Способ измерения подъемной силы и угла атаки крыла самолета при дозвуковых скоростяхполета

 

284 6I7

ОПИСАНИЕ

ИЗОБРЕТЕН ИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

СОюа Соввтокил

Социалистичаскиз

Республик

Зависимое от авт. свидетельства №

Заявлено 26.XI.1968 (Xo 1286538/40-23) с присоединением заявки №

Приоритет

Опубликовано 14.Х.1970. Бюллетень № 32

Дата опубликования описания 24.XI1.1970

Кл. 62Ь, 4/20

МПК В 64с 43/ОО

УДК 629.7.06(088.8) Комитат по делает изо0рвтвиий и открытий ври .Советв Мииистров

СССР

1 !

1 !

0, "(,fq " 5 +

А. Я, Васильев, О, И, Сербинов и С, Ю, Скрипниченко .Ъ

Авторы изобретения

Заявитель

СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ И УГЛА

АТАКИ КРЫЛА САМОЛЕТА ПРИ ДОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

ПОЛ ЕТА

Предмет изобретения

Изобретение относится к авиационной технике и, в частности к определению подъемной силы и угла атаки крыла самолета при полете с дозвуковой скоростью.

Известны способы определения угла атаки и подъемной силы, например с помощью флюгера, устанавливаемо|го 1на штанге перед носовой частью фюзеляжа, а также способы прогнозирования срывных режимов обтекания, согласно которым определяют давление в ряде точек на поверхности крыла и сравнивают

его с экспериментальной зависимостью распределения давления по поверхности крыла от угла атаки.

Недостаток указанных способов — невысокая точность определения угла атаки и коэффициента подъемной силы.

Предлагаемый способ позволяет значительно повысить точность определения названных выше величин.

Сущность способа заключается в следующем.

Через небольшое отверстие, сделанное в верхней поверхности профиля крыла вблизи его носка, замеряют давление с помощью датчика давлении. Из сигнала, полученного от этого датчика, вычитают сигнал датчика ста. тического давления невозмущенного потока и разность сигналов делят на сигнал датчика скоростного напора, Этот сигнал соответству. ет значению коэффициента давления в данной точке крыла, Затем сопоставляют полученное значение коэффициента давления с экспериментальной зависимостью коэффициента

5 подъемной силы и угла атаки от коэффициента давления (полученного предварительно) и определяют угол атаки и подъемную силу крыла.

В связи с тем, что в области минимального

10 давления (в окрестности носка профиля) велики градиенты изменения давления по углам атаки, а также имеет место наибольшая линейность изменения относительного давлен ия, точность определения угла атаки и подъемной

15 силы значительно повышается.

Способ измерения подъемной силы и угла

2О атаки крыла самолета при дозвуковых скоростях полета, основанный на измерении давления на поверхности крыла, отличающийся тем, что, с целью существенного повышения точности, определяют коэффициент давления

25 в области минимального давления на верхней поверхности крыла вблизи носка профиля и сопоставляют его значение с экспериментальной зависимостью коэффициента подъемной силы и угла атаки от относительного избыточ.

30 ÍОгo давления.