RU2477460C1 - Method of defining factors of aerodynamic forces and moments at steady-state rotation of aircraft model and device to this end - Google Patents

Method of defining factors of aerodynamic forces and moments at steady-state rotation of aircraft model and device to this end Download PDF

Info

Publication number
RU2477460C1
RU2477460C1 RU2011129089/28A RU2011129089A RU2477460C1 RU 2477460 C1 RU2477460 C1 RU 2477460C1 RU 2011129089/28 A RU2011129089/28 A RU 2011129089/28A RU 2011129089 A RU2011129089 A RU 2011129089A RU 2477460 C1 RU2477460 C1 RU 2477460C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
model
angle
moments
holder
rotation
Prior art date
Application number
RU2011129089/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Александрович Виноградов
Анатолий Николаевич Жук
Константин Анатольевич Колинько
Александр Николаевич Храбров
Михаил Гиршевич Гоман
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority to RU2011129089/28A priority Critical patent/RU2477460C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2477460C1 publication Critical patent/RU2477460C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: proposed method is based on steady-state rotation of aircraft model relative to axis inclined to velocity vector and harmonic variation of the angle of attack and gliding with respect to their settings. Proposed device comprises platform to turn relative to velocity vector due to wind tunnel wheel turn, post secured thereon and including bearing assembly arranged at its top part and provided with the holder turn transducer and multichannel current collector fitted in the post bearing assembly and provided with sliding terminals to rotate therein and furnished with chain transmission driven sprocket arranged at its tail part and fitted on drive shaft, and equipped with model installation assembly with in-model strain-gage weigher at its front end. This device allows mounting the model at definite angle to holder in the range of 0-20 degrees. It comprises the drive composed of electric motor with remote control of rpm, flywheel and reduction gearbox.
EFFECT: expanded experimenting performances.
2 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов.The invention relates to experimental aerodynamics of aircraft.

При моделировании динамики движения летательного аппарата описание аэродинамических сил и моментов строится на основе экспериментальных данных, получаемых в аэродинамических трубах. Используются различные известные экспериментальные методы статических и динамических испытаний, целью которых является наиболее полная реализация характерных форм пространственного движения модели летательного аппарата и измерение соответствующих им изменений аэродинамических нагрузок.When modeling the dynamics of the movement of an aircraft, a description of the aerodynamic forces and moments is based on experimental data obtained in wind tunnels. Various well-known experimental methods of static and dynamic tests are used, the purpose of which is the most complete implementation of the characteristic forms of spatial motion of the aircraft model and the measurement of the corresponding changes in aerodynamic loads.

Известен и широко используется метод вынужденных малых колебаний относительно одной из трех связанных осей модели летательного аппарата Ox, Oy, Oz.The method of forced small vibrations with respect to one of the three connected axes of the aircraft model Ox, Oy, Oz is known and widely used.

При колебаниях, например, относительно оси Oz модель летательного аппарата в аэродинамической трубе отклоняют на установочные углы атаки α0 и скольжения β0, с помощью двигателя реализуют угловые гармонические колебания модели по углу атаки α(t)=α0+Аαsinωt при неподвижном центре масс с заданными величинами амплитуды Аα и частоты ω, во время колебаний измеряют и регистрируют временные зависимости инерционных сил Y0(t) и моментов М0(t), действующих на модель без потока аэродинамической трубы, затем включают поток и при заданной величине скорости V потока аналогичным образом измеряют и регистрируют временные зависимости суммарных инерционных и аэродинамических сил и моментов, действующих на модель в потоке, вычисляют амплитуды первых гармоник a 1Y, b1Y, a 1Mz, b1Mz разложений в ряд Фурье зависимостей Y(t), Mz(t):During oscillations, for example, with respect to the Oz axis, the model of the aircraft in the wind tunnel is deflected by the installation angles of attack α 0 and slip β 0 , and the engine implements angular harmonic oscillations of the model in terms of the angle of attack α (t) = α 0 + А α sinωt the center of mass with the given values of the amplitude A α and frequency ω, during the oscillations, the time dependences of the inertial forces Y 0 (t) and moments M 0 (t) acting on the model without the flow of the wind tunnel are measured and recorded, then the flow is also turned on for a given value soon The V stream fluxes similarly measure and record the time dependences of the total inertial and aerodynamic forces and moments acting on the model in the flow, calculate the amplitudes of the first harmonics a 1Y , b 1Y , a 1Mz , b 1Mz of the Fourier series expansion of the dependences Y (t), M z (t):

Y(t)=b0Y+a 1Ysinωt+b1Ycosωt+высшие гармоники;Y (t) = b 0Y + a 1Y sinωt + b 1Y cosωt + higher harmonics;

Figure 00000001
;
Figure 00000001
;

а также аналогичные амплитуды первых гармоник зависимостей Y0(t), Mz0(t), по полученным значениям амплитуд первых гармоник исключают инерционные нагрузки на модель, вычисляют комплексы нестационарных и вращательных производных

Figure 00000002
,
Figure 00000003
, комплексы статических и нестационарных производных
Figure 00000004
,
Figure 00000005
коэффициентов аэродинамических сил и моментов. Аналогичным образом проводят эксперимент в аэродинамической трубе и вычисляют комплексы нестационарных и вращательных производных
Figure 00000006
,
Figure 00000007
,
Figure 00000008
,
Figure 00000009
, и комплексы статических и нестационарных производных
Figure 00000010
,
Figure 00000011
,
Figure 00000012
,
Figure 00000013
при малых гармонических колебаниях относительно других связанных осей модели самолета Ox, Oy. (См. С.М.Белоцерковский, Б.К.Скрипач, В.Г.Табачников. Крыло в нестационарном потоке газа. Стр.194-196. Изд-во: "Наука". Главная редакция физико-математической литературы. Москва. 1971. Г.С.Бюшгенс, Р.В.Студнев. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. Стр.31-34. Москва "Машиностроение", 1979.)as well as similar amplitudes of the first harmonics of the dependencies Y 0 (t), M z0 (t), from the obtained values of the amplitudes of the first harmonics exclude inertial loads on the model, calculate the complexes of non-stationary and rotational derivatives
Figure 00000002
,
Figure 00000003
, complexes of static and non-stationary derivatives
Figure 00000004
,
Figure 00000005
coefficients of aerodynamic forces and moments. Similarly, conduct an experiment in a wind tunnel and calculate the complexes of non-stationary and rotational derivatives
Figure 00000006
,
Figure 00000007
,
Figure 00000008
,
Figure 00000009
, and complexes of static and non-stationary derivatives
Figure 00000010
,
Figure 00000011
,
Figure 00000012
,
Figure 00000013
at small harmonic oscillations relative to other coupled axes of the model airplane Ox, Oy. (See S.M.Belotserkovsky, B.K. Skripach, V.G. Tabachnikov. Wing in an unsteady gas flow. Pages 194-196. Publishing house: "Science". Main edition of the physics and mathematics literature. Moscow. 1971. G.S.Byushgens, R.V.Studnev. Aerodynamics of an airplane. Dynamics of longitudinal and lateral movement. Pages 31-34. Moscow "Engineering", 1979.)

При вынужденных колебаниях, когда центр масс модели фиксирован, между изменениями углов атаки α, скольжения β и проекциями угловых скоростей существует определенная кинематическая взаимосвязь:In forced oscillations, when the center of mass of the model is fixed, there is a certain kinematic relationship between changes in the angle of attack α, slip β, and projections of angular velocities:

Figure 00000014
Figure 00000014

При вынужденных колебаниях с малыми амплитудами предполагают, что нестационарная аэродинамическая реакция пропорциональна параметрам возмущенного движения, к которым относятся безразмерные величины скорости изменения углов атаки и скольжения (

Figure 00000015
,
Figure 00000016
, ba - средняя аэродинамическая хорда, l - размах крыла, V - скорость потока воздуха), значения проекций угловых скоростей (
Figure 00000017
,
Figure 00000018
,
Figure 00000019
), то в результате гармонического разложения измеренных в эксперименте аэродинамических нагрузок соответственно относительно связанных с моделью летательного аппарата осей для заданных установочных значений угла атаки α0, угла скольжения β0 и малых амплитуд колебаний по α, β, углу крена γ и заданной безразмерной частоты колебаний
Figure 00000020
(ω - угловая частота колебаний) можно в силу соотношений (1) получить только комплексы вращательных и нестационарных производных аэродинамических коэффициентов:In forced oscillations with small amplitudes, it is assumed that the unsteady aerodynamic reaction is proportional to the parameters of the perturbed motion, which include dimensionless values of the rate of change of the angle of attack and slip (
Figure 00000015
,
Figure 00000016
, b a - average aerodynamic chord, l - wing span, V - air flow velocity), values of projections of angular velocities (
Figure 00000017
,
Figure 00000018
,
Figure 00000019
), then as a result of the harmonious decomposition of the aerodynamic loads measured in the experiment, respectively, relative to the axes associated with the aircraft model for the given setting values of the angle of attack α 0 , sliding angle β 0 and small vibration amplitudes along α, β, roll angle γ and a given dimensionless vibration frequency
Figure 00000020
(ω is the angular frequency of oscillations), by virtue of relations (1), we can only obtain complexes of rotational and non-stationary derivatives of aerodynamic coefficients:

Figure 00000021
Figure 00000021

где ci=cy, cz, mx, my, mz. Эти соотношения упрощаются, если испытания проводятся при нулевом значении угла скольжения β0=0.where c i = c y , c z , m x , m y , m z . These relations are simplified if the tests are carried out at a zero value of the slip angle β 0 = 0.

Основным недостатком указанного способа является то, что он позволяет определить лишь комплексы производных при различных значениях установочного угла атаки α=α0, частоты колебаний ω и амплитуд колебаний угла атаки Aα, угла скольжения Aβ, угла крена Aγ и не позволяет разделить слагаемые этих комплексов, которые требуются для решения задач динамики полета.The main disadvantage of this method is that it allows you to determine only the complexes of derivatives for various values of the installation angle of attack α = α 0 , the oscillation frequency ω and the oscillation amplitude of the angle of attack A α , sliding angle A β , roll angle A γ and does not allow to separate terms of these complexes, which are required for solving problems of flight dynamics.

