RU2084851C1 - Method of measurement of aerodynamic characteristics of model of flying vehicle and device for its implementation - Google Patents
Method of measurement of aerodynamic characteristics of model of flying vehicle and device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2084851C1 RU2084851C1 RU94004277A RU94004277A RU2084851C1 RU 2084851 C1 RU2084851 C1 RU 2084851C1 RU 94004277 A RU94004277 A RU 94004277A RU 94004277 A RU94004277 A RU 94004277A RU 2084851 C1 RU2084851 C1 RU 2084851C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- model
- nozzles
- aerodynamic
- aerodynamic characteristics
- weights
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и могут быть использованы при испытаниях в аэродинамических трубах (АДТ) моделей летательных аппаратов (ЛА) с имитацией струй двигателей или (и) аэродинамических органов управления. The invention relates to the field of experimental aerodynamics and can be used in tests in wind tunnels (ADT) of aircraft models (LA) with imitation of engine jets or (and) aerodynamic controls.
В современных и перспективных ЛА реактивные струи широко используются для управления полетом. В этом случае отношение импульса струй к импульсу набегающего потока может оказаться немного меньше единицы и при моделировании таких аппаратов в экспериментальных установках возникают сложности, когда необходимо измерить малые нагрузки от воздействия струй или аэродинамических органов управления на фоне больших воздействий на модель со стороны потока в АДТ. In modern and promising aircraft, jet jets are widely used for flight control. In this case, the ratio of the momentum of the jets to the momentum of the oncoming flow may turn out to be slightly less than unity, and when simulating such devices in experimental installations, difficulties arise when it is necessary to measure small loads from the effects of jets or aerodynamic controls against the background of large influences on the model from the flow side in the automatic current transformer.
Известен способ измерения аэродинамических характеристик моделей ЛА со струйными органами управления, заключающийся в том, что измеряют характеристики модели, установленной на весах при выключенных струйных агрегатах, а потом при включенных и по разности между этими измерениями определяют величины аэродинамических характеристик от воздействия струйных агрегатов [1]
Для реализации такого способа используется устройство, содержащее внутримодельные и внемодельные тензометрические весы с низкой чувствительностью, державку, на которой устанавливается модель или весы с моделью, систему подвески модели в рабочей части АДТ (см. там же).A known method of measuring the aerodynamic characteristics of aircraft models with inkjet controls, which consists in measuring the characteristics of the model mounted on the scales with the jet units turned off, and then when the difference between these measurements is turned on and the aerodynamic characteristics are determined from the effects of the jet units [1]
To implement this method, a device is used that contains intramodel and extemodel strain gauge scales with low sensitivity, a holder on which the model or scales with the model are mounted, and a model suspension system in the working part of the ADT (see ibid.).
Недостатком этого способа и устройства является низкая точность измерения из-за невозможности непосредственного измерения аэродинамических коэффициентов, характеризующих воздействие струйных или аэродинамических органов управления на модель ЛА. The disadvantage of this method and device is the low accuracy of the measurement due to the impossibility of directly measuring aerodynamic coefficients characterizing the effect of jet or aerodynamic controls on the aircraft model.
Наиболее близким к изобретению по технической сущности является способ для измерения моментных характеристик модели ЛА со струйными органами управления, заключающийся в том, что в процессе обдува при неработающих органах управления модели компенсируют до нуля момент, действующий на модель в потоке, с помощью тензовесов с низкой чувствительностью, для чего перемещают модель до пересечения центра давления на модели с осью весов, затем включают струйный агрегат и с помощью тензовесов с высокой чувствительностью измеряют момент, действующий на модель от струйного агрегата [2]
Устройство, реализующее известный способ, содержит державку для закрепления модели и тензовесы с низкой и высокой чувствительностью, установленные на державке (см. там же).Closest to the invention in technical essence is a method for measuring the moment characteristics of an aircraft model with inkjet controls, which consists in the fact that in the process of blowing when the controls are inactive, the models compensate to zero the moment acting on the model in the stream using tensile weights with low sensitivity why move the model to the intersection of the center of pressure on the model with the axis of the balance, then turn on the jet unit and with the help of tens weights with high sensitivity measure the moment acting s on models from the jet unit [2]
A device that implements the known method, contains a holder for fixing the model and tensile weights with low and high sensitivity mounted on the holder (see ibid.).
