Способ определения аэродинамических сил в дозвуковых аэродинамических трубах

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и может быть использовано для измерения аэродинамических сил, действующих на модель летательного аппарата (ЛА) в процессе эксперимента. Способ заключается в преобразовании перемещения модели ЛА в электрический сигнал, подаваемый на светодиоды, расположенные на оттарированных по величине аэродинамических сил шкалах. Технический результат заключается в упрощении способа определения величин аэродинамических сил, повышении точности измерений и эксплутационной надежности. 2 ил.

 

Изобретение относится к аэродинамическим испытаниям, в частности к способам измерения аэродинамических сил, действующих на модель летательного аппарата (ЛА).

Известен способ определения аэродинамических сил, заключающийся в сравнении электрического сигнала от тензодатчиков, при перемещении модели летательного аппарата, с величиной аэродинамических нагрузок на модель ЛА при обтекании модели установившимся воздушным потоком [1].

Устройство для реализации этого способа содержит тензоэлементы для измерения составляющих аэродинамических сил, которые крепятся к испытываемой модели, державки, служащей для закрепления модели.

Недостатком указанного способа является низкая эксплуатационная надежность и конструктивная сложность.

Технической задачей изобретения является упрощение способа определения величины аэродинамических сил, повышение точности измерения и эксплуатационной надежности.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе определения аэродинамических сил в дозвуковых аэродинамических трубах, основанном на преобразовании перемещения модели ЛА в электрический сигнал и сравнении его с величиной аэродинамических нагрузок на модель летательного аппарата, величины аэродинамических сил в соответствующих каналах (Ya, Xa) определяют по загоранию светодиодов, для чего обеспечивают подачу электрического сигнала на светодиоды, установленные по осям прямоугольной системы координат, нанесенной на экран, оттарированный по величине аэродинамических сил в каналах Ya, Xa, при этом загорание световода соответствует значению аэродинамической силы на данном режиме обтекания модели ЛА. Электрический сигнал на светодиоды формируется в результате перемещения модели летательного аппарата под действием аэродинамических сил.

Существенным отличительным признаком от прототипа заявляемого способа является использование светодиодов, расположенных по осям прямоугольной системы координат, нанесенной на поле экрана, причем шкалы системы координат оттарированы по величинам измеряемых сил.

Существенные отличительные признаки обеспечивают технический результат изобретения: повышение точности измерения, улучшение эксплуатационных характеристик и упрощение конструкции.

На фиг.1 приведена схема реализации предлагаемого способа по определению подъемной силы Ya, на фиг.2 - то же, по определению силы лобового сопротивления Хa.

Способ измерения аэродинамических сил на модель ЛА заключается в преобразовании перемещения модели ЛА в электрический сигнал, подаваемый на светодиоды, расположенные на оттарированных по известным заранее заданным нагрузкам шкалах.

Устройство для определения аэродинамических сил состоит из подвижной платформы 1, установленной на неподвижном основании 2 в рабочей части аэродинамической трубы 3.

Модель ЛА 5 шарнирно закреплена на подпружиненной тяге 4, которая обеспечивает перемещение модели ЛА по оси OYa. Перемещение модели ЛА по оси ОХа осуществляется при помощи подвижной платформы 1.

На экране 7 нанесена оттарированная шкала ХаОУа, на оси которой выведены светодиоды 6.

Устройство работает следующим образом. При воздействии воздушного потока в аэродинамической трубе 3 на модель ЛА 5 происходит ее перемещение по осям ОХа и ОУа. Наличие подвижных электрических контактов на подпружиненной тяге 4 и подвижной платформе 1 обеспечивает подачу электрического сигнала на светодиоды 6, при этом загорание светодиода соответствует значению аэродинамической силы на данном режиме обтекания модели ЛА.

Практическое применение устройства в учебном процессе показало удобство его использования, точность и скорость определения величин аэродинамических сил.

