Please note that some of the translations on this page are AI generated. Click here for the English version.
Источник: Хосе Роберто Морето и Сяофэн Лю, факультет аэрокосмической техники, Государственный университет Сан-Диего, Сан-Диего, Калифорния
Низкоскоростная аэродинамическая труба является ценным инструментом для изучения аэродинамических характеристик самолета и оценки летно-технических характеристик и устойчивости самолета. Используя масштабную модель самолета DC-6B, который имеет съемное хвостовое оперение и 6-компонентный внешний аэродинамический баланс сил, мы можем измерить коэффициент подъемной силы (CL), коэффициент лобового сопротивления (CD), коэффициент момента тангажа (CM), и коэффициент момента рыскания (CN) модели самолета с хвостовым оперением и без него, а также оценить влияние хвостового оперения на аэродинамическую эффективность, продольную устойчивость и путевую устойчивость.
В данной демонстрации аэродинамические характеристики, летные характеристики и устойчивость самолета анализируются с использованием метода измерения баланса аэродинамических сил. Этот метод широко используется в аэрокосмической промышленности и исследовательских лабораториях для разработки самолетов и ракет. Здесь модель самолета DC-6B анализируется при различных условиях течения и конфигурациях, а также анализируется ее поведение при подверженности резким изменениям.
Настройка модели DC-6B по аэродинамическому балансу сил показана ниже.
Рисунок 1. Монтируется модель DC-6B. А) Модель DC-6B внутри низкоскоростной испытательной секции аэродинамической трубы с внешним аэродинамическим балансом. Б) Модель DC-6B установлена на весах с помощью трех шарнирных точек. Также имеется мотор регулировки угла рысканья, мотор управления тангажем и электронный уровень для калибровки угла тангажа.
Рисунок 2. Панель управления аэродинамической трубой на низких скоростях. Угол тангажа и угол рыскания могут управляться электроникой с панели во время испытаний в аэродинамической трубе.
1. Калибровка настроек
2. Испытания при ненулевых скоростях ветра
Для того чтобы управлять самолетом в трех измерениях, мы должны быть в состоянии управлять его ориентацией в трех измерениях. Таким образом, мы определяем три основные оси для описания положения самолета и любых изменений, которые в него вносятся. Начало этих трех осей находится в центре тяжести самолета, который является средним расположением его массы.
Ось рыскания перпендикулярна крыльям самолета и описывает его движение из стороны в сторону. Ось тангажа ориентирована параллельно крылу и перпендикулярна оси рысканья. Движение по тангажу — это движение носа вверх и вниз. Наконец, ось крена проходит по всей длине самолета и описывает вертикальное движение крыльев.
Чтобы оценить аэродинамические характеристики самолета при изменении положения в этих направлениях, мы можем измерить несколько различных коэффициентов, которые описывают подъемную силу, лобовое сопротивление и момент. Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления являются безразмерными величинами, которые позволяют нам моделировать сложные эффекты формы и потока на подъемную силу и сопротивление.
Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления определены так, как показано на рисунке, где L и D — это подъемная сила и лобовое сопротивление, а S — эталонная область модели самолета. Rho и V — плотность и скорость свободного потока. Мы можем упростить rho V в квадрате на два до динамического давления, q.
Аналогичным образом инженеры измеряют коэффициент момента тангажа, который представляет собой безразмерную величину, описывающую крутящий момент, создаваемый силами, действующими на самолет в направлении оси тангажа, называемый моментом тангажа.
Как и коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления, коэффициент момента тангажа определяется, как показано на рисунке, где M — момент тангажа, q — динамическое давление, а S и C — референтная площадь и контрольная длина самолета.
Наконец, мы можем измерить коэффициент момента рысканья, который описывает крутящий момент, создаваемый в направлении оси рысканья. Этот коэффициент определяется так, как показано на рисунке, где N — момент рысканья, а B — размах крыльев самолета.
Инженеры используют эти коэффициенты для изучения летно-технических характеристик и устойчивости самолета. Производные устойчивости, взятые по углам тангажа или рысканья, показывают, является ли воздушное судно устойчивым или неустойчивым.