Недостатком известных способа и устройства является то, что можно измерить только две компоненты момента и только путем последовательного поворота модели на 90o и требуется значительное время, связанное с перемещением координатника, для компенсирования момента с помощью тензовесов с низкой чувствительностью.A disadvantage of the known method and device is that it is possible to measure only two components of the moment, and only by sequentially turning the model 90 ° and considerable time is required associated with the movement of the coordinator to compensate for the moment using tensile weights with low sensitivity.
Техническим результатом, достигаемым изобретениями, является возможность измерения без снижения точности большего количества компонент аэродинамических характеристик при более быстром компенсировании нагрузок, действующих на модель ЛА в потоке с помощью силы тяги блока сопел. The technical result achieved by the inventions is the ability to measure without reducing the accuracy of a larger number of components of the aerodynamic characteristics while more quickly compensating for the loads acting on the model of the aircraft in the stream using the traction force of the nozzle block.
Указанный технический результат достигается тем, что при осуществлении известного способа измерения аэродинамических характеристик модели ЛА, аэродинамические нагрузки, действующие на модель в потоке при неработающих органах управления компенсируют с помощью силы тяги блока реактивных сопел путем регулирования величины давления в их форкамерах, чтобы показания весов с низкой чувствительностью по абсолютной величине не превышали 0,01 величины диапазона весов с высокой чувствительностью. The specified technical result is achieved by the fact that when implementing the known method for measuring the aerodynamic characteristics of an aircraft model, the aerodynamic loads acting on the model in the flow with idle controls are compensated by the thrust force of the jet nozzle block by adjusting the pressure in their prechamber so that the readings are low sensitivity in absolute value did not exceed 0.01 of the value of the range of scales with high sensitivity.
При испытании модели ЛА со струйными органами управления силовое воздействие сопел компенсируют с помощью силы тяги дополнительного блока реактивных сопел. When testing an aircraft model with jet control elements, the force impact of the nozzles is compensated by the traction force of the additional block of jet nozzles.
Указанный технический результат достигается также тем, что известное устройство для измерения аэродинамических характеристик модели ЛА содержит два блока реактивных сопел, а державка для закрепления модели выполнены T-образной, при этом на основании державки установлены тензовесы с высокой чувствительностью, а на ее поперечине, по одну сторону от основания, соответственно модель ЛА и тензовесы с низкой чувствительностью, а по другую сторону блоки реактивных сопел, один из которых содержит сопла, идентичные соплам струйного агрегата летательного аппарата и расположенные симметрично им относительно основания державки. The specified technical result is also achieved by the fact that the known device for measuring the aerodynamic characteristics of an aircraft model contains two jet nozzle blocks, and the holder for fixing the model is T-shaped, while the base of the holder is equipped with a tensile weight with high sensitivity, and one cross-member on it to the side from the base, respectively, the model of the aircraft and tensile weights with low sensitivity, and on the other side are blocks of jet nozzles, one of which contains nozzles identical to the nozzles of the jet unit atelnogo apparatus and they are arranged symmetrically relative to the base of the holder.
На чертеже представлена принципиальная схема устройства для осуществления предлагаемого способа. The drawing shows a schematic diagram of a device for implementing the proposed method.