Известно также устройство для экспериментального определения комплексов вращательных и нестационарных производных, содержащее испытываемую модель, двигатель, кривошип, шатун, вал, измеритель сил и моментов, действующих на модель, датчик угла атаки. Изменение частоты колебаний ω регулируется скоростью вращения вала двигателя, а значение амплитуды угловых колебаний модели - радиусом кривошипа (С.М.Белоцерковский, Б.К.Скрипач, В.Г.Табачников. Крыло в нестационарном потоке газа. Стр.194. Изд-во: "Наука". Главная редакция физико-математической литературы. Москва, 1971). Устройство работает следующим образом. Модель, жестко закрепленную на валу, отклоняют на заданный установочный угол атаки α=α0 и фиксируют в этом положении. Включают двигатель, с помощью кривошипно-шатунного механизма вращение вала двигателя преобразуется в угловые колебания модели с круговой частотой ω и амплитудой Аα. Измеряют силы и моменты, действующие на модель без потока, включают поток и снова измеряют силы и моменты. Разность значений сил и моментов, полученных в потоке и без потока, дает значения аэродинамических сил и моментов, действующих на модель. После обработки аэродинамических сил и моментов получают комплексы вращательных и нестационарных производных. Далее изменяют установочный угол атаки модели на заданную величину и снова вычисляют указанные комплексы производных. При необходимости испытания повторяются при других заданных значениях частоты ω и амплитуды Аα колебаний модели. Рассмотренное устройство обеспечивает одинаковые значения угловой скорости тангажа и скорости изменения угла атаки,

Figure 00000022
, и также не позволяет раздельно получить значения вращательных и нестационарных производных.There is also known a device for the experimental determination of complexes of rotational and non-stationary derivatives, containing the tested model, engine, crank, connecting rod, shaft, measuring force and moment acting on the model, the angle of attack sensor. The change in the oscillation frequency ω is governed by the rotation speed of the motor shaft, and the amplitude value of the angular oscillations of the model is controlled by the radius of the crank (S.M. Belotserkovsky, B.K. Skripach, V.G. Tabachnikov. Wing in an unsteady gas flow. Page 194. in: "Science". The main edition of the physical and mathematical literature. Moscow, 1971). The device operates as follows. The model, rigidly mounted on the shaft, is deflected by a given installation angle of attack α = α 0 and fixed in this position. The engine is turned on, with the help of a crank mechanism, the rotation of the motor shaft is converted into angular oscillations of the model with a circular frequency ω and amplitude A α . The forces and moments acting on the model without flow are measured, the flow is switched on and the forces and moments are measured again. The difference in the values of forces and moments obtained in the flow and without flow gives the values of the aerodynamic forces and moments acting on the model. After processing the aerodynamic forces and moments, complexes of rotational and non-stationary derivatives are obtained. Next, the installation angle of attack of the model is changed by a predetermined value and the indicated complexes of derivatives are calculated again. If necessary, the tests are repeated at other specified values of the frequency ω and amplitude A α of the model oscillations. The considered device provides the same values of the angular pitch velocity and the rate of change of the angle of attack,
Figure 00000022
, and also does not allow to separately obtain the values of rotational and non-stationary derivatives.

Использование нестационарных и вращательных производных, получаемых методом малых вынужденных колебаний в виде комплексов (2), наиболее уместно для моделирования динамики полета летательного аппарата по почти прямолинейным траекториям, когда средняя величина угловой скорости мала, а радиус кривизны траектории достаточно велик.The use of unsteady and rotational derivatives obtained by the method of small forced vibrations in the form of complexes (2) is most appropriate for modeling the dynamics of the flight of an aircraft along almost straight paths, when the average angular velocity is small and the radius of curvature of the path is large enough.

Выход летательного аппарата на большие углы атаки и потеря скорости полета могут привести при пространственном движении к значительному влиянию угловой скорости вращения на характер обтекания и величины аэродинамических сил и моментов. Мерой этого влияния может служить величина безразмерной угловой скорости в скоростной системе координат

Figure 00000023
, которая при штопоре может достигать значений
Figure 00000024
, в то время как на виражах и пологих спиралях, а также при вращениях по крену на больших скоростях полета она существенно меньше
Figure 00000025
Figure 00000026
. Для описания аэродинамических сил и моментов в режимах штопора в качестве невозмущенных их значений используются данные, получаемые методом установившегося вращения. Величина безразмерной угловой скорости
Figure 00000027
является дополнительным параметром, от которого коэффициенты аэродинамических сил и моментов могут зависеть нелинейным образом. Полученные в аэродинамических трубах на установках вынужденных колебаний и установившихся вращений зависимости безразмерных коэффициентов аэродинамических сил и моментов от величин углов атаки, скольжения, а также безразмерной угловой скорости вращения дают возможность удовлетворительно рассчитывать установившиеся параметры штопора.The exit of the aircraft to large angles of attack and the loss of flight speed during spatial motion can lead to a significant effect of the angular velocity of rotation on the nature of the flow and the magnitude of aerodynamic forces and moments. A measure of this influence can be the dimensionless angular velocity in the velocity coordinate system
Figure 00000023
which, when corkscrew, can reach values
Figure 00000024
while on bends and gentle spirals, as well as during roll rotations at high flight speeds, it is significantly less
Figure 00000025
Figure 00000026
. To describe the aerodynamic forces and moments in the corkscrew modes, the data obtained by the steady-state rotation method are used as their unperturbed values. Dimensionless angular velocity
Figure 00000027
is an additional parameter on which the coefficients of aerodynamic forces and moments can depend nonlinearly. The dependences of dimensionless coefficients of aerodynamic forces and moments on the values of the angles of attack, slip, and also the dimensionless angular velocity of rotation obtained in wind tunnels at the installations of forced oscillations and steady rotations make it possible to satisfactorily calculate the steady-state parameters of the corkscrew.

В качестве прототипа взят способ определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов при установившемся вращении модели летательного аппарата с постоянной угловой скоростью относительно оси, параллельной вектору скорости воздушного потока аэродинамической трубы (так называемое коническое вращение, при котором углы атаки и скольжения остаются постоянными) (Долженко Н.Н. Устранение погрешностей в коэффициентах аэродинамических сил и моментов, полученных методом установившегося вращения // Ученые записки ЦАГИ. - 1987. Т.XVIII, №1). Способ основан на том, что модель с помощью механизма изменения углов атаки и скольжения устанавливают на заданные углы α0 и β0 и помещают в специальный барабан для того, чтобы при вращении ее без потока получить значения инерционных сил и моментов без влияния на них присоединенных масс воздуха. С помощью электродвигателя реализуют вращение модели с заданной постоянной безразмерной угловой скоростью

Figure 00000028
. При установившемся вращении модели без потока тензометрическими весами измеряют и регистрируют реализуемые в эксперименте временные зависимости инерционных и центробежных сил Y0(t), Z0(t) и моментов Mx0(t), My0(t), Мz0(t) в связанной системе координат. Затем барабан снимают с модели самолета, включают поток и при скорости потока воздуха V в аэродинамической трубе измеряют и регистрируют временные зависимости суммарных центробежных, инерционных и аэродинамических сил Y(t), Z(t) и моментов Mx(t), My(t) Mz(t), действующих на модель в потоке. По разности значений сил и моментов, полученных в потоке и без потока, рассчитывают значения аэродинамических сил и моментов, действующих на модель.As a prototype, a method for determining the coefficients of aerodynamic forces and moments during a steady rotation of an aircraft model with a constant angular velocity relative to an axis parallel to the wind velocity vector of the wind tunnel (the so-called conical rotation, at which the angles of attack and slip remain constant) is taken (N. Dolzhenko) H. Elimination of errors in the coefficients of aerodynamic forces and moments obtained by the method of steady rotation // Uchenye zapiski TsAGI. - 1987. T.XVIII, No. 1). The method is based on the fact that the model, using the mechanism of changing the angle of attack and slip, is set to the given angles α 0 and β 0 and placed in a special drum in order to obtain the values of inertial forces and moments without affecting the attached masses when rotating it without flow air. Using an electric motor, the model is rotated with a given constant dimensionless angular velocity
Figure 00000028
. With a steady rotation of the model without flow, tensometric weights measure and record the temporal dependences of the inertial and centrifugal forces Y 0 (t), Z 0 (t) and moments M x0 (t), M y0 (t), M z0 (t) realized in the experiment in a linked coordinate system. Then the drum is removed from the airplane model, the flow is turned on, and at the air flow velocity V in the wind tunnel, the time dependences of the total centrifugal, inertial and aerodynamic forces Y (t), Z (t) and moments M x (t), M y ( t) M z (t) acting on the model in the stream. From the difference in the values of forces and moments obtained in the flow and without flow, the values of the aerodynamic forces and moments acting on the model are calculated.

В результате обработки результатов эксперимента получают зависимости безразмерных коэффициентов аэродинамических сил и моментов cx, cy, cz, mx, my и mz=f(α) при различных значениях β и

Figure 00000029
, которые являются основными параметрами, определяющими аэродинамические характеристики при установившемся вращении модели.As a result of processing the experimental results, we obtain the dependences of the dimensionless coefficients of aerodynamic forces and moments c x , c y , c z , m x , m y and m z = f (α) for various values of β and
Figure 00000029
, which are the main parameters that determine the aerodynamic characteristics of the steady rotation of the model.

С использованием значений безразмерных коэффициентов аэродинамических сил и моментов и безразмерной угловой скорости вычисляют коэффициенты вращательных производных по следующим формулам:Using the values of the dimensionless coefficients of aerodynamic forces and moments and dimensionless angular velocity, the coefficients of rotational derivatives are calculated by the following formulas:

Figure 00000030
Figure 00000030

Figure 00000031
,
Figure 00000031
,

где

Figure 00000032
- вращение по часовой стрелки,
Figure 00000033
- вращение против часовой стрелки.Where
Figure 00000032
- clockwise rotation
Figure 00000033
- rotation counterclockwise.

Недостатком рассматриваемого способа установившегося вращения модели с постоянными значениями углов атаки и скольжения (коническое вращение) является то, что он не позволяет определить нестационарные производные коэффициентов аэродинамических сил и моментов, которые необходимы для решения задач динамики.The disadvantage of the considered method of steady rotation of the model with constant values of the angles of attack and slip (conical rotation) is that it does not allow to determine the unsteady derivatives of the coefficients of aerodynamic forces and moments that are necessary to solve the problems of dynamics.

