RU216427U1 - Маломасштабная модель самолета - Google Patents
Маломасштабная модель самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU216427U1 RU216427U1 RU2022122472U RU2022122472U RU216427U1 RU 216427 U1 RU216427 U1 RU 216427U1 RU 2022122472 U RU2022122472 U RU 2022122472U RU 2022122472 U RU2022122472 U RU 2022122472U RU 216427 U1 RU216427 U1 RU 216427U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- model
- aircraft
- small
- wing
- fuselage
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Полезная модель относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов и может быть использована при динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах малых дозвуковых скоростей. Маломасштабная модель самолета предназначена для испытаний на шестистепенном электромеханическом стенде в потоке рабочей части аэродинамической трубы. Маломасштабная модель самолета содержит фюзеляж, крыло с элеронами, интерцепторами и мотогондолами, горизонтальное оперение с рулем высоты. При этом модель дополнительно содержит рулевые машинки для управления элеронами, интерцепторами и рулем высоты, в мотогондолах на крыле установлена винтомоторная группа, состоящая из электродвигателей с винтами, в фюзеляже расположено бортовое оборудование, содержащее полетный контроллер, регуляторы оборотов электродвигателей, инклинометр, акселерометр, аккумуляторные батареи для питания электродвигателей, регуляторов оборотов, полетного контроллера и рулевых машинок. Техническим результатом является возможность получения квазистатических и нестационарных аэродинамических характеристик самолета с работающей винтомоторной группой в широком диапазоне углов атаки и скольжения. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Полезная модель относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов.
В процессе проектирования самолета важное значение имеет математическая модель аэродинамических характеристик - статических и нестационарных.
Известно, что наиболее достоверным способом определения аэродинамических характеристик самолетов с винтомоторной силовой установкой (ВМСУ) являются экспериментальные исследования моделей самолетов с работающими силовыми установками в аэродинамических трубах (А.В. Петров «Аэродинамика транспортных самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы». - М.: Инновационное машиностроение, - 2018 г., с. 456). Влияние работы винтов на статические аэродинамические характеристики винтомоторных самолетов ранее исследовалось при продувках моделей в аэродинамических трубах малых скоростей, например, моделей с максимальной площадью крыла и размахомм, имеющих диаметр винта м (А.В. Петров «Аэродинамика транспортных самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы». - М.: Инновационное машиностроение, - 2018 г., с. 142). Например, известна модель-аналог самолета с двух-двигательной винтомоторной группой, имеющая размах крыла м, диаметр воздушных винтов составляет м (А.В. Петров «Аэродинамика транспортных самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы». - М.: Инновационное машиностроение, - 2018 г., с. 489). При испытаниях данной модели в воздушном потоке аэродинамической трубы сначала измерялись аэродинамические силы и моменты без воздушных винтов, затем определялась суммарная тяга изолированного воздушного винта на специальной установке, а после этого исследовались статические аэродинамические характеристики модели самолета с работающими винтами.
Изучение нестационарных аэродинамических характеристик данного класса самолетов проводилось в потоке аэродинамической трубы малых скоростей на моделях без винтов с размахом крыла и длиной фюзеляжа не больше 1,2 м, весом до 12 кГс (И.В. Колин, К.Ф. Лацоев, В.Г. Марков, В.К. Святодух, Т.И. Трифонова, В.К. Святодух «Исследование вращательной и нестационарной производных момента тангажа модели самолета на установке двухстепенных вынужденных колебаний» // «Ученые записки ЦА-ГИ». - 2013 г., т.54, №4, с. 47). Установка винтомоторной группы на таких моделях ранее была невозможной из-за малых габаритов модели и отсутствия мощных компактных электродвигателей.
За прототип принята маломасштабная модель двухдвигательного самолета (И.В. Колин, К.Ф. Лацоев, В.Г. Марков, В.К. Святодух, Т.И. Трифонова, В.К. Святодух «Исследование вращательной и нестационарной производных момента тангажа модели самолета на установке двухстепенных вынужденных колебаний» // «Ученые записки ЦА-И». - 2013 г., т. 54, № 4, с. 50), фотография которой приведена на фиг. 1 приложения А. Модель включает высокорасположенное крыло большого удлинения (Х»10) с размахом 1 м, горизонтальное оперение, фюзеляж, мотогондолы с заглушками, киль, отклоняемые органы управления - элероны, интерцепторы, закрылки, руль высоты, руль направления. На фюзеляже модели предусмотрены быстросъемные люки для монтажа внутри него узлов с измерительной аппаратурой (динамометра, акселерометров) и закрепления модели на державке установки.