Устройство содержит модель ЛА (1) со струйным агрегатом (2) или (и) аэродинамическими органами управления (3), установленную на T-образную державку (4), весы с низкой (5) и высокой (6) чувствительностью, арретир (7), блоки реактивных сопел (8) и (9). Число сопел в блоке (9) составляет от 1 до 6 в зависимости от величины и направления аэродинамической нагрузки, действующей на модель в потоке при не включенных или (и) не отклоненных органах управления. Сопла блока (8) идентичны соплам струйного агрегата (2) и расположены симметрично им относительно основания державки (4). The device contains an aircraft model (1) with a jet unit (2) or (and) aerodynamic controls (3) mounted on a T-shaped holder (4), a balance with low (5) and high (6) sensitivity, and an arrestor (7) ), jet nozzle blocks (8) and (9). The number of nozzles in block (9) is from 1 to 6, depending on the magnitude and direction of the aerodynamic load acting on the model in the stream with the controls not turned on and (or) not rejected. The nozzles of the block (8) are identical to the nozzles of the jet unit (2) and are located symmetrically with respect to the base of the holder (4).
Способ осуществляется следующим образом. После установки модели в рабочей части АДТ фиксируют арретир (7), защищающий весы (6) от перегрузки, и направляют из сопла (10) поток газа (11) в рабочую часть трубы. Одновременно направляют газ в блок сопел (9), изменяют давление, чтобы показания весов с низкой чувствительностью (5) по абсолютной величине не превышали 0,01 величины диапазона весов с высокой чувствительностью (6). Затем освобождают арретир (7) и включают струйный агрегат (2) или (и аэродинамический орган управления (3) и с помощью весов (6) с высокой чувствительностью измеряют нагрузки на модель (1), непосредственно индуцированные органами управления (2) или (и) (3). Если при работающих струйных агрегатах (2) направить газ еще и в блок сопел (8), то с помощью весов (6) измеряют индуцированные нагрузки без учета силы тяги самого струйного агрегата (2). The method is as follows. After installing the model in the working part of the ADT, the arrester (7) is fixed, which protects the balance (6) from overload, and the gas stream (11) is directed from the nozzle (10) to the working part of the pipe. At the same time, gas is directed to the nozzle block (9), the pressure is changed so that the readings of the scales with low sensitivity (5) in absolute value do not exceed 0.01 of the range of the scales with high sensitivity (6). The areretir (7) is then released and the jet unit (2) or (and the aerodynamic control (3) is turned on and the loads on the model (1) directly induced by the control (2) or (and ) (3) .If the gas is also directed to the nozzle block (8) when the jet units are operating (2), then the induced loads are measured using weights (6) without taking into account the traction force of the jet unit itself (2).
Таким образом, изобретения, например, в случае испытаний модели ЛА со струйными органами управления, позволяют измерять индуцированные аэродинамические характеристики с учетом и без тяговых характеристик струйного агрегата (2). Кроме того, возможно проведение традиционных измерений:
1) с помощью весов с низкой чувствительностью (5) полных аэродинамических характеристик модели при работе и без органов управления (компенсирующие блоки сопел не включены);
2) с помощью весов с высокой чувствительностью (6) тяговых характеристик сопел струйных органов управления (2) (работают сопла органов управления (2) без потока в АДТ).Thus, inventions, for example, in the case of testing an aircraft model with jet controls, make it possible to measure the induced aerodynamic characteristics with and without traction characteristics of the jet unit (2). In addition, traditional measurements are possible:
1) using scales with low sensitivity (5) of the complete aerodynamic characteristics of the model during operation and without controls (compensating nozzle blocks are not included);
2) using scales with high sensitivity (6) of the traction characteristics of the nozzles of the jet control elements (2) (the nozzles of the control elements (2) work without flow in the ADT).
