RU218817U1 - Установка для исследования распределения давления на поверхности летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Задачей полезной модели является расширение наглядных возможностей при изучении процессов, протекающих на поверхности модели летательного аппарата и подтверждение научно-теоретических положений аэродинамики путем экспериментального исследования распределения давления на поверхности модели летательного аппарата. При обтекании модели летательного аппарата 10 поток воздуха попадает в дренированные отверстия 11, расположенные по поверхности модели летательного аппарата 10. Давление воздуха в каждом дренированном отверстии 11 будет различно за счет геометрической формы модели летательного аппарата 10. Соответственно уровень столбика жидкости в каждой стеклянной трубке микроманометра 13 будет различен. Тем самым, посредством батарейного микроманометра 14 можно наблюдать картину распределения давления воздуха по поверхности летательного аппарата 10.

Description

Полезная модель относится к области механики жидкостей и газов и может быть использована в учебном процессе при изучении дисциплины «Аэродинамика и теория полета» для исследования картины распределения давления по поверхности модели летательного аппарата в аэродинамической лаборатории.

Известна установка для исследования эффекта Магнуса, содержащая дозвуковую аэродинамическую трубу, в рабочей части которой на державке установлен вращающийся цилиндр, соединенный с валом электромотора, а также она оборудована приемником полного давления и приемником статического давления, микроманометром, чашечными весами, причем приемник полного давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы перпендикулярно встречному потоку воздуха и соединен резиновой трубкой с бачком микроманометра, приемник статического давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы параллельно набегающему потоку воздуха и соединен при помощи резиновой трубки со стеклянной отсчетной трубкой микроманометра, чашечные весы соединены с державкой нитью, перекинутой через блок, закрепленный на основании лабораторной установки. (RU 98581 U1 20.10.2010).

Наиболее близким по технической сущности решением является установка для исследования аэродинамических характеристик модели летательного аппарата, содержащая дозвуковую аэродинамическую трубу с державкой в рабочей части, которая оборудована приемником полного давления и приемником статического давления, микроманометром, причем приемник полного давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы перпендикулярно встречному потоку воздуха и соединен резиновой трубкой с бачком микроманометра, приемник статического давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы параллельно набегающему потоку воздуха и соединен при помощи резиновой трубки со стеклянной отсчетной трубкой микроманометра, и нить, перекинутую через блок, закрепленный на основании лабораторной установки, в нее введены аэродинамические весы, содержащие подвижную раму, модель летательного аппарата, укрепленную на державке, которая жестко укреплена на подвижной раме аэродинамических весов, которые снабжены первым динамометром, закрепленным с одной стороны к основанию установки, соединенный с подвижной рамой аэродинамических весов нитью, перекинутой через блок, закрепленный на подвижной раме аэродинамических весов, и вторым динамометром, закрепленным с другой стороны к основанию установки, соединенный с подвижной рамой аэродинамических весов нитью, перекинутой через второй блок, закрепленный на подвижной раме аэродинамических весов (RU №144390, 2014).

Недостатком установки является невозможность визуального наблюдения давления на поверхности модели и проводить анализ путей его изменения.

Задачей полезной модели является расширение наглядных возможностей при изучении процессов, протекающих на поверхности модели летательного аппарата и подтверждение научно-теоретических положений аэродинамики путем экспериментального исследования распределения давления на поверхности модели летательного аппарата.

Техническим результатом является возможность визуального наблюдения и экспериментального исследования распределения давления на поверхности модели летательного аппарата.

Сущность полезной модели заключается в том, что в установке для исследования распределения давления на поверхности летательного аппарата, содержащей дозвуковую аэродинамическую трубу с державкой в рабочей части, которая оборудована приемником полного давления и приемником статического давления, микроманометром, причем приемник полного давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы перпендикулярно встречному потоку воздуха и соединен резиновой трубкой с бачком микроманометра, приемник статического давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы параллельно набегающему потоку воздуха и соединен при помощи резиновой трубки со стеклянной отсчетной трубкой микроманометра, модель летательного аппарата, укрепленную на державке, которая жестко закреплена к основанию установки, в боковой поверхности модели летательного аппарата по нормали выполнены дренированные отверстия, в которые жестко закреплены медные трубки, расположенные параллельно внутри поверхности модели летательного аппарата от носа к донной части, в установку введены микроманометры по числу медных трубок, объединенные в батарейный микроманометр, причем каждый микроманометр соединен с соответствующей медной трубкой посредством воздушного патрубка.

Новизна заключаются в том, что в боковой поверхности модели летательного аппарата по нормали выполнены дренированные отверстия, в которые жестко закреплены медные трубки, расположенные параллельно внутри поверхности модели летательного аппарата от носа к донной части, в установку введены микроманометры по числу медных трубок, объединенные в батарейный микроманометр, причем каждый микроманометр соединен с соответствующей медной трубкой посредством воздушного патрубка.

Анализ известных технических решений в исследуемой области и смежных областях позволяет сделать вывод об отсутствии в них признаков, сходных с существенными отличительными признаками в заявленном устройстве.

На фиг. 1 приведена схема установки.

На фиг. 2 приведена экспериментальная зависимость избыточного давления от удаления координат точек замера давления.

