Аэродинамические исследования на моделях крыльев

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ НА МОДЕЛЯХ КРЫЛЬЕВ [c.154]

Одним из первых серьезных исследований, связанных с проектом М-50 , стал поиск оптимального размещения двигателей. Требовалось обеспечить наилучшее расположение воздухозаборников, минимизировать аэродинамическое сопротивление и максимально упростить конструкцию. Помимо продувок в аэродинамических трубах, проводились летные испытания крупногабаритных моделей, запускаемых с катапульты или сбрасываемых с самолета-носителя. Помимо этого, использовались методы математического моделирования на ЭВМ. В конце концов решили два двигателя разместить на пилонах под крылом, а два —на концах крыла. [c.120]

В данном исследовании, продолжающем [1-7], приведены результаты испытаний модели прямоугольного крыла с целью уточнения топологии границ области гистерезиса. Основное внимание уделяется проблеме существования, неединственности и устойчивости внутренних границ области гистерезиса к возмущениям, действующим на модель в потоке аэродинамической трубы. Показано, что при одном и том же угле атаки модели число п различных значений аэродинамических сил и моментов может быть больше двух, а гистерезис является множественным. [c.199]

Измерение давления на профиле и вычисление соответствующих аэродинамических характеристик. Для исследования распределения давления по профилю используется дренированная модель крыла, имеющая прямоугольную форму в плане и удлинение К—11Ь 5. При таком удлинении крыла его профиль, расположенный в середине, не испытывает влияния боковых кромок и рассматривается как профиль, принадлежащий крылу бесконечного размаха. На поверхности модели в центральном сечении, совпадающем с профилем, расположены дренажные отверстия с малым диаметром порядка 0,5 мм, воспринимающие давления, которые измеряются манометрами (рис. 4.1.17). Положение относитель- [c.166]

Измерение давления. Исследования сверхзвукового обтекания профиля с целью измерения иа нем давления осуществляются в сверхзвуковых аэродинамических трубах. Эксперименты в таких трубах проводятся с дренированными моделями крыльев, сечения которых совпадают по форме с заданным профилем (см. работу 4.1.1). При этом следует подчеркнуть, что при разработке их конструкции должно быть обращено особое внимание на обеспечение прочности моделей, а также устройств для их крепления в рабочей части трубы, имея в виду, что вследствие больших скоростей обтекания могут возникнуть значительные аэродинамические силы и моменты. [c.200]

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]

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]

В 90-х годах прошлого века зарождается новый метод экспериментального исследования силового воздействия потока воздуха на обтекаемые тела —. метод испытаний в аэродинамических трубах, ставший ныне важнейшим методом исследований не только моделей самолетов и отдельных его частей, но и натурных самолетов и крыльев, фюзеляжей и т. д. [c.11]

Однако, несмотря на значимость исследования флаттера на таких моделях, эти эксперименты играли все же подчиненную роль. Они в той или иной степени подтверждали пригодность расчетных методов, но лишь для некоторых параметров крыла, вообще говоря, далеких от действительных. Между тем основная задача заключалась в том, чтобы создать независимый (от расчетного) экспериментальный метод исследования в аэродинамических трубах, позволяющий по данным, полученным в трубе, непосредственным пересчетом получить натурное значение Ккр данного исследуемого самолета. Надлежало создать модели, близкие по параметрам к натурным крыльям, и создать условия испытаний в аэродинамической трубе, близкие к условиям, в которых находится крыло самолета в полете. [c.306]

В 1943 г. в эксплуатацию была пущена аэродинамическая труба больших скоростей Т-106 ЦАГИ. В ней сразу же начали проводить широкие исследования моделей самолетов и их элементов при больших дозвуковых скоростях. Была испытана и модель самолета БИ для выявления причин катастрофы. По результатам испытаний стало ясно, что БИ разбился из-за неучтенных при проектировании самолета особенностей обтекания прямого крыла и оперения на околозвуковых скоростях и возникающего при этом явления затягивания самолета в пикирование, преодолеть которое летчик не мог [10]. [c.408]

Проект Т был разработан на основе исследований по развитию аэродинамической схемы перспективного морского экраноплана. В гидроканале ЦАГИ испытали два варианта моделей. Работа как над военным, так и над пассажирским вариантом шла очень интенсивно. Уже были закончены эскизы компоновки силовой установки и системы управления. Жилые каюты размещались вдали от силовых установок в крыле и бортовых лодках, служивших для создания плавучести и повышения экранного эффекта. [c.214]