Например, если угол атаки, альфа, внезапно увеличивается порывом ветра, реакция самолета определяет его устойчивость. Если угол атаки продолжает увеличиваться бесконечно, самолет становится неустойчивым. Это показано положительной производной устойчивости, показывающей, что коэффициент момента качки продолжает увеличиваться с альфа-коэффициентом.
То же самое верно и для направленной неустойчивости относительно угла рыскания бета, который дает отрицательный коэффициент устойчивости. Если угол атаки или угол рыскания возвращаются к исходным значениям, то о самолете говорят, что он стабилен. Это отражается на производных устойчивости, которые противоположны неустойчивым условиям.
В этом эксперименте мы изучим модель самолета, как она подвергается воздействию воздушного потока с различными углами наклона и рысканья, и определим ее устойчивость и производительность с хвостовым оперением и без него.
В этом эксперименте мы изучим модель самолета, как она подвергается воздействию воздушного потока с различными углами наклона и рысканья, и определим ее устойчивость и производительность с хвостовым оперением и без него.
Для этого эксперимента вам нужно будет использовать аэродинамическую аэродинамическую трубу с балансом сил, который контролирует угол атаки, также называемый углом тангажа, и угол рыскания во время эксперимента. Вам также понадобится модель самолета DC-6B, которая крепится к балансу сил с помощью стоек.
Для начала заблокируйте внешние балансиры и установите стойки на балансирах, чтобы проанализировать влияние только стоек, чтобы их можно было вычесть из измерений самолета. Установите угол рыскания равным 0, отрегулировав ручку мотора рысканья.
Теперь включите компьютер и включите систему сбора данных для внешнего баланса сил. Дайте системе прогреться в течение 30 минут перед тестированием.
Как только система прогреется, откройте программное обеспечение для сбора данных. Считайте давление и температуру в помещении и запишите эти значения в блокнот. Откорректируйте барометрическое давление с помощью таблицы барометра, которая прилагается к ртутному барометру.
Теперь убедитесь, что на испытательном участке и в аэродинамической трубе нет мусора и незакрепленных деталей. Затем закройте дверцы испытательной секции. Разблокируйте внешний баланс. Затем установите регулятор скорости в аэродинамической трубе на 0. Включите аэродинамическую трубу и систему охлаждения аэродинамической трубы. Запишите силы и моменты равновесия при скорости ветра на 0.
Теперь отрегулируйте угол рыскания на 5° с помощью регулятора рысканья. Затем снова запишите силы баланса и моменты при скорости ветра 0. Повторите эти измерения еще раз при угле рыскания 10° и нулевой скорости ветра. Теперь установите угол рыскания обратно на 0, а затем установите динамическое давление на 7 дюймов воды. Затем снова запишите силы баланса и моменты.
Теперь установите угол рыскания на 5°, отрегулируйте динамическое давление обратно на 7 дюймов воды, если это необходимо, а затем запишите балансовые силы и моменты. Повторите те же измерения под углом рыскания 10°, при необходимости сбросив динамическое давление обратно на 7 дюймов воды. После того, как измерения будут зафиксированы, верните угол рыскания к нулю, и выключите аэродинамическую трубу.
Чтобы начать калибровку модели самолета DC-6B, сначала заблокируйте внешний баланс и откройте тестовый участок. Затем установите модель DC-6B с надетым хвостовым оперением. Откалибруйте угол тангажа с помощью электронного уровня и при необходимости отрегулируйте его до нуля.
После закрытия дверей испытательной секции разблокируйте внешний баланс, нажмите кнопку носа вниз, чтобы установить угол наклона на -6°. Теперь запишите силы баланса и моменты при выключенной аэродинамической трубе, чтобы получить поправку, необходимую для учета веса модели.
Измените угол наклона на -4° и повторите измерение силы и моментов, как и раньше. Проведите испытание углов атаки до 10° с шагом 2°. Затем верните угол тангажа к нулю. Теперь проведите тот же тест для углов рысканья 0,5 и 10°. Когда все углы будут проверены, заблокируйте внешний баланс, откройте тестовую секцию и снимите хвостовую часть модели DC-6B.