Установка для исследования распределения давления на поверхности летательного аппарата содержит аэродинамическую трубу 1 с державкой 2 в рабочей части, которая оборудована приемником полного давления 3 и приемником статического давления 4.

Приемник полного давления 3 установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы 1 перпендикулярно встречному потоку воздуха и соединен резиновой трубкой 5 с бачком 6 микроманометра 7. Приемник статического давления 4 установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы 1 параллельно набегающему потоку воздуха и соединен при помощи резиновой трубки 8 со стеклянной отсчетной трубкой микроманометра 7. В рабочей части аэродинамической трубы 1 на державке 2, жестко закрепленной к основанию 9 установки закреплена модель летательного аппарата 10, в которой по нормали к поверхности выполнены дренированные отверстия 11, для крепления к ним медных трубок 12, расположенных параллельно внутри поверхности модели летательного аппарата 10 от носа к донной части. В установку введены микроманометры 13 по числу медных трубок 12, объединенные в батарейный микроманометр 14. Каждая медная трубка 12 соединена с соответствующим микроманометром 13 посредством воздушного патрубка 15.

Установка работает следующим образом.

При включении аэродинамической трубы 1 создается набегающий поток воздуха, который действует на приемник полного давления 3, приемник статического давления 4 и на модель летательного аппарата 10. Попадая в приемник полного давления 3, воздух проходит по резиновой трубке 5 и далее в бачок 6 микроманометра 7, вытесняя при этом жидкость из бачка 6 в отсчетную стеклянную трубку микроманометра 7. Одновременно воздух также попадает в приемник статического давления 4, проходит по резиновой трубке 8 и попадает в отсчетную стеклянную трубку микроманометра 7, препятствуя при этом вытеснению жидкости. Создается разность полного и статического давления воздуха, что по определению называют скоростным напором. При действии скоростного напора воздуха на модель летательного аппарата 10 создается обтекание модели летательного аппарата 10 потоком воздуха.

При обтекании модели летательного аппарата 10 поток воздуха попадает в дренированные отверстия 11, расположенные по поверхности модели летательного аппарата 10. Далее воздух проходит по медным трубкам 12, соединяющим дренированные отверстия 11 и воздушные патрубки 15. Проходя по воздушным патрубкам 15, воздух поступает в микроманометры 13 из соответствующих медных трубок 12, объединенные в батарейный микроманометр 14. Давление воздуха в каждом дренированном отверстии 11 будет различно, за счет геометрической формы модели летательного аппарата 10. Соответственно, уровень столбика жидкости в каждой стеклянной трубке микроманометра 13 будет различен. Тем самым, посредством батарейного микроманометра 14, можно наблюдать картину распределения давления воздуха по поверхности летательного аппарата 10. Замерив, уровень столбика жидкости в каждой трубке батарейного микроманометра 14 можно, в последствие, рассчитать давление, действующее на поверхность модели летательного аппарата 10 в каждом дренированном отверстии 11.

При проведении эксперимента на предлагаемой установке были определены избыточные давления в каждом дренированном отверстии 11 (см. фиг. 2). Из зависимости видно, что максимальное давление создается в носовой части модели летательного аппарата 10. Далее, за счет обтекаемой формы головной части модели летательного аппарата 10, давление уменьшается и создается разряжение, что подтверждает гипотезу Ньютона. На цилиндрической части модели летательного аппарата 10 давление практически не изменяется. А в донной части модели летательного аппарата 10 также происходит разряжение воздуха, за счет срыва пограничного слоя с ее поверхности.

Изменяя величину и расположение миделевого сечения различных отсеков летательного аппарата, получаем наглядную картину давления на поверхности модели летательного аппарата 10, что позволяет в лабораторных условиях принимать решение о наилучшей конструктивно-компоновочной схеме отсеков летательного аппарата.

Полученная экспериментальная зависимость подтверждает научно-теоретические положения аэродинамики. Это дает возможность в процессе проведения эксперимента на предлагаемой установке визуально наблюдать по батарейному микроманометру 14 картину распределения давления по поверхности летательного аппарата 10. По показаниям уровней жидкости в трубках батарейного микроманометра 14 можно определить и оценить количественное значение давления на поверхности модели летательного аппарата 10.

Claims (1)

1. Установка для исследования распределения давления на поверхности летательного аппарата, содержащая дозвуковую аэродинамическую трубу с державкой в рабочей части, которая оборудована приемником полного давления и приемником статического давления, микроманометром, причем приемник полного давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы перпендикулярно встречному потоку воздуха и соединен резиновой трубкой с бачком микроманометра, приемник статического давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы параллельно набегающему потоку воздуха и соединен при помощи резиновой трубки со стеклянной отсчетной трубкой микроманометра, модель летательного аппарата, укрепленную на державке, которая жестко закреплена к основанию установки, отличающаяся тем, что в боковой поверхности модели летательного аппарата по нормали выполнены дренированные отверстия, в которые жестко закреплены медные трубки, расположенные параллельно внутри поверхности модели летательного аппарата от носа к донной части, в установку введены микроманометры по числу медных трубок, объединенные в батарейный микроманометр, причем каждый микроманометр соединен с соответствующей медной трубкой посредством воздушного патрубка.

Images