За прототип устройства принят прибор Ш-5, используемый в вертикальной аэродинамической трубе для определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов при установившемся вращении модели летательного аппарата относительно оси, параллельной вектору скорости набегающего потока.The device Sh-5, used in a vertical wind tunnel to determine the coefficients of aerodynamic forces and moments at a steady rotation of the aircraft model relative to an axis parallel to the incident velocity vector, was adopted as a prototype device.

Прибор Ш-5 (Авиация общего назначения. Рекомендации для конструкторов. Под редакцией д.т.н., проф. В.Г.Микеладзе. ЦАГИ, 1996, производственное издание АО "Аэрокон", стр.267-271, И.В.Колин, В.К.Святодух, А.Н.Храбров. Экспериментальная база ЦАГИ по нестационарной аэродинамике. Экспериментальные исследования и математическое моделирование нестационарных аэродинамических характеристик моделей самолетов. Сборник статей, труды ЦАГИ, выпуск 2689, 2010), вид которого изображен на фиг.1 и фиг.2 приложения, состоит из вертикальной башни, выполняющей роль платформы, расположенного на ней кронштейна 1, который имеет возможность по направляющим башни перемещаться вверх и вниз, что позволяет при проведении эксперимента устанавливать модель в рабочей части трубы на необходимой высоте, привода 2 с редуктором 3, главного вертикального вала 4, установленного на кронштейне 1, поперечной штанги 5, на конце которой закреплен механизм изменения углов модели. Этот механизм состоит из вертикальной державки 6, кривошипа 7 с косой осью и устройством для задания приборного угла атаки αпр. На конце кривошипа в подшипниках размещен промежуточный вал 8, к которому крепится державка с тензометрическими весами 9. Державка с тензометрическими весами с помощью устройства 10 крепится к модели. Для регистрации сигналов с тензометрических весов используется токосъемник. На конце поперечной штанги 5 расположен противовес 11.Instrument Sh-5 (General aviation. Recommendations for designers. Edited by Doctor of Technical Sciences, Professor V.G. Mikeladze. TsAGI, 1996, production publication of JSC "Aerocon", pp. 267-271, I.V .Kolin, V.K.Svyatodukh, A.N. Khrabrov, TsAGI Experimental Base for Unsteady Aerodynamics, Experimental Studies and Mathematical Modeling of Unsteady Aerodynamic Characteristics of Aircraft Models, Collection of Articles, TsAGI Works, Issue 2689, 2010), the view of which is shown in FIG. .1 and FIG. 2 of the application, consists of a vertical tower acting as a platform, the bracket 1 located on it, which has the ability to move up and down along the guides of the tower, which allows during the experiment to install the model in the working part of the pipe at the required height, drive 2 with gear 3, the main vertical shaft 4 mounted on the bracket 1, the transverse rod 5, at the end of which a mechanism for changing the model angles is fixed. This mechanism consists of a vertical holder 6, a crank 7 with an oblique axis and a device for setting the instrumental angle of attack α pr At the end of the crank, an intermediate shaft 8 is placed in the bearings, to which a holder with a strain gauge 9 is attached. A holder with a strain gauge with the help of a device 10 is attached to the model. A current collector is used to register signals from a strain gauge balance. At the end of the transverse rod 5 is a counterweight 11.

На фиг.2 приложения приведена конструктивная схема механизма изменения углов в положении, когда углы атаки и скольжения модели равны нулю. Ось ОВ кривошипа направлена под углом 45 градусов к оси ОА главного вала. Ось ОС промежуточного вала расположена под прямым углом к оси ОА для указанного положения механизма. Оси ОА, ОВ, ОС лежат в одной плоскости и пересекаются в точке О на оси главного вала. В этой точке расположен центр весов и условный центр масс модели. Относительно оси ОС промежуточного вала модель поворачивается на угол βпр. Положительным принят поворот по часовой стрелке, если смотреть из центра О вдоль оси ОС. Поворот модели на угол αпр производится относительно оси ОВ кривошипа. Положительным принят поворот по часовой стрелке, если смотреть из центра О вдоль оси ОВ.Figure 2 of the application shows a structural diagram of the mechanism for changing angles in a position when the angles of attack and slip of the model are equal to zero. The axis of the crank OB is directed at an angle of 45 degrees to the axis OA of the main shaft. The axis of the intermediate shaft OS is located at right angles to the axis OA for the specified position of the mechanism. The axes OA, OV, OS lie in the same plane and intersect at point O on the axis of the main shaft. At this point, the center of the balance and the conditional center of mass of the model are located. Relative to the axis of the intermediate shaft OS, the model rotates through an angle β, etc. A positive clockwise rotation is taken when viewed from the center O along the axis of the OS. The model is rotated through an angle α pr relative to the axis of the crank OB. A positive clockwise rotation is taken when viewed from the center O along the axis OB.

Приборные углы αпр и βпр в общем случае не равны истинным углам атаки α и скольжения β. Для перехода от приборных углов αпр, βпр к скоростным и обратно используют их аналитические зависимости.Instrument angles α CR and β CR in the general case are not equal to the true angles of attack α and slip β. To move from the instrument angles α pr , β pr to high-speed and vice versa, their analytical dependencies are used.

Устройство работает следующим образом. Модель летательного аппарата с использованием механизма изменения углов атаки и скольжения устанавливают на заданные углы α0 и β0. Модель летательного аппарата помещают в специальный барабан для того, чтобы при вращении без потока получить значения инерционных сил и моментов без влияния на них присоединенных масс воздуха. Включают привод (электродвигатель), вращение которого с помощью редуктора передается на вертикальный вал и соосно на модель. При установившемся вращении модели без потока с заданной угловой скоростью по направлению часовой или против часовой стрелки

Figure 00000034
тензометрическими весами измеряются реализуемые в эксперименте временные зависимости инерционных сил и моментов. Затем барабан снимают с модели летательного аппарата и включают поток. При скорости потока V и угловой скорости вращения по направлению часовой или против часовой стрелки
Figure 00000035
снова измеряют и регистрируют временные зависимости реализуемых сил и моментов, из которых далее исключают инерционные нагрузки, полученные в эксперименте без потока. По результатам эксперимента вычисляют аэродинамические силы, моменты и вращательные производные с использованием соотношений (3). Изменяют установочный угол атаки α0 на заданную величину и снова вычисляют вращательные производные. При необходимости испытания повторяют при других заданных значениях частот
Figure 00000035
.The device operates as follows. A model of the aircraft using the mechanism for changing the angles of attack and slip is set to the given angles α 0 and β 0 . The model of the aircraft is placed in a special drum in order to obtain the values of inertial forces and moments during rotation without flow without affecting the attached air masses. They include a drive (electric motor), the rotation of which is transmitted to a vertical shaft by means of a gearbox and coaxially to the model. With a steady rotation of the model without flow with a given angular velocity in the clockwise or counterclockwise direction
Figure 00000034
tensometric scales measure the temporal dependences of inertial forces and moments realized in an experiment. Then the drum is removed from the model of the aircraft and turn on the stream. At a flow velocity V and an angular velocity of rotation in the clockwise or counterclockwise direction
Figure 00000035
the time dependences of the realized forces and moments are again measured and recorded, from which the inertial loads obtained in the experiment without flow are further excluded. According to the results of the experiment, aerodynamic forces, moments, and rotational derivatives are calculated using relations (3). The installation angle of attack α 0 is changed by a predetermined value and the rotational derivatives are calculated again. If necessary, the tests are repeated at other specified frequencies
Figure 00000035
.

Прототипы способа и устройства позволяют реализовать вращение модели с постоянной угловой скоростью относительно оси, параллельной вектору скорости набегающего потока, и с использованием данных эксперимента рассчитать безразмерные коэффициенты аэродинамических сил и моментов и коэффициенты вращательных производных. Недостатком прототипов способа и устройства является невозможность с использованием их получить коэффициенты нестационарных производных аэродинамических сил и моментов, которые необходимы для моделирования динамики самолета.The prototypes of the method and device make it possible to realize the rotation of the model with a constant angular velocity relative to the axis parallel to the free-stream velocity vector, and using experiment data to calculate dimensionless aerodynamic forces and moments coefficients and rotational derivatives coefficients. The disadvantage of the prototypes of the method and device is the inability to use them to obtain the coefficients of non-stationary derivatives of the aerodynamic forces and moments that are necessary for modeling the dynamics of the aircraft.

Для моделирования возмущенного движения летательного аппарата в штопоре, когда возникают рассогласования направления вращения и вектора скорости, недостаточно аэродинамических характеристик, получаемых в аэродинамических трубах методом малых вынужденных колебаний и методом установившихся вращений модели относительно оси, параллельной вектору скорости набегающего потока. Неудовлетворительность такого подхода связана с тем, что нестационарные производные получаются при отсутствии установившегося вращения модели. В настоящее время данных о зависимости нестационарных производных от величины угловой скорости установившихся вращений практически нет. Поэтому создание экспериментальной установки установившегося вращения модели самолета в аэродинамической трубе относительно оси, наклоненной к вектору скорости набегающего потока, является актуальной задачей, ибо исследования аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе на такой установке позволит получить важную информацию о нестационарных производных, пригодных для исследования неустановившегося штопора.To simulate the perturbed movement of an aircraft in a tailspin, when there is a mismatch in the direction of rotation and the velocity vector, the aerodynamic characteristics obtained in wind tunnels by the method of small forced vibrations and the method of steady-state rotations of the model relative to an axis parallel to the incident velocity vector are not enough. The unsatisfactory nature of this approach is due to the fact that non-stationary derivatives are obtained in the absence of a steady rotation of the model. At present, there is practically no data on the dependence of unsteady derivatives on the magnitude of the angular velocity of steady rotations. Therefore, the creation of an experimental setup for the steady rotation of an airplane model in a wind tunnel relative to an axis inclined to the incident velocity vector is an urgent task, because studying the aerodynamic characteristics of aircraft models in a wind tunnel using such a setup will provide important information on unsteady derivatives suitable for studying unsteady corkscrew.