Затем установите хвостовой обтекатель, чтобы мы могли измерить вклад модели в вес при выключенной аэродинамической трубе. Теперь закройте тестовый участок, установите угол рыскания равным нулю и запишите измерения силы и момента для всех углов тангажа от -6 до 10°, как и раньше.
Как только эти измерения будут завершены, повторите испытание еще раз при угле тангажа 0 для трех углов рысканья. Когда все будет готово, заблокируйте внешний баланс.
Теперь проведем эксперимент с ненулевой скоростью ветра. Для начала проверьте тестовый участок на наличие мусора и незакрепленных деталей. Затем закройте дверцы тестовой секции.
Далее установите угол тангажа равным нулю и разблокируйте внешний баланс. Установите регулятор скорости в аэродинамической трубе на ноль, затем включите аэродинамическую трубу. Запишите силы баланса и моменты перед включением воздушного потока. Теперь включите воздушный поток с динамическим давлением, равным 7 дюймам воды. Затем установите угол наклона на -6° и отрегулируйте динамическое давление обратно на 7 дюймов воды, если это необходимо, прежде чем записывать балансовые силы и моменты для этой настройки.
Повторите измерение для каждого из углов наклона, проверенных на этапах калибровки. Затем верните углы тангажа и рыскания к нулю. При необходимости снова отрегулируйте динамическое давление, а затем запишите силы баланса и моменты. Как и раньше, повторите измерения углов рысканья, проверенных во время калибровки.
После того, как все измерения будут выполнены, медленно уменьшите скорость воздуха до нуля. Теперь заблокируйте внешний баланс и откройте тестовый раздел. Снимите хвостовой конус DC-6B и установите хвостовое оперение в сборе. Затем закройте испытательный участок и повторите измерения для всех ранее испытанных углов тангажа и рыскания при динамическом давлении в аэродинамической трубе 7 дюймов воды.
В этом эксперименте были получены тактико-технические характеристики и характеристики устойчивости модели самолета DC-6B в двух конфигурациях: с обычным самолетным оперением и без хвостового оперения.
Для каждой конфигурации отрегулируйте измеренные силы, чтобы убрать вес стойки, вычитая силы при выключенной модели и при выключенной модели от сил при выключенной модели и включенном ветре.
Затем устраните влияние веса модели, вычтя силы при включенной модели и смотке из сил, при которой модель включена. Затем устраните аэродинамический эффект стоек, вычтя силы регулировки по весу стоек из сил, скорректированных по весу модели.
Используя эти скорректированные силы, мы можем рассчитать коэффициент подъемной силы и коэффициент лобового сопротивления с помощью этих уравнений. Здесь L — подъемная сила, а D — сопротивление, которое было измерено в эксперименте. S — это область отсчета модели, а q — динамическое давление.
Теперь, если мы построим график коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления в зависимости от угла тангажа, мы увидим, что хвост самолета увеличивает максимальную подъемную силу, но хвост также увеличивает сопротивление. Далее давайте посмотрим на коэффициент момента подачи. Момент качки, М, измерялся в наших экспериментах.
Затем мы построим график зависимости коэффициента момента тангажа от угла тангажа. Помните, что если момент тангажа увеличивается с увеличением угла атаки, то самолет становится неустойчивым, так как не может вернуться на ровный курс. Но если момент тангажа уменьшается с увеличением угла атаки, то момент тангажа предотвращает увеличение или уменьшение угла тангажа до бесконечности; Таким образом, обеспечивается большая устойчивость самолета.
В конфигурации с хвостовым оперением коэффициент тангажа увеличивается с увеличением угла тангажа, показывая, что самолет неустойчив в этой конфигурации. С другой стороны, хвостовое оперение по конфигурации демонстрирует противоположное поведение, где коэффициент тангажа уменьшается по мере увеличения угла тангажа, показывая, что хвостовое оперение добавляет устойчивость самолету.
Аналогично рассчитаем коэффициент момента рысканья. Момент рысканья, N, измерялся в наших экспериментах. Здесь мы показываем график зависимости коэффициента момента рыскания от угла рысканья.
Для курсовой устойчивости положительный угол бокового скольжения бета означает, что нос самолета направлен влево от направления движения и вправо, если бета отрицательный. Коэффициент момента рыскания положительный вправо и отрицательный слева.
