RU178659U1 - Стенд для определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата на ракетном треке - Google Patents
Стенд для определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата на ракетном треке Download PDFInfo
- Publication number
- RU178659U1 RU178659U1 RU2017125481U RU2017125481U RU178659U1 RU 178659 U1 RU178659 U1 RU 178659U1 RU 2017125481 U RU2017125481 U RU 2017125481U RU 2017125481 U RU2017125481 U RU 2017125481U RU 178659 U1 RU178659 U1 RU 178659U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- vortex
- model
- aircraft
- stand
- determining
- Prior art date
Links
- 239000004509 smoke generator Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 13
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 6
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 2
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 4
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 2
- 238000012800 visualization Methods 0.000 description 2
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 230000002452 interceptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
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
Полезная модель относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к методам и средствам получения в прямом движении в неподвижной атмосфере нестационарных характеристик вихря (включая и пульсационные составляющие) за моделью крыла летательного аппарата и может быть использована при конструировании летательных аппаратов, при организации перемещения летательного аппарата в воздухе и для задач разработки системы вихревой безопасности ЛА (пилотируемых и беспилотных).Стенд определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата содержит тележку, установленную на рельсах ракетного трека, по меньшей мере, одну измерительную гребенку с датчиками скорости и приемниками давления, предназначенными для непрерывного измерения нестационарных характеристик вихря, дымогенератор, видеокамеру и тепловизор для визуализации и съемки вихря. 4 ил.
Description
Полезная модель относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к методам и средствам получения в прямом движении в неподвижной атмосфере нестационарных характеристик вихря (включая и пульсационные составляющие) за моделью крыла летательного аппарата (ЛА) и может быть использована при конструировании летательных аппаратов, при организации перемещения летательного аппарата в воздухе и для задач разработки системы вихревой безопасности ЛА (пилотируемых и беспилотных).
Известен способ измерений параметров вихря (вихревого следа) в летном эксперименте (см., например, Вышинский В.В., Судаков Г.Г., «Вихревой след самолета в турбулентной атмосфере», Москва, 2009 стр. 41-47): самолет генератор спутного вихря пролетает вблизи трехсотметровой вышки, оборудованной цветовыми дымогенераторами для трассирования следа от вихря, измерителем скорости потока, фотографической, видео- и регистрирующей техникой. При этом, так как самолет генератор вихря пролетает на определенном расстоянии от вышки (не менее длины крыла) то измерения параметров вихря не могут осуществляться в центре вихря, что существенно ограничивает диапазон применимости этого способа определения параметров вихря.
Известен способ определения параметров вихря за ЛА с пользованием катапультной установки [см. например описание катапультной установки ONERA/MFL, стр. 51-55 в книге В.В. Вышинский, Г.Г. Судаков «Вихревой след самолета в турбулизированной атмосфере», Москва, 2009 г.]. В этом способе модель ЛА пролетает измерительное сечение, затем тормозится и задерживается. Основным недостатком данного способа является невозможность непрерывного измерения параметров в ближнем и дальнем следе, а также необходимость контролирования траектории модели. Косвенные измерения и перерасчет приводят к существенным ошибкам в определении скоростных и линейных размеров вихря. Кроме этого в данном методе чрезвычайно трудно осуществить эксперименты на натурных образцах ЛА ввиду сложности организации их разгона от катапульты и выдерживании строго горизонтального полета.
Наиболее близким аналогом-прототипом является способ определения параметров вихрей с использования аэродинамических труб [см. например Баранов Н.А., Белоцерковский А.С, Каневский М.И., Турчак Л.И. «Численные методы динамики летательного аппарата в условиях аэродинамической интерференции», РАН. Вычислительный центр. - М.: Наука, 2001. - 206 с.]. При этом способе модель ЛА устанавливается в рабочий участок аэродинамической трубы, за моделью ЛА размещаются измерительные средства для определения скорости и давления в различных точках вихря. Этот способ позволяет получать сведения о параметрах вихря за ЛА в пределах длины рабочего участка аэродинамической трубы при обращенном движении модели. Перенос полученных результатов на натурные условия, когда ЛА совершает движение в неподвижном воздухе самостоятельно, требует дополнительных исследований, что снижает точность моделирования, а для верификации требуется проведение натурного эксперимента в летных условиях.
Технический результат, достигаемый при реализации данной полезной модели, заключается в повышении точности получения нестационарных характеристик вихря (включая и пульсационные составляющие) за моделью крыла ЛА, не препятствуя его естественному образованию.