Техническим результатом является расширение возможностей экспериментальных исследований в аэродинамических трубах за счет одновременного определения коэффициентов статических аэродинамических сил и моментов cy, cz, mx, my, mz, их производных по углу атаки и скольжения

Figure 00000036
,
Figure 00000037
,
Figure 00000038
,
Figure 00000039
,
Figure 00000040
,
Figure 00000041
,
Figure 00000042
,
Figure 00000043
,
Figure 00000044
,
Figure 00000045
, а также нестационарных производных
Figure 00000046
,
Figure 00000047
,
Figure 00000048
,
Figure 00000049
,
Figure 00000050
,
Figure 00000051
,
Figure 00000052
,
Figure 00000053
,
Figure 00000054
,
Figure 00000055
и комплексов вращательных производных
Figure 00000056
,
Figure 00000057
, где i=x, y, z, в случае малых изменений угла атаки Δα и угла скольжения Δβ относительно их установочных значений α0, β0. При больших изменениях угла атаки и скольжения могут быть получены зависимости аэродинамических сил и моментов по времени, необходимые для построения нелинейных нестационарных математических моделей аэродинамики с учетом влияния отрывного обтекания модели самолета.The technical result is to expand the capabilities of experimental studies in wind tunnels by simultaneously determining the coefficients of static aerodynamic forces and moments c y , c z , m x , m y , m z , their derivatives with respect to the angle of attack and slip
Figure 00000036
,
Figure 00000037
,
Figure 00000038
,
Figure 00000039
,
Figure 00000040
,
Figure 00000041
,
Figure 00000042
,
Figure 00000043
,
Figure 00000044
,
Figure 00000045
as well as non-stationary derivatives
Figure 00000046
,
Figure 00000047
,
Figure 00000048
,
Figure 00000049
,
Figure 00000050
,
Figure 00000051
,
Figure 00000052
,
Figure 00000053
,
Figure 00000054
,
Figure 00000055
and complexes of rotational derivatives
Figure 00000056
,
Figure 00000057
, where i = x, y, z, in the case of small changes in the angle of attack Δα and the slip angle Δβ relative to their setting values α 0 , β 0 . With large changes in the angle of attack and slip, the dependences of the aerodynamic forces and moments in time can be obtained, which are necessary for constructing nonlinear non-stationary mathematical models of aerodynamics, taking into account the influence of separation flow around the airplane model.

Технический результат достигается тем, что в способе определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов при установившемся вращении модели летательного аппарата, заключающемся в том, что испытания проводят как в потоке, так и без потока аэродинамической трубы, модель устанавливают под углом к державке, вращают с постоянной угловой скоростью и измеряют значения сил и моментов, действующих на модель, державку вместе с закрепленной на ней моделью летательного аппарата отклоняют на угол относительно вектора скорости набегающего потока аэродинамической трубы, осуществляют установившееся вращение державки с постоянной угловой скоростью по направлению часовой стрелки, а затем против часовой стрелки, дополнительно измеряют угол поворота державки y=Ωt, где Ω - угловая скорость, t - время, вычисляют параметры движения модели: угол атаки α и угол скольжения β, находят размерные аэродинамические компоненты сил и моментов путем вычитания из экспериментальных данных сил и моментов, полученных в потоке, центробежных и гравитационных составляющих, полученных без потока, приводят к безразмерному виду коэффициенты аэродинамических сил и моментов cy, cz, mx, my, mz и раздельно определяют нестационарные производные

Figure 00000058
,
Figure 00000059
и статические производные
Figure 00000060
,
Figure 00000061
аэродинамических сил и моментов с использованием соотношений:The technical result is achieved by the fact that in the method for determining the coefficients of aerodynamic forces and moments with a steady rotation of the model of the aircraft, which consists in the fact that the tests are carried out both in the flow and without the flow of the wind tunnel, the model is installed at an angle to the holder, rotated with a constant angular speed and measure the values of forces and moments acting on the model, the holder, together with the model of the aircraft fixed on it, is rejected by an angle relative to the velocity vector of the the current of the wind tunnel, carry out the steady rotation of the holder with a constant angular velocity in the clockwise direction, and then counterclockwise, additionally measure the angle of rotation of the holder y = Ωt, where Ω is the angular velocity, t is time, model motion parameters are calculated: angle of attack α and slip angle β, the dimensional aerodynamic components of the forces and moments are found by subtracting from the experimental data the forces and moments obtained in the flow, centrifugal and gravitational components obtained without the flow, the dimensionless coefficients of the aerodynamic forces and moments c y , c z , m x , m y , m z and separately determine the non-stationary derivatives
Figure 00000058
,
Figure 00000059
and static derivatives
Figure 00000060
,
Figure 00000061
aerodynamic forces and moments using the ratios:

Figure 00000062
,
Figure 00000062
,

Figure 00000063
,
Figure 00000063
,

Figure 00000064
,
Figure 00000064
,

Figure 00000065
,
Figure 00000065
,

а также комплексы вращательных производныхas well as complexes of rotational derivatives

Figure 00000066
Figure 00000066

где индекс "+" означает вращение по часовой стрелке, индекс "-" - против часовой стрелки, V∝ - скорость потока в аэродинамической трубе, l - размах крыла летательного аппарата, α0 - среднее значение угла атаки экспериментальной временной зависимости,

Figure 00000067
.
Figure 00000068
- оценки свободного члена,
Figure 00000069
,
Figure 00000070
и
Figure 00000071
,
Figure 00000072
- оценки коэффициентов при косинусе и синусе угла поворота державки в линейном представлении аэродинамических сил и моментовwhere the “+” index means clockwise rotation, the “-” index means counterclockwise, V ∝ is the flow velocity in the wind tunnel, l is the wing span of the aircraft, α 0 is the average angle of attack of the experimental time dependence,
Figure 00000067
.
Figure 00000068
- free member ratings,
Figure 00000069
,
Figure 00000070
and
Figure 00000071
,
Figure 00000072
- estimates of the coefficients with the cosine and sine of the angle of rotation of the holder in a linear representation of the aerodynamic forces and moments

Figure 00000073
.
Figure 00000073
.

Технический результат также достигается тем, что в устройстве для определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов при установившемся вращении модели летательного аппарата, содержащем платформу, закрепляемую в рабочей части аэродинамической трубы, стойку, закрепленную на платформе и содержащую в верхней части подшипниковый узел с датчиком поворота и многоканальным токосъемником со скользящими контактами, державку, установленную с возможностью кругового вращения в подшипниковом узле стойки, снабженную узлом установки модели с внутримодельными тензовесами на ее переднем конце под углом к оси вращения державки, привода, состоящего из электромотора с дистанционно регулируемой частотой оборотов, маховика и редуктора, устройство установлено на поворотном круге аэродинамической трубы, державка имеет в хвостовой части ведомую звездочку цепной передачи, соединенную цепью с натяжителем с ведущей звездочкой, закрепленной на валу привода, и установлена с возможностью поворота под любым углом к вектору скорости набегающего потока, узел установки модели на переднем конце державки выполнен с возможностью отклонения в диапазоне углов θ=0-120°.The technical result is also achieved by the fact that in the device for determining the coefficients of aerodynamic forces and moments at a steady rotation of the aircraft model containing a platform fixed in the working part of the wind tunnel, a rack mounted on the platform and containing in the upper part a bearing assembly with a rotation sensor and multi-channel a current collector with sliding contacts, a holder mounted with the possibility of circular rotation in the bearing unit of the rack, equipped with a mode installation unit whether with intramodel weights at its front end at an angle to the axis of rotation of the holder, the drive, consisting of an electric motor with a remote-controlled speed, a flywheel and a gearbox, the device is mounted on a turntable of a wind tunnel, the holder has a driven chain drive sprocket in the rear part, connected by a chain with a tensioner with a drive sprocket mounted on the drive shaft, and installed with the possibility of rotation at any angle to the velocity vector of the incoming flow, the installation site of the model on the front m toolholder end configured to deviations in the angle range θ = 0-120 °.

На фиг.1 представлена конструктивная схема устройства, реализующего предлагаемый способ определения нестационарных, стационарных и комплексов вращательных производных аэродинамических сил и моментов. На фиг.2 показана кинематика изменения углов атаки и скольжения при вращении державки в предлагаемом устройстве по направлению часовой стрелки.Figure 1 presents a structural diagram of a device that implements the proposed method for determining non-stationary, stationary and complexes of rotational derivatives of aerodynamic forces and moments. Figure 2 shows the kinematics of changes in the angles of attack and slip during rotation of the holder in the proposed device in a clockwise direction.

На фиг.3, 4, 5, 6, 7 представлены результаты экспериментальных исследований статических и нестационарных производных

Figure 00000036
,
Figure 00000046
,
Figure 00000040
,
Figure 00000050
,
Figure 00000053
, полученные при установившихся вращениях с наклонной осью, и для сравнения на этих фигурах представлены результаты экспериментальных исследований статических производных
Figure 00000036
,
Figure 00000040
, а также комплексов вращательных и нестационарных производных
Figure 00000074
,
Figure 00000075
,
Figure 00000076
, полученные традиционным методом вынужденных колебаний с малой амплитудой по тангажу и крену.Figure 3, 4, 5, 6, 7 presents the results of experimental studies of static and non-stationary derivatives
Figure 00000036
,
Figure 00000046
,
Figure 00000040
,
Figure 00000050
,
Figure 00000053
obtained during steady-state rotations with an inclined axis, and for comparison, these figures show the results of experimental studies of static derivatives
Figure 00000036
,
Figure 00000040
, as well as complexes of rotational and non-stationary derivatives
Figure 00000074
,
Figure 00000075
,
Figure 00000076
obtained by the traditional method of forced oscillations with a small amplitude in pitch and roll.