Модель-аналог не может использоваться для определения нестационарных аэродинамических характеристик из-за превышения ее веса (>12 кГс) и габаритов (размах крыла >1,2 м), ограничиваемых конструкцией динамической установки.
На модели-прототипе нет возможности исследовать нестационарные аэродинамические характеристики с работающими винтами из-за отсутствия компактных электродвигателей необходимой мощности и малогабаритного бортового оборудования для управления работой воздушных винтов.
Техническим результатом является возможность получения достоверных квазистатических и нестационарных аэродинамических характеристик самолета при работе воздушных винтов в широком диапазоне углов атаки и скольжения.
Технический результат достигается тем, что маломасштабная модель самолета, содержащая фюзеляж, крыло с элеронами, интерцепторами и мотогондолами, горизонтальное оперение с рулем высоты, дополнительно содержит рулевые машинки для управления элеронами, интерцепторами и рулем высоты, в мотогондолах на крыле установлена винтомоторная группа, состоящая из электродвигателей с винтами, в фюзеляже расположено бортовое оборудование, содержащее полетный контроллер, регуляторы оборотов электродвигателей, инклинометр, акселерометр, аккумуляторные батареи для питания электродвигателей, регуляторов оборотов, полетного контроллера и рулевых машинок. Модель самолета закреплена на подфюзеляжной державке, установленной на «Г-образной» раме, жестко зафиксированной на верхней подвижной платформе шестистепенного электромеханического стенда.
На фигурах, приведенных ниже, показаны:
фиг. 1 - фотография общего вида маломасштабной модели самолета с винтомоторной группой;
фиг. 2- схема размещения бортового оборудования внутри фюзеляжа модели для управления винтомоторной группой и органами взлетно-посадочной механизации;
фиг. 3 - блок-схема управления электродвигателями винтомоторной группы;
фиг. 4 - фотографии маломасштабной модели самолета в рабочей части аэродинамической трубы малых скоростей: а - модель самолета на державке стенда, б - общий вид электромеханического стенда с моделью;
фиг. 5 - результаты трубных квазистатических испытаний маломасштабной модели самолета с винтомоторной группой;
фиг. 6 - результаты динамических испытаний маломасштабной модели самолета с винтомоторной группой.
Маломасштабная модель самолета с высокорасположенным крылом включает винтомоторную группу и предназначена для испытаний на электромеханическом стенде в воздушном потоке аэродинамической трубы малых скоростей.
Маломасштабная модель самолета, имеющая отклоняемые органы управления: элероны, интерцепторы и рули высоты; а также закрылки, две мотогондолы, горизонтальное оперение, киль, фюзеляж с бортовой измерительной аппаратурой (акселерометрами и внутримодельным узлом с тензометрическими весами), содержит рулевые машинки (на фиг. 2 обозначенные А, Б, В, Г - для управления отклонением элеронов и интерцепторов на крыле, Д, Е - для управления отклонением руля высоты), винтомоторную группу (фиг. 2), включающую: воздушный винт левый 1, втулку левую 2, электродвигатель 3, размещенный в полости левой мотогондолы, клемму 4, кабель 5, втулку правую 6, воздушный винт правый 7, электродвигатель 8 в полости правой мотогондолы, клемму 9, кабель 10; расположенное внутри фюзеляжа бортовое оборудование.
Бортовое оборудование включает аккумулятор 11 и размещенные на вертикальной плате 12: полетный контроллер 13; плату аналогово-цифрового преобразователя (АЦП) 14; акселерометр 15; инклинометр 16; регуляторы оборотов 17 и 18, расположенные друг под другом; кабели 19 для соединения с аккумуляторами 20 и 21, находящимся в хвостовой части модели (фиг. 2).
