УСТАНОВКА ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к области механики жидкостей и газов и может быть использована в учебном процессе при изучении дисциплины «Аэродинамика и теория полета» для исследования аэродинамических характеристик летательного аппарата, а именно экспериментального определения зависимости коэффициента лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от угла атаки модели летательного аппарата в аэродинамической лаборатории.
Известен учебный прибор по исследованию эффекта Магнуса, содержащий аэродинамическую трубу, в рабочей части которой находится цилиндр, приводимый во вращательное движение электромотором посредством приводного ремня. (Горшенин Д.С., Мартынов А.К. Методы и задачи практической аэродинамики. - М.: Машиностроение, 1977. - 240 с).
Недостатком этого учебного прибора является невозможность количественно оценивать действие сил лобового сопротивления и подъемной силы.
Известна установка для исследования эффекта Магнуса, содержащая дозвуковую аэродинамическую трубу, в рабочей части которой на державке установлен вращающийся цилиндр, соединенный с валом электромотора, а также она оборудована приемником полного давления и приемником статического давления, микроманометром, чашечными весами, причем приемник полного давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы перпендикулярно встречному потоку воздуха и соединен резиновой трубкой с бачком микроманометра, приемник статического давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы параллельно набегающему потоку воздуха и соединен при помощи резиновой трубки со стеклянной отсчетной трубкой микроманометра, чашечные весы соединены с державкой нитью, перекинутой через блок, закрепленный на основании лабораторной установки. (RU 98581 U1 20.10.2010).
Недостатком установки является невозможность количественно оценить действие сил лобового сопротивления и подъемной силы.
Задачей полезной модели является подтверждение научно-теоретических положений аэродинамики путем экспериментального исследования аэродинамических характеристик летательного аппарата, а именно экспериментального определения зависимости коэффициента лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от угла атаки модели летательного аппарата.
Сущность полезной модели заключается в том, что в установке для исследования аэродинамических характеристик модели летательного аппарата, содержащая дозвуковую аэродинамическую трубу с державкой в рабочей части, которая оборудована приемником полного давления и приемником статического давления, микроманометром, причем приемник полного давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы перпендикулярно встречному потоку воздуха и соединен резиновой трубкой с бачком микроманометра, приемник статического давления установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы параллельно набегающему потоку воздуха и соединен при помощи резиновой трубки со стеклянной отсчетной трубкой микроманометра, и нить, перекинутую через блок, закрепленный на основании лабораторной установки, аэродинамические весы, содержащие подвижную раму, модель летательного аппарата, укрепленную на державке, которая жестко укреплена на подвижной раме аэродинамических весов, которые снабжены первым динамометром, закрепленным с одной стороны к основанию установки, соединенный с подвижной рамой аэродинамических весов нитью, перекинутой через блок, закрепленный на подвижной раме аэродинамических весов, и вторым динамометром, закрепленным с другой стороны к основанию установки, соединенный с подвижной рамой аэродинамических весов нитью, перекинутой через второй блок, закрепленный на подвижной раме аэродинамических весов.
На фиг. 1 приведена схема установки.
x
На фиг. 2 приведена экспериментальная зависимости коэффициента лобового сопротивления C от угла атаки α модели летательного аппарата.
y
На фиг. 3 приведена экспериментальная зависимость коэффициента подъемной силы C от угла атаки α модели летательного аппарата.
Установка для исследования аэродинамических характеристик модели летательного аппарата содержит аэродинамическую трубу 1, которая оборудована приемником полного давления 2 и приемником статического давления 3. Приемник полного давления 2 установлен на выходе сужающейся части сопла аэродинамической трубы 1 перпендикулярно встречному потоку воздуха и соединен резиновой трубкой 4 с бачком микроманометра 5. Приемник статического давления 3 установлен на выходе сужающейся части аэродинамической трубы 1 параллельно набегающему потоку воздуха и соединен при помощи резиновой трубки 6 со стеклянной отсчетной трубкой микроманометра 5. Модель летательного аппарата 7, укреплена на державке 8,с возможностью изменять угол атаки. Державка 8 жестко укреплена на подвижной раме аэродинамических весов 9, которые снабжены первым динамометром 10 и вторым динамометром 11. Динамометры 10 и 11 прикреплены с противоположных сторон к основанию установки 12. Первый динамометр 10 соединен с одной стороны с подвижной рамой 9 нитью 13, перекинутой через блок 14, закрепленный на подвижной раме 9, и показывает силу лобового сопротивления, действующую на модель летательного аппарата 7. Второй динамометр 11 соединен с другой стороны с подвижной рамой 9 нитью 15, перекинутой через блок 16 закрепленный с противоположной стороны на подвижной раме 9 и показывает подъемную силу, действующую на модель летательного аппарата 7.
Установка работает следующим образом.
При включении аэродинамической трубы 1 создается набегающий поток воздуха, который действует на приемник полного давления 2, приемник статического давления 3 и на модель летательного аппарата 7, расположенный под углом атаки 0 градусов. Попадая в приемник полного давления 2, воздух проходит по резиновой трубке 4 и далее в бачок микроманометра 5, вытесняя при этом жидкость из бачка в отсчетную стеклянную трубку микроманометра 5. Одновременно воздух также попадает в приемник статического давления 3, проходит по резиновой трубке 6 и попадает в отсчетную стеклянную трубку микроманометра 5, препятствуя при этом вытеснению жидкости. Создается разность полного и статического давления воздуха, что по определению называют скоростным напором. При действии скоростного напора воздуха на модель летательного аппарата 7 создается аэродинамическая сила, которая смещает модель летательного аппарата 7. В свою очередь вместе с моделью летательного аппарата 7 смещается державка 8 и подвижная рама 9. Подвижная рама 9 натягивает нити 13 и 15, которые отклоняют стрелки динамометров 10 и 11. При этом снимаются показания составляющей полной аэродинамической силы: с динамометра 10 - сила лобового сопротивления, а с динамометра 11 - подъемная сила, и замеряется уровень столба жидкости в отсчетной стеклянной трубке микроманометра 5. Далее модель летательного аппарата 7 располагают под углом атаки 5, 10 и 15 градусов и при каждом изменении угла атаки производят снятие ранее описанных показаний.
x
у
x
x
y
При проведении эксперимента на предлагаемой установке были определены зависимости коэффициента силы лобового сопротивления C от угла атаки α модели летательного аппарата 7 (см. фиг. 2) и коэффициента подъемной силы С от угла атаки α модели летательного аппарата 7 (см. фиг. 3). Из зависимостей видно, что при малых углах атаки α до 5 градусов коэффициент лобового сопротивления C практически не изменятся, а с увеличением угла атаки α более 5 градусов, коэффициент лобового сопротивления C начинает увеличиваться. В свою очередь коэффициент подъемной силы C при 0 градусов равен 0, но с увеличением угла атаки α он начинает увеличиваться. Полученные экспериментальные зависимости подтверждают научно-теоретические положения аэродинамики. Это дает возможность в процессе проведения эксперимента на предлагаемой установке визуально наблюдать по динамометрам динамику изменения действия составляющих аэродинамической силы на исследуемую модель летательного аппарата.