Источники информации

1. Авторское свидетельство СССР №344313, кл. G01М 9/00, опубликованное 7.07.1977 г. (прототип).

Способ определения аэродинамических сил в дозвуковых аэродинамических трубах, основанный на преобразовании перемещения модели летательного аппарата в электрический сигнал и сравнении его с величиной аэродинамических нагрузок на модель летательного аппарата, отличающийся тем, что величины аэродинамических сил в соответствующих каналах (Ya, Xa) определяют по загоранию светодиодов, для чего обеспечивают подачу электрического сигнала на светодиоды, установленные по осям прямоугольной системы координат, нанесенной на экран, оттарированный по величине аэродинамических сил в каналах Ya, Xa, при этом загорание светодиода соответствует значению аэродинамической силы на данном режиме обтекания модели летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов.

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов.

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы.

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы.

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы.

Изобретение относится к средствам обучения. .

Изобретение относится к технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения напряжения трения на поверхности самолетов, судов, автомобилей и других транспортных средств и их моделей.

Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для определения аэродинамических характеристик моделей объектов, например самолетов, ракет, автомобилей, железнодорожного транспорта, промышленных сооружений и т.д.

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов

Изобретение относится к области измерительной техники и промышленной электроники и может быть использовано для управления оборудованием технологических систем аэродинамической трубы (АДТ)

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов, судов, испытываемых в аэродинамических трубах, опытовых бассейнах и гидроканалах

Изобретение относится к способу повышения точности измерений в аэродинамической трубе, который обеспечивает коррекцию измерений с учетом влияния подвесного устройства, с помощью которого модель устанавливается в трубе и которое содержит несколько проволок, причем на каждой проволоке устанавливают по меньшей мере одну оболочку для того, чтобы увеличить диаметр проволоки до эффективного диаметра

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения. Средство (6) регистрации параметра движения управляющей поверхности на основании командного сигнала угла отклонения, средство (7) вычисления и средство (8) определения оценочного значения аэродинамического коэффициента. Устройство для обнаружения отказа/повреждения управляющей поверхности содержит средство оценки и устройство для оценки аэродинамического коэффициента. Группа изобретений направлена на выявление отказа/повреждения управляющей поверхности при одновременном уменьшении дискомфорта для пассажиров. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, к устройствам для определения параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах, в частности для измерения трех компонент вектора скорости и статического давления. Устройство состоит из головной части с расположенными на ней приемными отверстиями, соединенными каналами со штуцерами, и присоединенной к ней с тыльной стороны державки. На поверхностях головной части и державки расположены турбулизаторы потока. В качестве турбулизаторов могут служить расположенные на поверхности приемника воздушных давлений выемки или выступы различной формы, а также ребра, полученные в результате сопряжения образующих поверхность головной части и державки элементов плоских или криволинейных поверхностей. Технический результат заключается в упрощении конструкции, расширении диапазона измерений, расширении области практического применения. 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в аэродинамических экспериментах, в энергетике турбинных машин при исследовании структуры потока газа в жидкости. Конструкция датчика разработана на базе пленки из полиимида. На этой пленке формируют конструкцию датчика умеренных температур до 300°C на поверхности изделий способом катодного напыления металлов в вакууме. Катодный способ напыления позволяет напылить изоляционную пленку из алюминия оксида и защитную пленку для защиты изделий (модели) от окисления. Чувствительный элемент изготавливают, например, из никеля, токосъемные выводы формируют из золота или из других материалов. Элементы датчиков формируют, используя две маски или путем электрической гравировки. До металлизации поверхность пленки из полиимида активизируют способом тлеющего разряда. Выбирают оптимальные режимы металлизации в вакуумных установках. Изобретение обеспечивает расширение области применения, повышения точности и надежности измерения при исследовании структуры потока газа и жидкости. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 2 ил.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и может быть использовано для измерения аэродинамических сил, действующих на модель летательного аппарата в процессе эксперимента

Наверх