Теоретическая аэродинамика основывается на теоретической механике и изучает движение воздуха и воздушные силы путем математического анализа практическая (экспериментальная) — изучает движение воздуха и воздействие воздушной среды на движущиеся в ней твердые тела различной формы (самолеты, крылья) путем постановки специальных опытов в аэродинамических трубах или же путем исследования изучаемых объектов (их моделей) непосредственно в полете. [c.101]

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]

Эта аэродинамическая труба специально приспособлена к исследованиям на скользящем крыле. Имеется большое количество данных о неустойчивости и переходе, к турбулентности для модели крыла, использованной в данной работе [1]. Модель с хордой с = 500 мм и размахом 2100 мм (фиг. 1, а) представляла собой плоскую пластину толщиной 25 мм, изготовленную из полированного алюминия с передней кромкой из перевернутого LARK-Y-профиля, обрезанного в самой толстой части. Пластина была установлена под углом скольжения 45 и под небольшим отрицательным углом атаки =1° для устранения пика разрежения и возможного отрыва потока. Для создания желательного градиента давления над пластиной располагалась профилированная стенка. Для близкого моделирования условий потока на крыле бесконечного размаха использовались концевые шайбы, имевшие контуры линий тока на внешнем краю пограничного слоя. Чтобы гарантировать идентичные начальные условия вдоль размаха крыла, использовано специальное сопло (фиг. 1, б). Эта установка является одной из наиболее адекватных для фундаментальных исследований по неустойчивости поперечного течения [1]. [c.44]

Особенности формирования такого гистерезиса в аэродинамических характеристиках, полученных для крыльев большого удлинения при малых числах Рейнольдса, изучены в [1-5]. В [1] рассматривался статический гистерезис аэродинамической зависимости Су = с ,(а) для прямоугольного крыла (X, = 5) с профилем МАСА-23012 в диапазоне чисел Ке = (1-4) 10 при дозвуковых скоростях. Результаты исследований гистерезисных зависимостей коэффициентов аэродинамических сил и моментов от угла атаки а в диапазоне числа Ке = (0.2-0.8) 10 для крыльев большого удлинения с относительными толщинами с 3= 0.12 изложены в [2-7]. Показано, что на режимах испытаний модели, соответствующих верхней и нижней границам области гистерезиса, существуют различные структуры отрывных течений на поверхности моделей. Отмечается, что при углах атаки, с которых начинается гистерезис, релизуются разлитаые структуры течений, при этом ветви зависимостей с ,(а), т, а) на обратном ходе могут не совпадать между собой [6,7]. [c.199]

Методика исследований. Экспериментальные исследования крыла проводились в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей с открытой рабочей частью при числе Re = 0.56 10. На фиг. 1 схематически показана модель крыла, закрепленная на хвостовой державке динамической установки ОВП-102Б. Установка жестко соединена с поворотным кругом аэродинамической трубы. Крыло с профилем NA A-0018 имеет следующие геометрические параметры относительная толщина профиля с = 18%, площадь S = 0.288 м средняя аэродинамическая хорда й = 0.24 м размах крыла / = 1.2 м. [c.200]

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]

При проведении исследований в дозвуковой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью вначале измеряется давление на профиле крыла, которое устанавливается в потоке как прямое под заданным углом атаки ап- Затем эта же модель поворачивается на угол скольжения % и закрепляется под углом атаки a=an 0sx (при этом, очевидно, в нормальной к передней кромке плоскости угол атаки остается равным ап, как и при прямом обтекании профиля). [c.223]

