Влияние трубы на модель крыла

ВЛИЯНИЕ ТРУБЫ НА МОДЕЛЬ КРЫЛА. [c.136]

Модели для изучения явлений аэроупругости. Для исследования автоколебаний крыльев большого удлинения на динамически подобных моделях в аэродинамических трубах жесткостные характеристики модели обеспечивают с помощью балки-лонжерона переменного сечения (рис. 11.8). Аэродинамические обводы модели обеспечиваются с помощью легких каркасных отсеков, изготовляемых из фанеры и бумажной обшивки и укрепляемых на лонжероне в одной точке для исключения влияния отсеков на жесткость балки-лонжерона. После изготовления лонжеронов и отсеков суммарная их масса не должна быть больше расчетной. Недостающая масса конструкции модели компенсируется с помощью доводочных грузов, располагаемых на таком расстоянии от лонжерона, чтобы обеспечить требуемый момент инерции соответствующей части крыла [48]. [c.263]

С вводом в строй большой скоростной трубы появилась возможность поставить систематические опыты на полноразмерных моделях в большом диапазоне чисел М и получить вполне убедительные четкие результаты о влиянии сжимаемости воздуха на флаттер крыла. [c.309]

Модель крыла прямоугольной формы имела те же размеры, что и в примере к работе 4.1.1 6=0,1 ж /=0,9 м А=0,012 м. Как было отмечено, при таких размерах модели загромождение рабочей части для угла атаки а=15° составляет примерно 4%. В этом случае влияние границ потока на профиль в центральном сечении практически исключено. Таким образом, в пределах границ воздушного потока трубы с открытой рабочей частью выполняется условие, позволяющее при применении метода импульсов перейти от замкнутого контура к двум контрольным сечениям. [c.182]

Исследование влияния интерференции на распределение давления по корпусу и крылу можно провести путем продувки дренированной модели летательного аппарата в аэродинамической трубе с последующим сравнением этого распределения давления по поверхности изолированных элементов модели (крыла и корпуса), полученных также из опыта в этой аэродинамической трубе при тех же режимах обтекания, т. е. при одинаковых числах Моо и углах атаки а. [c.284]

Необходимые данные определялись на режимах установившегося снижения при различных скоростях, измерялись и фиксировались высота, скорость, угол продольного наклона самолета, число оборотов двигателя. Принципиальную сложность представлял учет аэродинамического сопротивления воздушного винта и его влияния на обдуваемую им поверхность самолета. Поэтому зачетные режимы выполнялись в различных условиях с выключенным и с работаюш им на малом газе мотором. Нетрудно себе представить, что оба приема для сопоставления с результатами продувок модели в аэродинамической трубе требовали внесения поправки в измеренные значения коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы на влияние винта (его сопротивление, обдув струей винта крыла, оперения и фюзеляжа). Поправки, базирующиеся на расчетных данных, обеспечили получение весьма обстоятельных, хотя и не полностью взаимоувязанных результатов. [c.326]

В данной главе рассматривается исследование аэродинамических параметров летательных аппаратов в целом, а также типичных органов управления их полетом. При этом для выявления эффектов взаимного влияния корпуса, крыла и оперения летательного аппарата на его аэродинамические характеристики приходится проводить как весовые, так и дренажные испытания моделей аппаратов в аэродинамических трубах, сопоставлять картины распределения давления по изолированным (отдельно взятым) элементам планера летательного аппарата и по этим же элементам, собранным в единую модель, подсчитывать коэффициенты интерференции, позволяющие по аэродинамическим параметрам отдельных элементов находить суммарные характеристики для их комбинаций. С вопросами интерференции тесно связано и исследование эффективности хвостового оперения летательного аппарата, обусловленного, в частности, скосом и торможением потока за расположенным перед оперением крылом. [c.283]

Все указанные выше особенности экспериментальных исследований в трубах вызывают необходимость вводить поправки в полученные результаты таких исследований, чтобы сделать эти результаты более достоверными. Установлено [10], что для дозвуковых аэродиамических труб, например, следует вводить поправки на 1) загромождение потока моделью и спутной струей 2) продольный градиент статического давления 3) влияние подъемной силы крыла, испытываемого в трубе (это влияние сказывается на изменении угла атаки п лобового сопротивления) 4) скос потока в рабочей части пустой трубы (без модели) 5) блокинг-эффект 6) интерференцию модели и устройств, закрепляющих модель в рабочей части. [c.21]

Поправка на влияние подъемной с и л ы. Размеры рабочей части аэродинамической трубы ограничены, поэтому картина линий тока около испытываемой модели крыла будет отличаться от той, которая имеет место при обтекании натурного крыла, двил ущегося в атмосфере, причем, очевидно, отличие будет тем больше, чем больше подъемная сила. Как показали исследования, это эквивалентно изменению угла атаки модели крыла по сравнению со свободным полетом на величину [c.22]

Аэродинамические трубы представляют, быть может, наиболее совершенные устройства для проведения экспериментов с моделями. Полученные в них данные первоначально истолковывались только с помощью инерциального масштабирования, например в случае замеров коэффициентов Со, С , См Для препятствия или крыла заданной формы при заданном угле атаки. К тому же, эти грубые данные требовали поправок тарирования на влияние державок модели, а также поправок на влияние стен и падение давления ( 102). Поскольку опыты проводились при разлииных числах Рейнольдса, часто возникали расхождения, в особенности в окрестности Кекр., и конкурирующие лаборатории иногда заявляли, что это результат ошибок эксперимента ). [c.151]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...