УЧЕБНЫЙ ПРИБОР ДЛЯ ДЕМОНСТРАЦИИ ПРИНЦИПА ДЕЙСТВИЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ 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 демонстрации принципа действия аэродинамических рулей летательного аппарата.
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 продемонстрировать принцип действия органов управления летательного аппарата.
Наиболее близкой к предполагаемой полезной модели является установка 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, отличающаяся тем, что в нее введены 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, перекину той 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, перекину той через второй блок, закрепленный на подвижной раме аэродинамических весов (RU 144390 U1 16.07.2014).
На данной установке можно оценить действия сил лобового сопротивления и подъемную силу, но принцип действия органов управления продемонстрировать на ней невозможно.
Задачей полезной модели является наглядность принципа действия органов управления летательного аппарата при возникновении управляющего усилия, заключающегося в возникновении на боковой поверхности руля, подъемной силы при его отклонении.
Сущность полезной модели заключается в том, что учебный прибор для демонстрации принципа действия органов управления летательного аппарата содержащий 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, а в хвостовую часть модели летательного аппарата введены аэродинамические рули, закрепленные на валу, который установлен в хвостовой части перпендикулярно основной плоскости и оси симметрии модели летательного аппарата, причем один конец вала жестко соединен с первым аэродинамическим рулем, а другой конец вала жестко соединен со вторым аэродинамическим рулем.
На фиг. 1 приведена схема установки.
На фиг. 2 приведена схема расположения аэродинамических рулей.
На фиг. 3 приведена схема создания управляющего усилия.
Учебный прибор для демонстрации принципа действия органов управления 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, расположенная под углом атаки 0 градусов, укреплена на державке 8. 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. В хвостовой части модели летательного аппарата 7 установлены аэродинамические рули 17 и 18 расположенные на нулевом угле атаки и закрепленные на валу 19. Вал 19 установлен в хвостовой части перпендикулярно основной плоскости и оси симметрии модели летательного аппарата 7. Один конец вала жестко соединен с первым аэродинамическим рулем 17, а другой конец вала жестко соединен со вторым аэродинамическим рулем 18.
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. При действии скоростного напора воздуха на модель летательного аппарата 7 создается аэродинамическая сила, которая ее смещает. При этом снимаются показания составляющей полной аэродинамической силы: с динамометра 10 - сила лобового сопротивления, а с динамометра 11 - подъемная сила. Модель летательного аппарата 7 при этом постоянно располагается при нулевом угле атаки. Аэродинамические рули 17 и 18 расположены на нулевом угле атаки.
Вал 19 поворачивают и соответственно аэродинамические рули 17 и 18 располагаются под углом атаки, например, 5 градусов. При этом скоростной напор действует на площадь аэродинамических рулей 17 и 18, создавая при этом подъемную силу. Соответственно, это приводит к смещению модели летательного аппарата 7. Измеряют силу лобового сопротивления и подъемную силу с помощью динамометров 10 и 11 соответственно. Измерения лобового сопротивления и подъемной силы производят 3 раза, увеличивая угол атаки каждый раз на 5 градусов.
Из теории аэродинамики известно, что принцип создания управляющей силы воздушным рулем заключается в возникновении на боковой поверхности руля при его отклонении от исходного положения подъемной аэродинамической силы, действующей в поперечном к продольной оси ракеты направлении в месте установки руля.
,
в
в
где  - аэродинамический коэффициент управляющей силы руля; δ - угол поворота руля; ρ - плотность воздуха; V - скорость набегающего потока воздуха, равная скорости ракеты;  - площадь боковой поверхности руля.
Из формулы видно, что изменение управляющей силы прямо-пропорционально зависит от изменения угла поворота аэродинамического руля.
При проведении демонстрации принципа действия органов управления летательного аппарата, на предлагаемом приборе, по показаниям стрелки динамометра 11, можно наглядно наблюдать действие подъемной силы при различных углах атаки аэродинамических рулей при постоянном положении модели летательного аппарата. А так же по показаниям динамометра 11 можно построить график изменения подъемной силы от угла атаки аэродинамических рулей 17 и 18.