Основными узлами предлагаемого устройства (см. фиг.1) являются: узел установки модели с внутримодельными тензовесами 1, обеспечивающий установку модели с тензометрическими весами под заданным углом относительно круглой державки 2, установленной в подшипниковом узле 3. Подшипниковый узел закреплен на стойке 4. Вращение державки обеспечивается цепным приводом 5 от электромотора 6. На хвостовике державки установлена ведомая звездочка цепной передачи, которая соединена цепью с натяжителем с ведущей звездочкой, закрепленной на валу привода. Привод состоит из электромотора с дистанционно регулируемой частотой оборотов, маховика и редуктора. Стойка 4 закреплена на платформе 7 и содержит в верхней части подшипниковый узел с датчиком поворота и многоканальным токосъемником со скользящими контактами, который используется для передачи измеренных тензовесами сигналов.The main nodes of the proposed device (see Fig. 1) are: a model installation unit with intramodel tens weights 1, which provides installation of a model with strain gauge weights at a given angle with respect to a circular holder 2 installed in the bearing assembly 3. The bearing assembly is mounted on a stand 4. Rotation of the holder it is provided by a chain drive 5 from an electric motor 6. A driven chain sprocket is mounted on the shank of the holder, which is connected by a chain with a tensioner to a drive sprocket mounted on the drive shaft. The drive consists of an electric motor with a remotely controlled speed, a flywheel and a gearbox. The rack 4 is mounted on the platform 7 and contains in the upper part a bearing assembly with a rotation sensor and a multi-channel current collector with sliding contacts, which is used to transmit signals measured by the tensor weights.

Измерение частоты вращения державки осуществляется при помощи специального датчика поворота, насаженного на ось державки. Установка оси вращения модели под углом λ к вектору скорости набегающего потока производится поворотом круга аэродинамической трубы. Конструкция установки позволяет осуществлять вращение модели с угловой скоростью 0.2÷3 оборотов в секунду как по направлению часовой стрелки, так и против нее, при угле установки модели α0=0°÷120° и амплитуде изменения углов атаки и скольжения модели Δα=Δβ=0°÷120°.The holder rotational speed is measured using a special rotation sensor mounted on the axis of the holder. Setting the axis of rotation of the model at an angle λ to the free-stream velocity vector is done by turning the circle of the wind tunnel. The design of the installation allows you to rotate the model with an angular speed of 0.2 ÷ 3 revolutions per second both clockwise and against it, with the installation angle of the model α 0 = 0 ° ÷ 120 ° and the amplitude of change of the angle of attack and slip of the model Δα = Δβ = 0 ° ÷ 120 °.

Вычисление кинематических параметров движения модели осуществляется с использованием точных соотношенийThe calculation of the kinematic parameters of the model’s motion is carried out using exact relations

Figure 00000077
Figure 00000077

В выражения (4) входят sinγ и cosγ угла поворота державки по крену, которые являются периодическими функциями времени, так как γ=Ωt (Ω - угловая скорость). Отсюда следует, что углы атаки и скольжения модели являются периодическими функциями времени. При γ=0 соотношения (4) преобразуются к более простому видуExpressions (4) include sinγ and cosγ of the angle of rotation of the holder along the roll, which are periodic functions of time, since γ = Ωt (Ω is the angular velocity). It follows that the angles of attack and glide of the model are periodic functions of time. For γ = 0, relations (4) are transformed to a simpler form

tgα=tg(θ+λ),tgα = tg (θ + λ),

sinβ=0,sinβ = 0,

а при γ=π/2and for γ = π / 2

tgα=tgθ,tgα = tgθ,

sinβ=sinλ.sinβ = sinλ.

Кинематика изменения углов атаки и скольжения модели при вращении державки по направлению часовой стрелки наглядно представлена на фиг.2. В верхней части рисунка показана диаграмма изменения углов в плоскости (α,β), в нижней - соответствующие временные зависимости.The kinematics of changes in the angle of attack and sliding of the model when the holder rotates in a clockwise direction is graphically presented in figure 2. The upper part of the figure shows a diagram of the change in angles in the (α, β) plane, and the corresponding time dependences are shown in the lower part.

Таким образом, при установившемся вращении модели относительно оси, наклоненной к вектору скорости набегающего потока, имеет место периодическое изменение углов атаки и скольжения модели с амплитудой, равной углу наклона оси вращения. Причем угол атаки изменяется в фазе с cosγ=cosΩt, а угол скольжения - в фазе с sinΩt. Установившееся вращение при этом происходит с угловыми скоростями:Thus, with the steady rotation of the model relative to the axis inclined to the incident velocity vector, there is a periodic change in the angles of attack and slip of the model with an amplitude equal to the angle of inclination of the axis of rotation. Moreover, the angle of attack changes in phase with cosγ = cosΩt, and the slip angle changes in phase with sinΩt. The steady rotation occurs with angular velocities:

Figure 00000078
Figure 00000078

Линейная математическая модель с использованием аэродинамических производных справедлива лишь при малых нестационарных возмущениях относительно установившегося обтекания, в том числе и при больших углах атаки. При малых углах наклона оси вращения к вектору скорости набегающего потока (когда λ<<1, например, λ=3°=0.0524 рад), обеспечиваются малые нестационарные вариации углов атаки, скольжения и их производных:A linear mathematical model using aerodynamic derivatives is valid only for small unsteady disturbances relative to the steady flow around, including at large angles of attack. For small angles of inclination of the axis of rotation to the incident velocity vector (when λ << 1, for example, λ = 3 ° = 0.0524 rad), small non-stationary variations of the angles of attack, slip and their derivatives are provided:

Figure 00000079
Figure 00000079

При определении аэродинамических компонент нагрузок из зависимостей от времени сил и моментов, действующих на модель в потоке, осуществляется вычитание значений центробежных и гравитационных составляющих сил и моментов, которые реализуются при проведении эксперимента в аэродинамической трубе без потока. Вследствие того, что угловые ускорения

Figure 00000080
,
Figure 00000081
Figure 00000082
при установившемся вращении равны нулю, то и значения инерционных сил и моментов также близки к нулю. Это обстоятельство является очень важным, поскольку с уменьшением величин инерционных сил и моментов уменьшаются и погрешности определения исследуемых аэродинамических характеристикWhen determining the aerodynamic components of loads from the time dependences of the forces and moments acting on the model in the flow, the values of the centrifugal and gravitational components of the forces and moments are subtracted, which are realized during the experiment in a wind tunnel without flow. Due to the fact that angular accelerations
Figure 00000080
,
Figure 00000081
Figure 00000082
with steady rotation are equal to zero, then the values of inertial forces and moments are also close to zero. This circumstance is very important, since with a decrease in the values of inertial forces and moments, the errors in determining the aerodynamic characteristics under study also decrease.

В линейном приближении коэффициенты аэродинамических сил и моментов, реализуемые при установившемся вращении модели, могут быть записаны следующим образом:In a linear approximation, the coefficients of aerodynamic forces and moments, realized at a steady rotation of the model, can be written as follows:

Figure 00000083
Figure 00000083

где ci=cy, cz, mx, my, mz.where c i = c y , c z , m x , m y , m z .

С учетом соотношений (5) и (6) выражения (7) можно представить в видеTaking into account relations (5) and (6), expressions (7) can be represented as

Figure 00000084
Figure 00000084

гдеWhere

Figure 00000085
,
Figure 00000085
,

Figure 00000086
Figure 00000086

Как следует из соотношений (8), безразмерные коэффициенты аэродинамических нагрузок при малых углах наклона λ зависят от времени гармоническим образом. В одном эксперименте при заданном угле атаки α0 (определяется углом установки модели на державке θ) и угловой скорости вращения Ω с помощью метода линейной регрессии может быть найдена постоянная составляющая

Figure 00000087
и коэффициенты при косинусе и синусе угла поворота державки -
Figure 00000088
и
Figure 00000089
. Процедура обработки результатов эксперимента при этом полностью совпадает с обработкой результатов при вынужденных колебаниях с малой амплитудой.As follows from relations (8), dimensionless aerodynamic load coefficients at small tilt angles λ depend on time in a harmonic manner. In one experiment, for a given angle of attack α 0 (determined by the installation angle of the model on the holder θ) and the angular velocity of rotation Ω, a constant component can be found using the linear regression method
Figure 00000087
and the coefficients for the cosine and sine of the angle of rotation of the holder -
Figure 00000088
and
Figure 00000089
. The procedure for processing the experimental results in this case completely coincides with the processing of the results for forced oscillations with a small amplitude.

При проведении эксперимента для нескольких различных значений угловых скоростей Ωk, k=1,…, n можно получить зависимости коэффициентов

Figure 00000090
и
Figure 00000091
от угловой скорости Ω. В соответствии с выражениями (9) эти зависимости должны иметь линейный вид, углы наклона которых определяются искомыми производными
Figure 00000092
и
Figure 00000093
, по крайней мере, для малых углов атаки, при которых значения самих аэродинамических производных не зависят от величины Ω. Таким образом, с помощью эксперимента на данной установке можно найти изолированные значения нестационарных аэродинамических производных по
Figure 00000094
и
Figure 00000095
.When conducting an experiment for several different values of the angular velocities Ω k , k = 1, ..., n, we can obtain the dependences of the coefficients
Figure 00000090
and
Figure 00000091
from the angular velocity Ω. In accordance with expressions (9), these dependences should have a linear form, the tilt angles of which are determined by the desired derivatives
Figure 00000092
and
Figure 00000093
at least for small angles of attack, at which the values of the aerodynamic derivatives themselves do not depend on the value of Ω. Thus, using the experiment at this facility, one can find isolated values of unsteady aerodynamic derivatives with respect to
Figure 00000094
and
Figure 00000095
.

В простейшем случае проводят два эксперимента при вращении модели с одной и той же угловой скоростью, но с разными направлениями вращения Ω+=+Ω, и Ω-=-Ω. В этом случае в соответствии с двумя последними уравнениями выражений (9) имеем:In the simplest case, two experiments are performed when the model rotates with the same angular velocity, but with different directions of rotation Ω + = + Ω, and Ω - = -Ω. In this case, in accordance with the last two equations of expressions (9), we have:

Figure 00000096
Figure 00000096

По этим формулам оценки стационарных и нестационарных аэродинамических производных могут быть получены и для случаев, при которых их величины зависят от частоты колебаний, что имеет место на больших углах атаки. Это обусловлено тем, что частота изменения углов атаки и скольжения в обоих экспериментах (вращение по и против часовой стрелки) здесь одинакова.According to these formulas, estimates of stationary and non-stationary aerodynamic derivatives can also be obtained for cases in which their values depend on the frequency of oscillations, which takes place at large angles of attack. This is due to the fact that the frequency of change of the angle of attack and slip in both experiments (clockwise and counterclockwise rotation) is the same here.

