircraft, which changes the width of the air stream jet. 8. Устройство по п. 5, характеризующееся тем, что между группой пропеллеров и исследуемым летательным аппаратом установлена сетка 4 для уменьшения размеров вихрей в потоке.8. The device according to claim 5, characterized in that a mesh 4 is installed between the group of propellers and the investigated aircraft to reduce the size of the vortices in the flow.
RU2021109996A 2021-04-12 2021-04-12 Method for experimental research of aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles and device for implementation thereof RU2767584C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021109996A RU2767584C1 (en) 2021-04-12 2021-04-12 Method for experimental research of aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles and device for implementation thereof

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021109996A RU2767584C1 (en) 2021-04-12 2021-04-12 Method for experimental research of aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles and device for implementation thereof

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2767584C1 true RU2767584C1 (en) 2022-03-17

Family

ID=80737335

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021109996A RU2767584C1 (en) 2021-04-12 2021-04-12 Method for experimental research of aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles and device for implementation thereof

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2767584C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2780891C1 (en) * 2022-06-23 2022-10-04 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" System for conducting preliminary flight tests of unmanned aerial vehicles

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7997130B1 (en) * 2009-03-27 2011-08-16 The Boeing Company System and method for measuring deformation of an object in a fluid tunnel
RU2460982C1 (en) * 2011-03-28 2012-09-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Method of determining aerodynamic characteristics of aircraft
RU2561829C2 (en) * 2013-08-22 2015-09-10 Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" (АО "ГРЦ Макеева") Method and device for determination of aircraft aerodynamics
RU179254U1 (en) * 2017-11-08 2018-05-07 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Electromechanical stand

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7997130B1 (en) * 2009-03-27 2011-08-16 The Boeing Company System and method for measuring deformation of an object in a fluid tunnel
RU2460982C1 (en) * 2011-03-28 2012-09-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Method of determining aerodynamic characteristics of aircraft
RU2561829C2 (en) * 2013-08-22 2015-09-10 Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" (АО "ГРЦ Макеева") Method and device for determination of aircraft aerodynamics
RU179254U1 (en) * 2017-11-08 2018-05-07 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Electromechanical stand

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Брусов B.C., Петручик В.П. Проблемы исследования аэромеханики полета беспилотных летательных аппаратов сверхмалой размерности // Вестник МАИ, Т. 18. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2780891C1 (en) * 2022-06-23 2022-10-04 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" System for conducting preliminary flight tests of unmanned aerial vehicles

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Nelson Flight stability and automatic control
CN113567083B (en) Multi-component aerodynamic interference characteristic test simulation method for full-motion horizontal tail helicopter
US5866813A (en) Transportable three-dimensional calibration wind tunnel system, verification method of flight control system using said system and flight simulator using said system
CN111623951B (en) Wind tunnel model multi-attitude coupling real-time force measuring device and test method
Tanner et al. Experimental investigation of rotorcraft outwash in ground effect
US4862739A (en) Wind tunnel model support mechanism
Droandi et al. Proprotor–wing aerodynamic interaction in the first stages of conversion from helicopter to aeroplane mode
Leng et al. Experimental analysis of propeller forces and moments at high angle of incidence
Gong et al. Development of an in-flight thrust measurement system for UAVs
RU2767584C1 (en) Method for experimental research of aeromechanics and dynamics of flight of unmanned aerial vehicles and device for implementation thereof
Ananda et al. Low-to-moderate aspect ratio wings tested at low Reynolds numbers
Bi et al. Experimental investigation of aerodynamic interactions during shipboard launch & recovery of unconventional UAVs
Joels et al. Design, Analyses, and Flutter Testing of the Active Aeroelastic Aircraft Testbed (A3TB) Platform
Brandt et al. Nato avt-239 task group: Flight test of compressed and bleed-air driven control effectors on the ice/saccon uas subscale aircraft
Soule Preliminary Investigation of the Flying Qualities of Airplanes
Legovich et al. Development of a Laboratory Stand for Research of UAV Aeromechanics and Flight Dynamics
Acosta et al. The History of the Low-Speed Wind Tunnel at San Diego State University
Lusiak et al. Assessment of impact of aerodynamic loads on the stability and control of the gyrocopter model
Lichoń et al. Identification of UAV static aerodynamic characteristics in the water tunnel balance research
Eberhart et al. Impact of Varied Power Setting on Thrust of Multi-Rotor VTOL sUAS in Ground Effect
Jones Experimental investigation into the aerodynamic ground effect of a tailless chevron-shaped UCAV
Mostaccio Experimental investigation of the aerodynamic ground effect of a tailless lambda-shaped UCAV with wing flaps
Albertani et al. Wind tunnel testing of micro air vehicles at low reynolds numbers
Cook et al. Comparison of Wind-Tunnel and Flight-Test Aerodynamic Data in the Transition-Flight Speed Range for Five V/STOL Aircraft
Sun et al. Development of micro air vehicle based on aerodynamic modeling analysis in tunnel tests