Однако, если момент рыскания уменьшается с увеличением бета, как это происходит при конфигурации с хвостовым оперением, самолет не стремится вернуться в положение нулевого бета и становится неустойчивым. Таким образом, можно сделать вывод, что хвостовое оперение самолета необходимо для достижения устойчивости, даже если это приводит к некоторому снижению летных характеристик.
Таким образом, мы узнали, как аэродинамические характеристики самолета описываются коэффициентами его подъемной силы, лобового сопротивления и момента. Затем мы измерили аэродинамические силы, испытываемые моделью самолета DC-6B в аэродинамической трубе, чтобы проанализировать его летные характеристики и устойчивость.
Для того чтобы управлять самолетом в трех измерениях, мы должны быть в состоянии управлять его ориентацией в трех измерениях. Таким образом, мы определяем три основные оси для описания положения самолета и любых изменений, которые в него вносятся. Начало этих трех осей находится в центре тяжести самолета, который является средним расположением его массы.
Ось рыскания перпендикулярна крыльям самолета и описывает его движение из стороны в сторону. Ось тангажа ориентирована параллельно крылу и перпендикулярна оси рысканья. Движение по тангажу — это движение носа вверх и вниз. Наконец, ось крена проходит по всей длине самолета и описывает вертикальное движение крыльев.
Чтобы оценить аэродинамические характеристики самолета при изменении положения в этих направлениях, мы можем измерить несколько различных коэффициентов, которые описывают подъемную силу, лобовое сопротивление и момент. Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления являются безразмерными величинами, которые позволяют нам моделировать сложные эффекты формы и потока на подъемную силу и сопротивление.
Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления определены так, как показано на рисунке, где L и D — это подъемная сила и лобовое сопротивление, а S — эталонная область модели самолета. Rho и V — плотность и скорость свободного потока. Мы можем упростить ро V в квадрате на два до динамического давления, q.
Точно так же инженеры измеряют коэффициент момента тангажа, который является безразмерной величиной, описывающей крутящий момент, создаваемый силами, действующими на самолет в направлении оси тангажа, называемый моментом тангажа.
Как и коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления, коэффициент момента тангажа определяется, как показано на рисунке, где M — момент тангажа, q — динамическое давление, а S и C — референтная площадь и контрольная длина самолета.
Наконец, мы можем измерить коэффициент момента рысканья, который описывает крутящий момент, создаваемый в направлении оси рысканья. Этот коэффициент определяется так, как показано на рисунке, где N — момент рысканья, а B — размах крыльев самолета.
Инженеры используют эти коэффициенты для изучения летно-технических характеристик и устойчивости самолета. Производные устойчивости, взятые по углам тангажа или рысканья, показывают, является ли воздушное судно устойчивым или неустойчивым.
Например, если угол атаки, альфа, внезапно увеличивается порывом ветра, реакция самолета определяет его устойчивость. Если угол атаки продолжает увеличиваться бесконечно, самолет становится неустойчивым. Это показано положительной производной устойчивости, показывающей, что коэффициент момента качки продолжает увеличиваться с альфа-коэффициентом.
То же самое верно и для направленной неустойчивости относительно угла рыскания бета, который дает отрицательный коэффициент устойчивости. Если угол атаки или угол рыскания возвращаются к исходным значениям, то о самолете говорят, что он стабилен. Это отражается на производных устойчивости, которые противоположны неустойчивым условиям.
В этом эксперименте мы изучим модель самолета, как она подвергается воздействию воздушного потока с различными углами наклона и рысканья, и определим ее устойчивость и производительность с хвостовым оперением и без него.
В этом эксперименте мы изучим модель самолета, как она подвергается воздействию воздушного потока с различными углами наклона и рысканья, и определим ее устойчивость и производительность с хвостовым оперением и без него.
Для этого эксперимента вам нужно будет использовать аэродинамическую аэродинамическую трубу с балансом сил, который контролирует угол атаки, также называемый углом тангажа, и угол рыскания во время эксперимента. Вам также понадобится модель самолета DC-6B, которая крепится к балансу сил с помощью стоек.
Для начала заблокируйте внешние балансиры и установите стойки на балансирах, чтобы проанализировать влияние только стоек, чтобы их можно было вычесть из измерений самолета. Установите угол рыскания равным 0, отрегулировав ручку мотора рысканья.