Отметим, что если угол наклона оси вращения модели самолета равен нулю (λ=0), то прототип полностью совпадает с предлагаемым способом определения коэффициентов аэродинамических характеристик, то есть является его частным случаем.Note that if the angle of inclination of the axis of rotation of the aircraft model is zero (λ = 0), then the prototype fully coincides with the proposed method for determining the aerodynamic characteristics coefficients, that is, it is a special case of it.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. Модель летательного аппарата с помощью узла установки модели 1 устанавливают на угол θ относительно державки 2, а саму державку 2 вместе с закрепленной на ней моделью летательного аппарата отклоняют на угол λ относительно вектора скорости набегающего потока кругом аэродинамической трубы. Модель летательного аппарата помещают в специальный барабан, с помощью привода и цепной передачи при нулевой скорости потока (V∝=0) в аэродинамической трубе реализуют установившееся вращение державки 2 с постоянной угловой скоростью Ω по направлению часовой стрелки, измеряют и регистрируют угол поворота державки γ=Ωt, а также внутримодельными тензометрическими весами измеряют и регистрируют суммарные временные зависимости центробежных и периодических значений гравитационных составляющих сил Y0(t), Z0(t) и моментов Mx0(t), My0(t), Mz0(t), действующих на модель. Затем барабан снимают с модели летательного аппарата и включают поток. При скорости потока V и угловой скорости

Figure 00000097
снова измеряют и регистрируют временные зависимости реализуемых сил и моментов, из которых далее вычитают инерционные, гравитационные и центробежные нагрузки, полученные в эксперименте без потока. По результатам эксперимента вычисляют аэродинамические силы, моменты и вращательные производные с использованием соотношений (8) и (9). Выше приведенную процедуру с потоком и без потока повторяют для угловой скорости вращения против часовой стрелки Изменяют установочный угол атаки α0 на заданную величину и снова повторяют процедуру эксперимента без потока и с потоком с вращением модели относительно оси по направлению часовой стрелки и против часовой стрелки. С использованием результатов расчетов, полученных по формулам (8) и (9), по соотношениям (10) рассчитывают статические и нестационарные производные аэродинамических сил и моментов.The proposed device operates as follows. The model of the aircraft using the installation site of model 1 is set at an angle θ relative to the holder 2, and the holder 2 together with the model of the aircraft fixed on it are rejected at an angle λ relative to the velocity vector of the incoming flow around the wind tunnel. The model of the aircraft is placed in a special drum, with the help of a drive and a chain transmission at zero flow velocity (V ∝ = 0), a steady rotation of the holder 2 with a constant angular velocity Ω in the clockwise direction is realized in the wind tunnel, the angle of rotation of the holder γ = is measured and recorded Ωt, as well as with intramodel tensometric scales, measure and record the total time dependences of the centrifugal and periodic values of the gravitational components of the forces Y 0 (t), Z 0 (t) and moments M x0 (t), M y0 (t), M z0 (t) day vuyuschih on the model. Then the drum is removed from the model of the aircraft and turn on the stream. At a flow velocity V and an angular velocity
Figure 00000097
the time dependences of the realized forces and moments are again measured and recorded, from which the inertial, gravitational, and centrifugal loads obtained in the experiment without flow are then subtracted. According to the results of the experiment, aerodynamic forces, moments, and rotational derivatives are calculated using relations (8) and (9). The above procedure with flow and without flow is repeated for the angular rotation speed counterclockwise. The set angle of attack α 0 is changed by a predetermined value and the experiment procedure is repeated again without flow and with flow with rotation of the model clockwise and counterclockwise around the axis. Using the results of calculations obtained by formulas (8) and (9), using the relations (10), static and non-stationary derivatives of aerodynamic forces and moments are calculated.

Предлагаемые способ и устройство позволяют реализовать вращение модели с постоянной угловой скоростью относительно оси, наклоненной к вектору скорости набегающего потока и с использованием данных эксперимента одновременно рассчитать безразмерные коэффициенты статических аэродинамических сил и моментов cx, cz, mx, my, mz, их производных по углу атаки и скольжения

Figure 00000098
,
Figure 00000037
,
Figure 00000038
,
Figure 00000039
,
Figure 00000040
,
Figure 00000041
,
Figure 00000042
,
Figure 00000043
,
Figure 00000044
,
Figure 00000045
, а также нестационарных производных
Figure 00000046
,
Figure 00000047
,
Figure 00000099
,
Figure 00000049
,
Figure 00000050
,
Figure 00000051
,
Figure 00000052
,
Figure 00000053
,
Figure 00000054
,
Figure 00000100
и комплексов вращательных производных
Figure 00000056
,
Figure 00000057
, где i=x, y, z, в случае малых изменений угла атаки Δα и угла скольжения Δβ относительно их установочных значений α0, β0.The proposed method and device allows to implement the rotation of the model with a constant angular velocity relative to the axis inclined to the velocity vector of the incoming flow and using experimental data to simultaneously calculate the dimensionless coefficients of static aerodynamic forces and moments c x , c z , m x , m y , m z , their derivatives with respect to angle of attack and slip
Figure 00000098
,
Figure 00000037
,
Figure 00000038
,
Figure 00000039
,
Figure 00000040
,
Figure 00000041
,
Figure 00000042
,
Figure 00000043
,
Figure 00000044
,
Figure 00000045
as well as non-stationary derivatives
Figure 00000046
,
Figure 00000047
,
Figure 00000099
,
Figure 00000049
,
Figure 00000050
,
Figure 00000051
,
Figure 00000052
,
Figure 00000053
,
Figure 00000054
,
Figure 00000100
and complexes of rotational derivatives
Figure 00000056
,
Figure 00000057
, where i = x, y, z, in the case of small changes in the angle of attack Δα and the slip angle Δβ relative to their setting values α 0 , β 0 .

Для апробации предложенного метода и его реализации были проведены экспериментальные исследования в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей модели треугольного крыла стреловидностью 70° по передней кромке. Средняя аэродинамическая хорда крыла составляла ba=0.494 м, размах - l=0.540 м. Проводились эксперименты на реализованной установке установившихся вращений по и против часовой стрелки с разными угловыми скоростями Ω=2πf (f=0.5,1.0 и 1.5 Гц) при различных установочных углах атаки в диапазоне α0=0÷60°. Угол наклона оси вращения к вектору скорости набегающего потока составлял λ=5°. Скорость потока в аэродинамической трубе составляла V∝=30 м/с.To test the proposed method and its implementation, experimental studies were conducted in a wind tunnel of low subsonic speeds of the model of a triangular wing with a sweep of 70 ° along the leading edge. The average aerodynamic chord of the wing was b a = 0.494 m, its span was l = 0.540 m. Experiments were carried out on a realized installation of steady rotations clockwise and counterclockwise with different angular velocities Ω = 2πf (f = 0.5.1.0 and 1.5 Hz) at various installation angles of attack in the range α 0 = 0 ÷ 60 °. The angle of inclination of the axis of rotation to the incident velocity vector was λ = 5 °. The flow velocity in the wind tunnel was V ∝ = 30 m / s.

Проводилось сравнение полученных результатов с комплексами нестационарных и вращательных производных, полученных при стандартном динамическом эксперименте на установке вынужденных колебаний с малой амплитудой. Эти эксперименты выполнялись в той же аэродинамической трубе при тех же условиях (амплитуда колебаний 5°, частоты колебаний f=0,5, 1,0 и 1,5 Гц) для той же модели. Разница между экспериментами заключалась в том, что вынужденные колебания проводились на хвостовой державке, тогда как при установившихся вращениях использовалась верхняя державка. Для преодоления этого различия вынужденные колебания проводились на хвостовой державке с имитацией верхней державки. Имитатор закреплялся на хвостовой державке так, что тензовесы воспринимали только аэродинамические нагрузки, действующие на крыло.The results were compared with complexes of non-stationary and rotational derivatives obtained in a standard dynamic experiment on a setup of forced oscillations with a small amplitude. These experiments were performed in the same wind tunnel under the same conditions (vibration amplitude 5 °, vibration frequencies f = 0.5, 1.0, and 1.5 Hz) for the same model. The difference between the experiments was that the forced oscillations were carried out on the tail holder, while the upper holder was used for steady-state rotations. To overcome this difference, forced vibrations were carried out on the tail holder with imitation of the upper holder. The simulator was mounted on the tail holder so that the tensile weights perceived only the aerodynamic loads acting on the wing.

На фиг.3 представлены результаты экспериментального исследования для аэродинамической производной в фазе с углом атаки

Figure 00000101
, полученные методом вынужденных колебаний с малой амплитудой по тангажу (верхний рисунок). В нижней части фигуры показана та же производная, полученная по результатам испытаний при установившихся вращениях с наклонной осью. Там же представлен вид в плане использованной аэродинамической модели треугольного крыла. На графиках указаны значения безразмерной частоты колебаний
Figure 00000102
, при которых получены эти результаты. Маркером в виде квадрата обозначена частота
Figure 00000103
, маркером в виде треугольника - частота
Figure 00000104
, маркером в виде кружка - частота
Figure 00000105
.Figure 3 presents the results of an experimental study for the aerodynamic derivative in phase with an angle of attack
Figure 00000101
obtained by the method of forced oscillations with a small pitch amplitude (upper figure). At the bottom of the figure, the same derivative is shown, obtained according to the test results with steady rotation with an inclined axis. It also presents a plan view of the used aerodynamic model of the triangular wing. The graphs show the values of the dimensionless vibration frequency
Figure 00000102
at which these results are obtained. Frequency Marker
Figure 00000103
, a marker in the form of a triangle - frequency
Figure 00000104
, circle marker - frequency
Figure 00000105
.

Видно, что данные, полученные на различных экспериментальных установках, весьма схожи между собой. Следует отметить, что в обоих случаях на больших углах атаки прослеживается некоторая зависимость данной производной от частоты изменения угла атаки.It can be seen that the data obtained at various experimental facilities are very similar to each other. It should be noted that in both cases, at large angles of attack, there is a certain dependence of this derivative on the frequency of change of the angle of attack.

