На головну

Лабораторна робота №1

  1. II. Організаційно-управлінська робота
  2. II. САМОСТІЙНА РОБОТА.
  3. II. САМОСТІЙНА РОБОТА.
  4. II. САМОСТІЙНА РОБОТА.
  5. II. САМОСТІЙНА РОБОТА.
  6. II. САМОСТІЙНА РОБОТА.
  7. II. САМОСТІЙНА РОБОТА.

Дослідження впливу форми крила в плані на його розподілені аеродинамічні характеристики

Ціль роботи

1. Розкрити фізичну сутність впливу форми крила в плані на його розподілені аеродинамічні характеристики.

2. Закріпити знання основних теоретичних положень про вплив форми крила в плані на його розподілені аеродинамічні характеристики.

3. Дослідити картини розподілу тиску в кореневих, середніх і кінцевих перерізах моделей прямокутного, стріловидного і трикутного крила.

За отриманими результатами побудувати залежності коефіцієнтів Су перерізів від розмаху і форми моделей крила. Провести порівняльний аналіз.

Зміст роботи

1. Теоретичні обґрунтування

Вивчаючи вплив сили тиску на обтікаєме тіло, визначають зазвичай не абсолютний , а надлишковий тиск в точках на поверхні тіла. Для нестисливого ​​потоку надлишковий тиск визначається за рівнянням Бернуллі, записаному в наступному вигляді:

. (1.1)

Де рі і Vi - статичний тиск і швидкість у розглянутій і-й точці на поверхні тіла;

р і V - статичний тиск і швидкість у незбуреному потоці;

рі - р - надлишковий тиск в і-й точці.

За відомим надлишковим тиском легко визначити коефіцієнт тиску в даній точці

. (1.2)

а) - векторна діаграма розподілу коефіцієнтів тиску; б) - епюра розподілу коефіцієнтів тиску

Визначивши значення коефіцієнта тиску, можна побудувати або векторну діаграму поверхні тіла, або епюру розподілу руху по хорді тіла.

Так, у разі обтікання крила потоком рідини чи газу, відкладаючи в зручному масштабі та з урахуванням знака величини в кожній точці по нормалі до профілю, отримаємо векторну діаграму (рис. 1.1.а). Діаграма такого виду наочно показує розподіл коефіцієнтів тиску по поверхні обтікаемого тіла, проте складна для побудови і не дозволяє розрахувати до неї аеродинамічні коефіцієнти cу, cх тиск , mz та інші. Якщо ж відкладати в масштабі з урахуванням знака величини по нормалі до хорди профілю в точках, відповідних проекції на хорду розглянутих точок профілю, отримуємо епюру розподілу коефіцієнтів тиску (рис.1.1, б).

  а) б)

Рис.1.1. Розподіл коефіцієнтів тиску:

На горизонтальній осі епюри зазвичай відкладають безрозмірні абсциси:

,

де х - абсциса в і-й точці; b - хорда профілю.

Від'ємні значення коефіцієнтів тиску відкладаються вгору, а додатні - вниз.

У передній критичній точці профілю , де VL= 0 коефіцієнт тиску = +1 (див., вираз 1.2). Коефіцієнт підйомної сили крила перерізу визначається виразом: (1.3)

де F- площа, обмежена кривими ƒ( ) і ƒ( ), см2 ;

і - масштабні коефіцієнти, які дорівнюють кількості сантиметрів на епюрі, відповідних одиниці і одиниці .

Коефіцієнт підйомної сили крила може бути визначений за формулою:

(1.4)

де - хорда перерізу крила;

bсер. - середня хорда крила;

- відносна координата поточного перерізу крила, відрахована вздовж розмаху від площини симетрії крила.

Величина підйомної сили, що припадає па одиницю довжини розмаху крила, називається навантаженням. Розподіл навантаження по розмаху крила характеризується залежністю місцевих значень коефіцієнта підйомної сили від відносної координати і зміною хорди перерізів крила за розмахом. На характер залежності найбільш сильний вплив має стріловидність крила по передній кромці , звуження і видовження крила . При досить малих кутах атаки можна вважати cy = cу a

2. Опис експериментальної моделі крила

Дренована в трьох перерізах (z1, z2 и z3) (рис.1.2) модель крила встановлюється в робочій частині аеродинамічної труби. Досліджуються моделі прямокутного, стріловидного і трикутного крила. Тиск в точках на поверхні крила в розглянутих перерізах передається через отвори по гумовим трубкам до батарейного манометру. Вимірювання тиску у зазначених на рис.1.2 точках поверхні моделі в трьох її перетинах дозволяє добудувати епюру розподілу коефіцієнтів тиску в кожному перерізі (рис. 1.3), обчислити значення коефіцієнтів і побудувати залежність для кожної моделі крила.

Рис. 1.2. Схема експериментальної установки

Рис 1.3. Схема моделі дренованого у 3-х перерізах крила.



Шкала оцінювання | Порядок виконання роботи

Лабораторна робота №2 | Умови эксперименту | Порядок виконання роботи | Протокол лабораторного заняття 3 | Протокол испытаний | Лабораторна робота №4 | Порядок виконання роботи | Протокол лабораторного заняття 4 | Лабораторна робота №5 | Лабораторна робота №6 |

© um.co.ua - учбові матеріали та реферати