Указанный технический результат достигается в стенде определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла ЛА, содержащем тележку, установленную на рельсах ракетного трека, по меньшей мере, одну измерительную гребенку, расположенную за моделью крыла летательного аппарата, представляющую собой раму, на которой по вертикальной и горизонтальной плоскости установлены датчики скорости и приемники давления, при этом на тележке также установлены дымогенератор, видеокамера и тепловизор для визуализации и съемки вихря.
Сущность полезной модели поясняется чертежами, на фиг. 1 изображен общий вид стенда; на фиг. 2 вид стенда сверху; фиг. 3 зависимость скорости экспериментальной тележки от пройденного расстояния; на фиг.4 изображена измерительная гребенка.
Стенд содержит в своем составе следующие устройства:
1. «Разгонная» тележка;
2. «Разгонный» двигатель;
3. Измерительная гребенка;
4. Тележка с моделью;
5. Стойка;
6. Средство визуализации;
7. Дымогенератор;
8. Модель;
9. Видеокамера, тепловизор;
10. Рельсовый трек;
11. Узел соединения тележек;
12. Башмаки.
13. Датчик измерения скорости;
14. Приемник давления.
Процесс измерения аэродинамических характеристик концевых вихрей за моделью ЛА в предлагаемой полезной модели производится в два этапа.
На первом этапе модель крыла 8 устанавливают на стойке 5 на тележку 4 башмаками 12 на рельсы трека 10. Позади модели крыла устанавливают гребенку 3, выполненную в виде решетки, на пересечении прутьев установлены приемники давления 14 и датчики скорости 13 (фиг.4) для непрерывных измерений в ближнем следе, дымогенератор 7, видеокамеру и тепловизор 9 для визуализации и съемки вихря. Количество точек измерения параметров вихрей выбирают исходя из ожидаемого радиуса вихря. Высоту расположения модели крыла выбирают из условия отсутствия влияния земной поверхности на параметры вихрей. За тележкой с моделью крыла располагают разгонную тележку 1 с ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ) 2 жестко связанную с ней соединением И, разрываемым в заданный момент времени дистанционно с пульта управления. На разгонной тележке может быть установлена дополнительная гребенка 3 с приемниками давления 14 и датчиками скорости 13, с целью измерения характеристик вихря в дальнем и ближнем следе, при этом ось этой гребенки совмещают с осью гребенки, расположенной на тележке с моделью ЛА.
На втором этапе включают РДТТ, и две тележки начинают движение по ракетному треку. На расстоянии А (см. фиг. 3) от начала движения разгонная тележка отцепляется от тележки с моделью и далее тележка с моделью движется самостоятельно. Тележка с моделью продолжает движение по треку с торможением до полной остановки согласно графику фиг. 3. Измерение параметров вихрей за моделью ЛА осуществляется непрерывно, начиная с запуска РДТТ и заканчивая остановкой тележки с моделью в конце рельсового пути.
При движении крыла на ракетной дорожке со скоростью 100-300 м/с перепад давления в концевых вихрях достигает величин 1000 Па, что вполне достаточно для идентификации вихревых образований.
Пример реализации эксперимента:
- испытания проводятся на ракетном треке типа РД-2500;
- испытания проводятся на модели крыла;
- испытания проводятся по скоростному режиму фиг. 3.