Работа винтомоторной группы осуществляется по электрической цепи кабельного соединения ее элементов, приведенной на фиг. 3. Вращение воздушных винтов выполняется электродвигателями 3 и 8 через регуляторы оборотов 17 и 18 с помощью полетного контроллера 13, управление которым осуществляется по беспроводной сети от сервера (компьютера Raspberry «Rpi2»). Кроме того, полетный контроллер выполняет управление работой рулевых машинок А, Б, В, Г, Д, Е на фиг. 2 для дистанционного отклонения органов управления. Электропитание электродвигателей 3 и 8 осуществляется аккумуляторами 20 и 21, а полетного контроллера 13 - аккумулятором 11 через преобразователь напряжения 22 (фиг. 3), питание рулевой машинкой (например, А) также осуществляется аккумулятором 11 (фиг. 3).
Для проведения испытаний в воздушном потоке рабочей части аэродинамической трубы использовалась маломасштабная модель самолета с высокорасположенным крылом с удлинением λ=9,68 и размахом 1,19 м, с винтомоторной группой неподвижно фиксировалась с подветренной стороны на державке 23 рамы 24 (фиг.4, а), жестко установленной на подвижной платформе электромеханического стенда 25 (фиг.4, б). Стенд неподвижно размещался на поворотном круге в рабочей части трубы. Угол атаки а модели задавался поворотом круга аэродинамической трубы в диапазоне -4÷20 град, углы скольжения р или крена у - наклонами электрической платформы стенда в пределах ±20 град. Амплитуда угловых колебаний модели по тангажу при максимально допустимой частоте колебаний 1.5 Гц не превышала 5 град. Лопасти винтов винтомоторной группы были установлены под углами в диапазоне от 25 до 42 град от взлетно-посадочной до крейсерской конфигураций соответственно. Измерение аэродинамических нагрузок, действующих на модель в ядре потока трубы, осуществлялось тензометрическими весами, размещенными во внутримодельном узле, угол атаки измерялся датчиком положения, размещенным под поворотным кругом трубы.
Результаты трубных испытаний маломасштабной модели самолета с работающей винтомоторной группой при непрерывном увеличении угла атаки и отсутствии угла скольжения, показали, что с ростом коэффициента В обдува крыла модели винтами значительно возрастает максимальное значение коэффициента подъемной силы, повышение несущих свойств модели в квазистатической зависимости с (а) и появление нейтральной устойчивости в характеристике коэффициента момента тангажа т, (а) на докритических режимах (фиг. 5). В ходе динамических испытаний модели отмечено, что работа винтомоторной группы приводит к увеличению демпфирования самолета по тангажу на углах атаки α≥4 град (фиг. 6).
Практическая значимость предлагаемой полезной модели состоит в том, что маломасштабная модель самолета позволяет получить статические и нестационарные аэродинамические характеристики с учетом работающей винтомоторной группы, что важно при проектировании винтомоторных самолетов, а также для безопасности полетов на больших углах атаки, устойчивости и управляемости, разработки систем управления и создания авиационных тренажеров.
Claims (2)
1. Маломасштабная модель самолета, содержащая фюзеляж, крыло с элеронами, интерцепторами и мотогондолами, горизонтальное оперение с рулем высоты, отличающаяся тем, что дополнительно содержит рулевые машинки для управления элеронами, интерцепторами и рулем высоты, в мотогондолах на крыле установлена винтомоторная группа, состоящая из электродвигателей с винтами, в фюзеляже расположено бортовое оборудование, содержащее полетный контроллер, регуляторы оборотов электродвигателей, инклинометр, акселерометр, аккумуляторные батареи для питания электродвигателей, регуляторов оборотов, полетного контроллера и рулевых машинок.