Теперь включите компьютер и включите систему сбора данных для внешнего баланса сил. Дайте системе прогреться в течение 30 минут перед тестированием.
Как только система прогреется, откройте программное обеспечение для сбора данных. Считайте давление и температуру в помещении и запишите эти значения в блокнот. Откорректируйте барометрическое давление с помощью таблицы барометра, которая прилагается к ртутному барометру.
Теперь убедитесь, что на испытательном участке и в аэродинамической трубе нет мусора и незакрепленных деталей. Затем закройте дверцы испытательной секции. Разблокируйте внешний баланс. Затем установите регулятор скорости в аэродинамической трубе на 0. Включите аэродинамическую трубу и систему охлаждения аэродинамической трубы. Запишите силы и моменты равновесия при скорости ветра на 0.
Теперь отрегулируйте угол рыскания на 5? с помощью регулятора рысканья. Затем снова запишите силы баланса и моменты при скорости ветра 0. Повторить эти измерения еще раз при угле рыскания 10? и нулевая скорость ветра. Теперь установите угол рыскания обратно на 0, а затем установите динамическое давление на 7 дюймов воды. Затем снова запишите силы баланса и моменты.
Теперь установите угол рыскания на 5°, отрегулируйте динамическое давление обратно на 7 дюймов воды, если это необходимо, а затем запишите балансовые силы и моменты. Повторите те же измерения при угле рыскания 10°, при необходимости сбросив динамическое давление обратно на 7 дюймов воды. После того, как измерения будут зафиксированы, верните угол рыскания к нулю, и выключите аэродинамическую трубу.
Чтобы начать калибровку модели самолета DC-6B, сначала заблокируйте внешний баланс и откройте тестовый участок. Затем установите модель DC-6B с надетым хвостовым оперением. Откалибруйте угол тангажа с помощью электронного уровня и при необходимости отрегулируйте его до нуля.
После закрытия дверей испытательной секции разблокируйте внешний баланс, нажмите кнопку носа вниз, чтобы установить угол тангажа на -6?. Теперь запишите силы баланса и моменты при выключенной аэродинамической трубе, чтобы получить поправку, необходимую для учета веса модели.
Изменить угол тангажа на -4? и повторите измерение силы и моментов, как и раньше. Провести тест на углы атаки до 10? с 2? Шагом. Затем верните угол тангажа к нулю. Теперь проведите тот же тест для углов рысканья 0,5 и 10?. Когда все углы будут проверены, заблокируйте внешний баланс, откройте тестовую секцию и снимите хвостовую часть модели DC-6B.
Затем установите хвостовой обтекатель, чтобы мы могли измерить вклад модели в вес при выключенной аэродинамической трубе. Теперь закройте тестовый участок, установите угол рыскания равным нулю и запишите измерения силы и момента для всех углов тангажа от -6 до 10°, как и раньше.
Как только эти измерения будут завершены, повторите испытание еще раз при угле тангажа 0 для трех углов рысканья. Когда все будет готово, заблокируйте внешний баланс.
Теперь проведем эксперимент с ненулевой скоростью ветра. Для начала проверьте тестовый участок на наличие мусора и незакрепленных деталей. Затем закройте дверцы тестовой секции.
Далее установите угол тангажа равным нулю и разблокируйте внешний баланс. Установите регулятор скорости в аэродинамической трубе на ноль, затем включите аэродинамическую трубу. Запишите силы баланса и моменты перед включением воздушного потока. Теперь включите воздушный поток с динамическим давлением, равным 7 дюймам воды. Затем установите угол наклона на -6° и отрегулируйте динамическое давление обратно на 7 дюймов воды, если это необходимо, прежде чем записывать балансовые силы и моменты для этой настройки.
Повторите измерение для каждого из углов наклона, проверенных на этапах калибровки. Затем верните углы тангажа и рыскания к нулю. При необходимости снова отрегулируйте динамическое давление, а затем запишите силы баланса и моменты. Как и раньше, повторите измерения углов рысканья, проверенных во время калибровки.