Claims (1)
- Стенд для определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата характеризуется тем, что содержит тележку, установленную на рельсах ракетного трека, по меньшей мере, одну измерительную гребенку, расположенную за моделью крыла летательного аппарата, представляющую собой раму, на которой по вертикальной и горизонтальной плоскости установлены датчики скорости и приемники давления, при этом на тележке также установлены дымогенератор, видеокамера и тепловизор для визуализации и съемки вихря.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017125481U RU178659U1 (ru) | 2017-07-17 | 2017-07-17 | Стенд для определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата на ракетном треке |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017125481U RU178659U1 (ru) | 2017-07-17 | 2017-07-17 | Стенд для определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата на ракетном треке |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU178659U1 true RU178659U1 (ru) | 2018-04-16 |
Family
ID=61974789
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017125481U RU178659U1 (ru) | 2017-07-17 | 2017-07-17 | Стенд для определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата на ракетном треке |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU178659U1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2737046C1 (ru) * | 2020-05-14 | 2020-11-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС») | Способ определения коэффициента затухания сигналов в канале радиосвязи с гиперзвуковым летательным аппаратом и установка для его реализации |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU313119A1 (ru) * | А. М. Пшеничный | Устройство для исследования пространственного | ||
US2331304A (en) * | 1942-12-26 | 1943-10-12 | Edmund O Carmody | Wing lift and aileron illustrator |
DE102007035465A1 (de) * | 2007-07-26 | 2009-02-05 | Eads Deutschland Gmbh | Versuchsanordnung mit einem Versuchsmodell und wenigstens einem Steuerelement sowie ein zugehöriges Verfahren |
RU137378U1 (ru) * | 2013-08-22 | 2014-02-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | Устройство для определения аэродинамических характеристик летательного аппарата |
RU144390U1 (ru) * | 2014-02-04 | 2014-08-20 | Алексей Витальевич Солодовников | Установка для исследования аэродинамических характеристик модели летательного аппарата |
-
2017
- 2017-07-17 RU RU2017125481U patent/RU178659U1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU313119A1 (ru) * | А. М. Пшеничный | Устройство для исследования пространственного | ||
US2331304A (en) * | 1942-12-26 | 1943-10-12 | Edmund O Carmody | Wing lift and aileron illustrator |
DE102007035465A1 (de) * | 2007-07-26 | 2009-02-05 | Eads Deutschland Gmbh | Versuchsanordnung mit einem Versuchsmodell und wenigstens einem Steuerelement sowie ein zugehöriges Verfahren |
RU137378U1 (ru) * | 2013-08-22 | 2014-02-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | Устройство для определения аэродинамических характеристик летательного аппарата |
RU144390U1 (ru) * | 2014-02-04 | 2014-08-20 | Алексей Витальевич Солодовников | Установка для исследования аэродинамических характеристик модели летательного аппарата |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2737046C1 (ru) * | 2020-05-14 | 2020-11-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС») | Способ определения коэффициента затухания сигналов в канале радиосвязи с гиперзвуковым летательным аппаратом и установка для его реализации |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Dorigatti et al. | Crosswind effects on the stability of a model passenger train—A comparison of static and moving experiments | |
KR102591946B1 (ko) | 바람 발생 수단 및 바람 발생 수단을 포함하는 바람 테스트 설비 | |
Båserud et al. | Proof of concept for turbulence measurements with the RPAS SUMO during the BLLAST campaign | |
CN108132134A (zh) | 基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统 | |
White et al. | A feasibility study of micro air vehicles soaring tall buildings | |
Larrabee et al. | Wind field estimation in UAV formation flight | |
CN106092494A (zh) | 带动力飞行器推阻特性天地换算方法 | |
Chanetz et al. | Experimental Aerodynamics | |
Metzger et al. | Measuring the 3-D wind vector with a weight-shift microlight aircraft | |
CN106092495A (zh) | 风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法 | |
RU178659U1 (ru) | Стенд для определения аэродинамических характеристик вихря модели крыла летательного аппарата на ракетном треке | |
Beeler et al. | Flight techniques for determining airplane drag at high Mach numbers | |
Heinrich et al. | In-Wing Pressure Measurements for Airspeed and Airflow Angle Estimation and High Angle-of-Attack Flight | |
Sembiring et al. | Extracting unmeasured parameters based on quick access recorder data using parameter-estimation method | |
CN109292110A (zh) | 一种翼伞纵向气动系数估算系统及其估算方法 | |
Honda et al. | D-SEND# 2 flight demonstration for low sonic boom design technology | |
RU2579796C1 (ru) | Способ определения тяги двигателей самолета | |
Lawrence et al. | Design of a low-cost UAS for high-resolution atmospheric sensing | |
Bell et al. | Experimental Investigation of Automotive Vehicle Transient Aerodynamics with a Reduced-Scale Moving-Model Crosswind Facility | |
Bailey et al. | Measurement of high Reynolds number turbulence in the atmospheric boundary layer using unmanned aerial vehicles | |
Fresconi et al. | Experimental flight characterization of a canard-controlled, subsonic missile | |
Wang et al. | Shadowgraph imaging and post-processing for hypersonic boundary layer transition in ballistic range | |
Bronz et al. | Simultaneous Wind Field Measurements with Doppler Lidar, Quadrotor and Fixed-Wing UAV | |
Meersman | Free-Flight Experiments on Swept Laminar Separation Bubbles | |
Bell et al. | Unsteady-pressure measurements of a high-speed train in a transient crosswind moving-model experiment. |