1. Лабораторная работа 2
Аэродинамические весовые испытания моделей
летательных аппаратов при нулевом угле скольжения
Цель работы − ознакомление с аэродинамическими
весовыми испы­таниями модели, помещенной в поток,
создаваемый аэродинамической трубой; с принципом действия
тензометрических
весов;
определение
коэффициентов
аэродинамических сил и моментов и их анализ.
Теоретические основы работы
Рис. 2.1. Скоростная и связанная системы

2. Рис. 2.2. Схема для определения угла атаки при нулевом угле
скольжения

3. Рис. 2.3. Составляющие
аэродинамической силы
в скоростной и связанной системе
координат
RA

4. c xa
X
= a
q∞ S
2
q∞ = ρV∞
K=
c ya
c xa
c ya
(2.1)
2
cx =
Ya
=
q∞ S
X
q∞ S
(2.2)
cy =
Y
q∞ S
M = MR − MP
Mz
mz =
q∞ Sba
m z ( α ) = m z 0 + mc y ( α )
(2.4)
(2.5)

5. Рис. 2.4.
Зависимость
mz ( α)

6. I
dm z
>0
dα
II
dm z
<0
dα
Схема экспериментальной
установки
Рис. 2.5.
Тензодинамометр

7. Рис. 2.6. Кольцевой тензодинамометр весов
6КТМ

8. Рис. 2.7. Блок-схема электронной части измерительной
системы
Рис. 2.8. Измерительный комплекс аэродинамической трубы Т-3К

9. Рис. 2.9. Система сбора и обработки экспериментальных данных трубы
Т-1К

10. Рис. 2.10. Подвеска модели на
аэродинамических весах

11. Методика расчета аэродинамических коэффициентов
Рис. 2.11. Схема элемента летательного
аппарата

12. ∑ Xa
∑ Ya
∑Mz
= − X a + Q − q12 − K 3 x = 0
(
)
= Ya − ( P − K12 ) − P3 − K 3 y + J = 0
12
(
(2.6)
)
0
= M z + M z − ( P12 − K12 ) a + P3 − K 3 y b + ( Q − q12 ) c − ( K 3 x + q3 ) α − Jh = 0
cα
ya
Рис. 2.12.
Зависимость
c ya ( α )
=
dc ya
dα
(2.7)

13. K ( α) =
Рис. 2.13. Поляра I рода
c ya ( α )
c xa ( α )

14. Рис.2.14. Изменение аэродинамического качества профиля
в зависимости от угла атаки

15. Порядок проведения
работы
Таблица 2.1
-5
αл
α
c ya
c xa
К
mz
К
-3
0
0
5
5
1
10
1
15
2
20
2
22
2
24
2
25