С середины ЗОх годов значительно возрос объем исследовательских работ в научных и учебных авиационных институтах. Большие исследовательские работы в области аэродинамики велись в Военно-воздушной инясенерной академии имениН. Е. Жуковского. Фундаментальные исследования, рассматривавшие проблемы аэродинамической компоновки крыла, его механизации и выбора крыльевых профилей и направленные на улучшение пилотажных характеристик монопланов при больших углах атаки, снижение величин посадочных скоростей самолетов и увеличение скоростей их полета, проводились в те годы С. А. Чаплыгиным, В. В. Голубевым, П. П. Красильщиковым и др. В работах И. В. Остославского, Ю, А. Победоносцева и других исследователей были развиты методы аэродинамического расчета и выбора параметров скоростных самолетов. На основе теоретических исследований и летных испытаний, интенсивно проводившихся сначала в ЦАГИ, а затем — с 1941 г. — в специализированном Летно-исследовательском институте, В. С. Пышновым и А. И. Журавченко была решена проблема штопора (неуправляемого вращательного движения самолета с опусканием его носовой части), а М. В. Келдышем (ныне президент Академии наук СССР), Е. П. Гроссманом и другими было проведено изучение так называемого флаттера (возникающего в полете явления самовозбуждающихся колебаний крыльев и хвостового оперения скоростных самолетов) и определены меры борьбы с ним. В это же время по результатам летных испытаний и лабораторных испытаний моделей широко [c.343]

В аэродинамических трубах ЦАГИ был проведен большой объем работ по продувке моделей самолета Т-4, выполненных по различным аэродинамическим схемам, с крыльями различной стреловидности, с разным удлинением и относительной толщиной, формой в плане, деформацией срединной поверхности. Аналогичные исследования проводились с фюзеляжами различного удлинения, имеющими выступающий в воздушный поток фонарь или без него, с гаргротом и без. Продувались также модели с передним горизонтальным и вертикальным оперениями, имеющими различные геометрические характеристики, включая различные формы оперения в плане. Тщательно подбирались места установки на самолете переднего горизонтального и вертикального оперений. [c.44]

Приведены результаты экспериментальных исследований множественного статического гистерезиса в аэродинамических характеристиках прямоугольного крыла большого удлинения. Для различных границ области гистеризиса представлены схематические картины структур течений на крыле, временные зависимости коэффициентов с (г), т,(1), /п (0 и их частотные спектры, полученные на неподвижной модели. Дан анализ временных зависимостей аэродинамических сил и моментов при углах атаки, на которых наблюдается их резкое изменение. Показано, что статический гистерезис может быть описан математической моделью, принятой в теории катастроф. [c.199]

Результаты исследований. В качестве примера на фиг. 2, а представлены статические аэродинамические зависимости Су(а), т (а), т (а), полученные для модели прямоугольного крыла при а > О и а < О в интервале угла атаки от -3 до 36°. Видно, что при 15° а 28° в зависимостях с 5,(а), т/а) наблюдается гистерезис. Область гистерезиса состоит из двух соприкасающихся подобластей. Зависимость коэффициента момента крена т/а) также является гистерезисной. На фиг. 2, а приведены схемы структур течений на крыле. Незаштрихованная область / соответствует безотрывному течению, а заштрихованная // - отрывному течению. Данные визуализации подтверждают результаты весовых испытаний, указьшая на различие структур течений на крыле, соответствующих разным границам области гистерезиса. Верхняя граница в зависимостях с з,(а), т,(а) характеризуется наличием на крыле области отрывного течения в окрестности задней кромки крыла. Границы этой области с ростом а увеличиваются по размаху и по хорде. [c.201]

Методика эксперимента. Экспериментальные исследования по измерению пульсаций статического давления проводились в среднем дренированном сечении (г = 0) на верхней поверхности модели скользящего крыла со стреловидностью % = 24°, скомпонованного из одного сверхкритического профиля. Модель с отношением размаха к хорде (по потоку), равным 5, устанавливалась между боковыми стенками большой околозвуковой аэродинамической трубы 2.75 х 2.75 м, имитируя "скользящее крыло" (фиг. 1). Статическое давление и его пульсации на поверхности определялись одновременно с помощью нестационарных миниатюрных (цилиндр с1 х I = 1.6 х 10 мм) микрофонных датчиков типа "КиИ1е" [1], установленных непосредственно у поверхности. Значения статического давления и его пульсаций определялись по разности со статическим давлением набегающего потока (р ). Точность определения пульсаций давления не превышала 0.5 кГс/м (0.5 мм водяного столба). Регистрация показаний датчиков проводилась в течение 6 с при частоте опроса/= 3.4 кГц на датчик. Одновременность взятия отсчета по всем датчикам обеспечивалась за счет применения аналоговой памяти. Опрос датчиков [c.114]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...