Во всех вариантах тензовесы позволяют измерять требуемое количество компонент аэродинамической силы и момента. Компенсирование нагрузок на модель в потоке производится быстрее, так как изменение давление в форкамере сопла менее инерционный процесс, чем изменение положения модели с помощью координатника, как это осуществляется в прототипе. In all cases, the tens weights allow you to measure the required number of components of the aerodynamic force and moment. Compensation of the loads on the model in the flow is faster, since the change in pressure in the nozzle chamber is less inertial than the change in the position of the model using the coordinator, as is done in the prototype.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94004277A RU2084851C1 (en) | 1994-02-09 | 1994-02-09 | Method of measurement of aerodynamic characteristics of model of flying vehicle and device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94004277A RU2084851C1 (en) | 1994-02-09 | 1994-02-09 | Method of measurement of aerodynamic characteristics of model of flying vehicle and device for its implementation |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94004277A RU94004277A (en) | 1995-11-20 |
RU2084851C1 true RU2084851C1 (en) | 1997-07-20 |
Family
ID=20152270
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU94004277A RU2084851C1 (en) | 1994-02-09 | 1994-02-09 | Method of measurement of aerodynamic characteristics of model of flying vehicle and device for its implementation |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2084851C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106679930A (en) * | 2016-12-06 | 2017-05-17 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | Vehicle-mounted aerodynamic force and power test-measurement method and device of small unmanned aerial vehicle (UAV) |
CN111688950A (en) * | 2020-06-29 | 2020-09-22 | 中国空气动力研究与发展中心 | Rail carrier gas dynamic test device |
-
1994
- 1994-02-09 RU RU94004277A patent/RU2084851C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Экспериментальное исследование эжекторных систем увеличения тяги. Сб. статей. Труды ЦАГИ, вып. 1958, 1978, с. 3 - 30. 2. Авторское свидетельство СССР N 1309722, кл. G 01 M 9/00, 1985. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106679930A (en) * | 2016-12-06 | 2017-05-17 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | Vehicle-mounted aerodynamic force and power test-measurement method and device of small unmanned aerial vehicle (UAV) |
CN111688950A (en) * | 2020-06-29 | 2020-09-22 | 中国空气动力研究与发展中心 | Rail carrier gas dynamic test device |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2381472C1 (en) | Method for testing of pulsating detonating engine and aerodynamic installation for its realisation | |
CN108760220A (en) | A kind of external store balance tailstock support device for measuring mechanism in six degree of freedom interference | |
Li et al. | Force measurement and support integrated device in hypersonic wind tunnel | |
RU2084851C1 (en) | Method of measurement of aerodynamic characteristics of model of flying vehicle and device for its implementation | |
Pallekonda et al. | Soft computing based force recovery technique for hypersonic shock tunnel tests | |
CN201575882U (en) | Small thrust force-measuring device based on pneumatic principle | |
CN204855125U (en) | Measure device of three degree of freedom dynamic stability parameters in aircraft in high -speed wind tunnel | |
CN107314883B (en) | A kind of wind load of wind tunnel model vibration is from oscillation damping method | |
RU2242736C2 (en) | Method of measuring flight thrust of hypersonic ramjet engine of unmanned hypersonic flying laboratory | |
RU97109852A (en) | RDTT TEST METHOD AND STAND FOR ITS IMPLEMENTATION | |
CN112985750A (en) | Air-floating type wind tunnel force measuring device | |
Kikumoto et al. | Sidejet aerodynamic interaction effects of the missile | |
Lyonnet et al. | Transonic and supersonic test setups for fighter afterbody models | |
RU2770320C1 (en) | Gas-dynamic pressure chamber | |
Naumann et al. | Experiments on interaction force of jets in hypervelocity cross-flow in a shock tunnel | |
WHORIC et al. | Hierarchy of uncertainty sources in transonic wind tunnel testing | |
RU94004277A (en) | METHOD OF MEASURING AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF A CRAFT MODEL WITH JET OR / AND AERODYNAMIC CONTROLS AND A DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION | |
Robinson et al. | Performance measurements in a shock tunnel of a fuelled scramjet vehicle generating lift, thrust and pitching moment | |
WOHLLEBE et al. | Some basic test results of V/STOL jet induced lift effects in hover | |
SU800762A1 (en) | Dynaic load exciter to testing stand | |
SORRELLS et al. | Effects of inlet spillage on store carriage loads and launch trajectories | |
Jiang et al. | Sting effects on store captive loads | |
RU2133456C1 (en) | Installation for aerodynamic blowing of aircraft engine | |
Henderson et al. | Development and validation of the V/STOL aerodynamics and stability and control manual | |
Leiss | Free-Flight Investigation of Effects of Simulated Sonic Turbojet Exhaust on the Drag of Twin-Jet Boattail Bodies at Transonic Speeds |