2. Маломасштабная модель самолета по п. 1, отличающаяся тем, что горизонтальное оперение выполнено быстросъемным и в палубном варианте исполнения.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU216427U1 true RU216427U1 (ru) | 2023-02-02 |
Family
ID=
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN202793734U (zh) * | 2012-05-11 | 2013-03-13 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种新型全机低速颤振模型风洞试验悬挂系统 |
CN108106814A (zh) * | 2017-10-31 | 2018-06-01 | 中航通飞研究院有限公司 | 一种基于空气马达的四发螺旋桨飞机风洞试验模型 |
CN113916489A (zh) * | 2021-09-30 | 2022-01-11 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种释放风洞试验模型五个刚体自由度的模型支撑装置 |
CN114061887A (zh) * | 2021-12-01 | 2022-02-18 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置 |
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN202793734U (zh) * | 2012-05-11 | 2013-03-13 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种新型全机低速颤振模型风洞试验悬挂系统 |
CN108106814A (zh) * | 2017-10-31 | 2018-06-01 | 中航通飞研究院有限公司 | 一种基于空气马达的四发螺旋桨飞机风洞试验模型 |
CN113916489A (zh) * | 2021-09-30 | 2022-01-11 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种释放风洞试验模型五个刚体自由度的模型支撑装置 |
CN114061887A (zh) * | 2021-12-01 | 2022-02-18 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
"Исследование вращательной и нестационарной производных момента тангажа модели самолета на установке двухстепенных вынужденных колебаний" "Ученые записки ЦАГИ", 2013 г., т.54. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Yan et al. | Experimental evaluation and flight simulation of coaxial-Rotor vehicles in icing clouds | |
RU216427U1 (ru) | Маломасштабная модель самолета | |
Chambers | Static and Dynamic Longitudinal Stability Derivatives of a Powered 1/9-Scale Model of a Tilt-Wing V/STOL Transport | |
Bland et al. | Wind-tunnel measurement of propeller whirl-flutter speeds and static-stability derivatives and comparison with theory | |
Anderson et al. | A flight evaluation of the longitudinal stability characteristics associated with the pitch-up of a swept-wing airplane in maneuvering flight at transonic speeds | |
Abbott Jr et al. | Investigation of Propeller-Power-Plant Autoprecession Boundaries for a Dynamic-Aeroelastic Model of a Four-Engine Turboprop Transport Airplane | |
Rajamurthy | Generation of comprehensive longitudinal aerodynamic data using dynamic wind-tunnel simulation | |
Wilson | A General Rotor Model System for Wind-Tunnel Investigations | |
CN114910244A (zh) | 一种基于前视反馈的全机模型阵风载荷减缓风洞试验方法 | |
Rogers et al. | Preliminary Results of Horizontal-Tail Load Measurements of the Bell X-5 Research Airplane | |
Tapscott | A flight study of the conversion maneuver of a tilt-duct VTOL aircraft | |
Doggett Jr et al. | Some experiences using wind-tunnel models in active control studies | |
Legovich et al. | Development of a Laboratory Stand for Research of UAV Aeromechanics and Flight Dynamics | |
Ayele et al. | Uncovering the Aeroelastic Behavior of Light Aircraft Structures with SlenderWings under Extreme Flow Turbulence Intensity | |
Fink et al. | A wind tunnel investigation of static longitudinal and lateral characteristics of a full-scale mockup of a light twin engine airplane | |
Kuhn | Investigation at Zero Forward Speed of a Leading-Edge Slat as a Longitudinal Control Device for Vertically Rising Airplanes That Utilize the Redirected-Slipstream Principle | |
Newsom | Force-test Investigation of the Stability and Control Characteristics of a Four-propeller Tilt-wing VTOL Model with a Programed Flap | |
Mulcay et al. | Rotary balance data for a single-engine agricultural airplane configuration for an angle-of-attack range of 8 deg to 90 deg | |
DeLaurier et al. | Progress report on the engineering development of the Magnus Aerospace LTA 20-1 airship | |
Ham | Helicopter stall alleviation using individual-blade control and | |
Turner | Longitudinal Trim Characteristics of a Deflected Slipstream V/Stol Aircraft During Level Flight at Transition Flight Speeds: Howard L. Turner and Fred J. Drinkwater III. | |
Agarwal et al. | Application of Active Flow Contol Technology in an Unmanned Aerial Vehicle | |
Fink | Full-Scale Wind-Tunnel Investigation of the VZ-5 Four-Propeller Deflected-Slipstream VTOL Airplane | |
Lovell Jr et al. | Flight Investigation of the Stability and Control Characteristics of a 0.13-Scale Model of the Convair XFY-1 Vertically Rising Airplane During Constant-Altitude Transitions, TED No. NACA DE 368 | |
Mulcay et al. | Rotary Balance Data for a Single-Engine Agricultural |