В верхней части фиг.4 показаны результаты для комплекса производных в фазе с угловой скоростью

Figure 00000106
, полученного при тех же вынужденных колебаниях с малой амплитудой по тангажу. Пунктирной линией показаны результаты расчета этого комплекса производных с использованием метода дискретных вихрей на безотрывных режимах обтекания. В нижней части этого же рисунка показана изолированная аэродинамическая производная
Figure 00000107
, полученная при установившихся вращениях модели относительно оси, наклоненной к вектору скорости набегающего потока. Анализ этих результатов для нестационарных аэродинамических производных показывает, что существенные нелинейные изменения комплекса аэродинамических производных
Figure 00000108
, происходящие на больших углах атаки, где наблюдается разрушение вихрей, сходящих с передних кромок данного крыла, обусловлены в первую очередь нелинейными зависимостями в нестационарной аэродинамической производной
Figure 00000109
. На фиг.5 и 6 аналогичные результаты приводятся для другой компоненты аэродинамической нагрузки - момента тангажа. На первом из этих рисунков показаны результаты для производных
Figure 00000040
, на втором - сравнение результатов для производных
Figure 00000110
и
Figure 00000111
. В качественном отношении результаты для момента тангажа повторяют особенности, полученные для коэффициента подъемной силы.The upper part of FIG. 4 shows the results for a complex of derivatives in phase with an angular velocity
Figure 00000106
obtained with the same forced oscillations with a small pitch amplitude. The dashed line shows the results of calculating this complex of derivatives using the discrete vortex method in continuous flow regimes. The lower part of the same figure shows an isolated aerodynamic derivative
Figure 00000107
obtained with steady-state rotations of the model relative to an axis inclined to the incident velocity vector. An analysis of these results for non-stationary aerodynamic derivatives shows that significant non-linear changes in the complex of aerodynamic derivatives
Figure 00000108
occurring at large angles of attack, where the destruction of vortices descending from the leading edges of a given wing is observed, is primarily due to nonlinear dependences in the unsteady aerodynamic derivative
Figure 00000109
. In figures 5 and 6, similar results are given for another component of the aerodynamic load - the pitch moment. The first of these figures shows the results for derivatives.
Figure 00000040
, on the second - a comparison of the results for derivatives
Figure 00000110
and
Figure 00000111
. Qualitatively, the results for the pitch moment repeat the features obtained for the lift coefficient.

На фиг.7 показан комплекс производных

Figure 00000112
, полученный в традиционном эксперименте при вынужденных колебаниях с малой амплитудой по крену в сравнении с производной
Figure 00000113
, полученной при обработке результатов испытаний методом установившегося вращениях вокруг оси, наклоненной к вектору скорости набегающего потока. Безразмерные частоты колебаний
Figure 00000097
были также одинаковыми в обоих экспериментах и составляли
Figure 00000114
(маркер в виде квадрата),
Figure 00000115
(маркер в виде треугольника),
Figure 00000116
(маркер в виде кружка), а амплитуда колебаний при вынужденных колебаниях составляла Δγ=3°, тогда как угол наклона оси при установившемся вращении был равен λ=5°. И в этом случае сравнение результатов приводит к тем же выводам, что и для продольных колебаний.7 shows a complex of derivatives
Figure 00000112
obtained in a traditional experiment with forced oscillations with a small roll amplitude in comparison with the derivative
Figure 00000113
obtained by processing the test results by the method of steady rotation around an axis inclined to the incident velocity vector. Dimensionless oscillation frequencies
Figure 00000097
were also the same in both experiments and amounted
Figure 00000114
(square marker)
Figure 00000115
(triangle marker),
Figure 00000116
(a marker in the form of a circle), and the amplitude of oscillations during forced oscillations was Δγ = 3 °, while the angle of inclination of the axis with steady rotation was λ = 5 °. And in this case, a comparison of the results leads to the same conclusions as for longitudinal vibrations.

Таким образом, на основании проведенных исследований можно сделать вывод, что предлагаемая новая экспериментальная установка может служить для оценки изолированных нестационарных аэродинамических производных по

Figure 00000117
и
Figure 00000118
. Результаты, полученные на данной динамической установке, находятся в качественном соответствии с результатами, получаемыми на традиционной установке вынужденных колебаний с малой амплитудой. Некоторое различие может быть обусловлено влияниями различных державок, различными типами движения и, как следствие, различными вихревыми структурами обтекания моделей. Существенные нелинейные изменения в комплексах производных на больших углах атаки объясняются нелинейными изменениями именно в нестационарных аэродинамических производных, входящих в эти комплексы. Последний вывод важен для моделирования аэродинамических характеристик в задачах динамики полета.Thus, on the basis of the conducted studies, it can be concluded that the proposed new experimental setup can serve to evaluate isolated unsteady aerodynamic derivatives with respect to
Figure 00000117
and
Figure 00000118
. The results obtained in this dynamic setup are in qualitative agreement with the results obtained in a traditional setup of forced oscillations with a small amplitude. Some difference may be due to the effects of different holders, different types of movement and, as a result, different vortex structures around models. Significant nonlinear changes in the complexes of derivatives at large angles of attack are explained by nonlinear changes in the unsteady aerodynamic derivatives included in these complexes. The last conclusion is important for modeling aerodynamic characteristics in problems of flight dynamics.

Claims (2)

1. Способ определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов при установившемся вращении модели летательного аппарата, заключающийся в том, что испытания проводят как в потоке, так и без потока аэродинамической трубы, модель устанавливают под заданным углом к державке, вращают с постоянной угловой скоростью и измеряют значения сил и моментов, действующих на модель, отличающийся тем, что державку вместе с закрепленной на ней моделью летательного аппарата отклоняют на заданный угол относительно вектора скорости набегающего потока аэродинамической трубы, осуществляют установившееся вращение державки с постоянной угловой скоростью по направлению часовой стрелки, а затем против часовой стрелки, дополнительно измеряют угол поворота державки
γ=Ωt,
где Ω - угловая скорость, t - время, вычисляют параметры движения модели: угол атаки α и угол скольжения β, находят размерные аэродинамические компоненты сил и моментов путем вычитания из экспериментальных данных сил и моментов, полученных в потоке, центробежных и гравитационных составляющих, полученных без потока, приводят к безразмерному виду коэффициенты аэродинамических сил и моментов cy, cz, mx, my, mz, и раздельно определяют нестационарные производные
Figure 00000119
,
Figure 00000120
и статические производные
Figure 00000121
,
Figure 00000122
аэродинамических сил и моментов с использованием соотношений:
Figure 00000123

Figure 00000124

Figure 00000125

Figure 00000126

а также комплексы вращательных производных
Figure 00000127

где индекс "+" означает вращение по часовой стрелки, индекс "-" - против часовой стрелки, V∞ - скорость потока в аэродинамической трубе, l - размах крыла летательного аппарата, α0 - среднее значение угла атаки экспериментальной временной зависимости,
Figure 00000128
,
Figure 00000068
- оценки свободного члена,
Figure 00000069
,
Figure 00000070
и
Figure 00000071
,
Figure 00000072
- оценки коэффициентов при косинусе и синусе угла поворота державки в линейном представлении аэродинамических сил и моментов
Figure 00000129
.1. The method of determining the coefficients of aerodynamic forces and moments with a steady rotation of the aircraft model, which consists in the fact that the tests are carried out both in the flow and without the flow of the wind tunnel, the model is installed at a given angle to the holder, rotated with a constant angular velocity and measured values forces and moments acting on the model, characterized in that the holder along with the model of the aircraft fixed on it is rejected by a predetermined angle relative to the velocity vector of the incoming flow a wind tunnel, carry out the steady rotation of the holder with a constant angular velocity in the clockwise direction, and then counterclockwise, additionally measure the angle of rotation of the holder
γ = Ωt,
where Ω is the angular velocity, t is time, the model motion parameters are calculated: the angle of attack α and the sliding angle β, the dimensional aerodynamic components of the forces and moments are found by subtracting from the experimental data the forces and moments obtained in the flow, centrifugal and gravitational components obtained without coefficients of aerodynamic forces and moments c y , c z , m x , m y , m z lead to a dimensionless form and separately determine the non-stationary derivatives
Figure 00000119
,
Figure 00000120
and static derivatives
Figure 00000121
,
Figure 00000122
aerodynamic forces and moments using the ratios:
Figure 00000123

Figure 00000124

Figure 00000125

Figure 00000126

as well as complexes of rotational derivatives
Figure 00000127

where the “+” index means clockwise rotation, the “-” index means counterclockwise, V ∞ is the flow velocity in the wind tunnel, l is the wing span of the aircraft, α 0 is the average angle of attack of the experimental time dependence,
Figure 00000128
,
Figure 00000068
- free member ratings,
Figure 00000069
,
Figure 00000070
and
Figure 00000071
,
Figure 00000072
- estimates of the coefficients with the cosine and sine of the angle of rotation of the holder in a linear representation of the aerodynamic forces and moments
Figure 00000129
. 2. Устройство для определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов при установившемся вращении модели летательного аппарата, содержащее платформу, закрепляемую в рабочей части аэродинамической трубы, стойку, закрепленную на платформе и содержащую в верхней части подшипниковый узел с датчиком поворота и многоканальным токосъемником со скользящими контактами, державку, установленную с возможностью кругового вращения в подшипниковом узле стойки, снабженную узлом установки модели с внутримодельными тензовесами на ее переднем конце под углом к оси вращения державки, привода, состоящего из электромотора с дистанционно регулируемой частотой оборотов, маховика и редуктора, отличающееся тем, что устройство установлено на поворотном круге аэродинамической трубы, обеспечивая возможность поворота державки с моделью под любым углом к вектору скорости набегающего потока, причем державка имеет в хвостовой части ведомую звездочку цепной передачи, соединенную цепью с натяжителем с ведущей звездочкой, закрепленной на валу привода, а узел установки модели на переднем конце державки выполнен с возможностью отклонения в диапазоне углов θ=0-120°. 2. A device for determining the coefficients of aerodynamic forces and moments during steady rotation of the aircraft model, comprising a platform fixed to the working part of the wind tunnel, a rack mounted on the platform and containing in the upper part a bearing assembly with a rotation sensor and a multi-channel current collector with sliding contacts, holder mounted with the possibility of circular rotation in the bearing unit of the rack, equipped with a unit for installing the model with intramodel tens weights on its front the end at an angle to the axis of rotation of the holder, the drive, consisting of an electric motor with a remote-controlled speed, a flywheel and a gearbox, characterized in that the device is mounted on a turntable of a wind tunnel, providing the ability to rotate the holder with the model at any angle to the incident velocity vector, moreover, the holder has in the rear part a driven chain drive sprocket connected by a chain with a tensioner with a drive sprocket mounted on the drive shaft, and the model installation unit on the front The holder is made with the possibility of deviation in the range of angles θ = 0-120 °.
RU2011129089/28A 2011-07-14 2011-07-14 Method of defining factors of aerodynamic forces and moments at steady-state rotation of aircraft model and device to this end RU2477460C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011129089/28A RU2477460C1 (en) 2011-07-14 2011-07-14 Method of defining factors of aerodynamic forces and moments at steady-state rotation of aircraft model and device to this end