После того, как все измерения будут выполнены, медленно уменьшите скорость воздуха до нуля. Теперь заблокируйте внешний баланс и откройте тестовый раздел. Снимите хвостовой конус DC-6B и установите хвостовое оперение в сборе. Затем закройте испытательный участок и повторите измерения для всех ранее испытанных углов тангажа и рыскания при динамическом давлении в аэродинамической трубе 7 дюймов воды.
В этом эксперименте были получены тактико-технические характеристики и характеристики устойчивости модели самолета DC-6B в двух конфигурациях: с обычным самолетным оперением и без хвостового оперения.
Для каждой конфигурации отрегулируйте измеренные силы, чтобы убрать вес стойки, вычитая силы при выключенной модели и при выключенной модели от сил при выключенной модели и включенном ветре.
Затем устраните влияние веса модели, вычтя силы при включенной модели и смотке из сил, при которой модель включена. Затем устраните аэродинамический эффект стоек, вычтя силы регулировки по весу стоек из сил, скорректированных по весу модели.
Используя эти скорректированные силы, мы можем рассчитать коэффициент подъемной силы и коэффициент лобового сопротивления с помощью этих уравнений. Здесь L — подъемная сила, а D — сопротивление, которое было измерено в эксперименте. S — это область отсчета модели, а q — динамическое давление.
Теперь, если мы построим график коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления в зависимости от угла тангажа, мы увидим, что хвост самолета увеличивает максимальную подъемную силу, но хвост также увеличивает сопротивление. Далее давайте посмотрим на коэффициент момента подачи. Момент качки, М, измерялся в наших экспериментах.
Затем мы построим график зависимости коэффициента момента тангажа от угла тангажа. Помните, что если момент тангажа увеличивается с увеличением угла атаки, то самолет становится неустойчивым, так как не может вернуться на ровный курс. Но если момент тангажа уменьшается с увеличением угла атаки, то момент тангажа предотвращает увеличение или уменьшение угла тангажа до бесконечности; Таким образом, обеспечивается большая устойчивость самолета.
В конфигурации с хвостовым оперением коэффициент тангажа увеличивается с увеличением угла тангажа, показывая, что самолет неустойчив в этой конфигурации. С другой стороны, хвостовое оперение по конфигурации демонстрирует противоположное поведение, где коэффициент тангажа уменьшается по мере увеличения угла тангажа, показывая, что хвостовое оперение добавляет устойчивость самолету.
Аналогично рассчитаем коэффициент момента рысканья. Момент рысканья, N, измерялся в наших экспериментах. Здесь мы показываем график зависимости коэффициента момента рыскания от угла рысканья.
Для курсовой устойчивости положительный угол бокового скольжения бета означает, что нос самолета направлен влево от направления движения и вправо, если бета отрицательный. Коэффициент момента рыскания положительный вправо и отрицательный слева.
Однако, если момент рыскания уменьшается с увеличением бета, как это происходит при конфигурации с хвостовым оперением, самолет не стремится вернуться в положение нулевого бета и становится неустойчивым. Таким образом, можно сделать вывод, что хвостовое оперение самолета необходимо для достижения устойчивости, даже если это приводит к некоторому снижению летных характеристик.
Таким образом, мы узнали, как аэродинамические характеристики самолета описываются коэффициентами его подъемной силы, лобового сопротивления и момента. Затем мы измерили аэродинамические силы, испытываемые моделью самолета DC-6B в аэродинамической трубе, чтобы проанализировать его летные характеристики и устойчивость.
Aeronautical Engineering
27.7K Просмотры
Aeronautical Engineering
23.0K Просмотры
Aeronautical Engineering
14.9K Просмотры
Aeronautical Engineering
9.3K Просмотры
Aeronautical Engineering
17.3K Просмотры
Aeronautical Engineering
39.0K Просмотры
Aeronautical Engineering
13.0K Просмотры
Aeronautical Engineering
9.2K Просмотры
Aeronautical Engineering
5.4K Просмотры
Aeronautical Engineering
51.5K Просмотры
Aeronautical Engineering
8.0K Просмотры
Aeronautical Engineering
10.6K Просмотры
Aeronautical Engineering
11.0K Просмотры
Aeronautical Engineering
9.8K Просмотры