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011129089/28A RU2477460C1 (en) 2011-07-14 2011-07-14 Method of defining factors of aerodynamic forces and moments at steady-state rotation of aircraft model and device to this end

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2477460C1 true RU2477460C1 (en) 2013-03-10

Family

ID=49124262

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011129089/28A RU2477460C1 (en) 2011-07-14 2011-07-14 Method of defining factors of aerodynamic forces and moments at steady-state rotation of aircraft model and device to this end

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2477460C1 (en)

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103940575A (en) * 2014-04-21 2014-07-23 西南交通大学 Wind tunnel test balance assessment method based on strain signal energy
CN103940578A (en) * 2014-04-22 2014-07-23 西南交通大学 Wind tunnel test balance assessment method based on strain signal approximate entropies
CN103940576A (en) * 2014-04-22 2014-07-23 西南交通大学 Wind tunnel test balance assessment method based on acceleration signal approximate entropies
RU2531097C1 (en) * 2013-04-29 2014-10-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Method of determining static and oscillatory aerodynamic derivatives of models of aircrafts and device for its implementation
CN106126915A (en) * 2016-06-23 2016-11-16 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 A kind of Forecasting Methodology of wind-tunnel balance vibration signal stationary value
CN107152996A (en) * 2015-10-28 2017-09-12 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 A kind of vector for wind tunnel test promotes model aircraft
RU179254U1 (en) * 2017-11-08 2018-05-07 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Electromechanical stand
CN112577710A (en) * 2021-02-25 2021-03-30 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Angle of attack motion mechanism and angle of attack adjustment method
CN114112281A (en) * 2021-07-28 2022-03-01 上海华模科技有限公司 Wind tunnel test device for decoupling measurement of aerodynamic dynamic derivative
CN115950616A (en) * 2023-03-08 2023-04-11 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 Variable initial attack angle wing type oscillation mechanism of icing wind tunnel and working method
CN116878819A (en) * 2023-09-06 2023-10-13 中国人民解放军32806部队 Wind tunnel test device and method for aerodynamic characteristics of aircraft
CN116933400A (en) * 2023-09-13 2023-10-24 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 Method for constructing aerodynamic moment model of coupling uncertainty
CN117147093A (en) * 2023-10-30 2023-12-01 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 Wind tunnel test measuring device for acoustic explosion characteristics of low acoustic explosion supersonic civil aircraft

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU130351A1 (en) *
SU491062A1 (en) * 1974-02-22 1975-11-05 Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации Device for determining the coefficients of rotational derivatives
RU2358254C1 (en) * 2007-10-25 2009-06-10 Российская Федерация, от имени которой выступает государственный заказчик - Федеральное агентство по промышленности (Роспром) Method of determining rotation and non-stationary derivatives of coefficients of linear aerodynamic forces and moments using forced oscillation method and device to this end

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU130351A1 (en) *
SU491062A1 (en) * 1974-02-22 1975-11-05 Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации Device for determining the coefficients of rotational derivatives
RU2358254C1 (en) * 2007-10-25 2009-06-10 Российская Федерация, от имени которой выступает государственный заказчик - Федеральное агентство по промышленности (Роспром) Method of determining rotation and non-stationary derivatives of coefficients of linear aerodynamic forces and moments using forced oscillation method and device to this end

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Белоцерковский С.М., Скрипач Б.К., Табачников В.Г. Крыло в нестационарном потоке газа. - М. : Изд-во: "Наука". Главная редакция физико-математической литературы, 1971, с.194-196. *
Долженко Н.Н. Устранение погрешностей в коэффициентах аэродинамических сил и моментов, полученных методом установившегося вращения. Ученые записки ЦАГИ, 1987, т.XVIII, No.1. *
Долженко Н.Н. Устранение погрешностей в коэффициентах аэродинамических сил и моментов, полученных методом установившегося вращения. Ученые записки ЦАГИ, 1987, т.XVIII, №1. Белоцерковский С.М., Скрипач Б.К., Табачников В.Г. Крыло в нестационарном потоке газа. - М. : Изд-во: "Наука". Главная редакция физико-математической литературы, 1971, с.194-196. *

Cited By (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2531097C1 (en) * 2013-04-29 2014-10-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Method of determining static and oscillatory aerodynamic derivatives of models of aircrafts and device for its implementation
CN103940575B (en) * 2014-04-21 2016-11-02 西南交通大学 A kind of appraisal procedure of wind tunnel test balance based on strain signal energy
CN103940575A (en) * 2014-04-21 2014-07-23 西南交通大学 Wind tunnel test balance assessment method based on strain signal energy
CN103940578A (en) * 2014-04-22 2014-07-23 西南交通大学 Wind tunnel test balance assessment method based on strain signal approximate entropies
CN103940576A (en) * 2014-04-22 2014-07-23 西南交通大学 Wind tunnel test balance assessment method based on acceleration signal approximate entropies
CN103940576B (en) * 2014-04-22 2016-06-15 西南交通大学 The appraisal procedure of a kind of wind1 tunnel trial balance based on acceleration signal approximate entropy
CN103940578B (en) * 2014-04-22 2017-02-01 西南交通大学 Wind tunnel test balance assessment method based on strain signal approximate entropies
CN107356403A (en) * 2015-10-28 2017-11-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 A kind of vector promotes model aircraft
CN107152996A (en) * 2015-10-28 2017-09-12 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 A kind of vector for wind tunnel test promotes model aircraft
CN107271136A (en) * 2015-10-28 2017-10-20 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 A kind of wind tunnel test system
CN107271137A (en) * 2015-10-28 2017-10-20 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 A kind of vector propulsion wind tunnel pilot system
CN107340117A (en) * 2015-10-28 2017-11-10 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 A kind of wind tunnel test model aircraft
CN106126915A (en) * 2016-06-23 2016-11-16 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 A kind of Forecasting Methodology of wind-tunnel balance vibration signal stationary value
RU179254U1 (en) * 2017-11-08 2018-05-07 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Electromechanical stand
CN112577710A (en) * 2021-02-25 2021-03-30 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Angle of attack motion mechanism and angle of attack adjustment method
CN112577710B (en) * 2021-02-25 2021-05-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Angle of attack motion mechanism and angle of attack adjustment method
CN114112281A (en) * 2021-07-28 2022-03-01 上海华模科技有限公司 Wind tunnel test device for decoupling measurement of aerodynamic dynamic derivative
CN115950616A (en) * 2023-03-08 2023-04-11 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 Variable initial attack angle wing type oscillation mechanism of icing wind tunnel and working method
CN115950616B (en) * 2023-03-08 2023-05-30 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 Wing type oscillating mechanism with variable initial attack angle of icing wind tunnel and working method
CN116878819A (en) * 2023-09-06 2023-10-13 中国人民解放军32806部队 Wind tunnel test device and method for aerodynamic characteristics of aircraft
CN116878819B (en) * 2023-09-06 2024-02-06 中国人民解放军32806部队 Wind tunnel test device and method for aerodynamic characteristics of aircraft
CN116933400A (en) * 2023-09-13 2023-10-24 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 Method for constructing aerodynamic moment model of coupling uncertainty
CN116933400B (en) * 2023-09-13 2023-11-21 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 Method for constructing aerodynamic moment model of coupling uncertainty
CN117147093A (en) * 2023-10-30 2023-12-01 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 Wind tunnel test measuring device for acoustic explosion characteristics of low acoustic explosion supersonic civil aircraft
CN117147093B (en) * 2023-10-30 2024-01-23 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 Wind tunnel test measuring device for acoustic explosion characteristics of low acoustic explosion supersonic civil aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2477460C1 (en) Method of defining factors of aerodynamic forces and moments at steady-state rotation of aircraft model and device to this end
CN103674425B (en) A kind of method of testing of moment of inertia and device
Diana et al. Forced motion and free motion aeroelastic tests on a new concept dynamometric section model of the Messina suspension bridge
RU2531097C1 (en) Method of determining static and oscillatory aerodynamic derivatives of models of aircrafts and device for its implementation
CN101556205A (en) Rotary slotted cylinder/movable wing panel type gust generator
CN104155054A (en) Rotational inertia frequency domain detection method based on floating torsion pendulum table
CN102928222A (en) Method for testing and identifying dynamic characteristic coefficients of sliding bearing
van der Wall A comprehensive rotary-wing data base for code validation: the HART II international workshop
Liu et al. Experimental and computational evaluation of small microcoaxial rotor in hover
Gatto et al. Evaluation of a three degree of freedom test rig for stability derivative estimation
RU2358254C1 (en) Method of determining rotation and non-stationary derivatives of coefficients of linear aerodynamic forces and moments using forced oscillation method and device to this end
Thai et al. Prediction of small quadrotor blade induced noise
Dayhoum et al. Experimental Investigation for a Small Helicopter in Hovering and Forward Flight Regimes
Lapointe et al. Numerical simulations of self-sustained pitch–heave oscillations of a NACA 0012 airfoil
Lee et al. Experimental hover performance evaluation on a small-scale rotor using a rotor test stand
Alemdaroglu et al. Determination of dynamic stability derivatives using forced oscillation technique
Boyet ESWIRP: European strategic wind tunnels improved research potential program overview
Mantay et al. Full-scale testing of an Ogee tip rotor
Wang et al. Impact analysis of convected motion on the carrier frequency of a carrier-driven gyroscope signal
RU2441214C1 (en) Device for experimental determination of rotational and transient derivative sets
Guglieri et al. Dynamic stability derivatives evaluation in a low-speed wind tunnel
Wong et al. Unmanned aerial vehicle flight model validation using on-board sensing and instrumentation
Piana Vibrations and stability of axially and transversely loaded structures
Khrapunov et al. Ensuring the aerodynamic stability of the long-span bridges through studies in the wind tunnel
Shao et al. Global prediction and analysis for helicopter noise footprint based on acoustic modes

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20130715