Лабораторна робота №4. Дослідження аеродинамічних характеристик корпусів

1. Теоретичні обґрунтування

На корпус, що знаходиться в потоці газу під кутом атаки α, діє аеродинамічна сила R, проекції якої на осі швидкісної системи координат представляю собою підйомну силу Y і силу лобового опору Х (рис.4.9). Коефіцієнт підйомної сили корпусу

(4.1)

визначається силами тиску, що діють на головну, хвостову і циліндричну частини. Підйомна сила головної і хвостової частин обумовлена ​​потенційним обтіканням корпусу у вигляді тіла обертання і лінійно залежить від кута атаки. Підйомна сила циліндричної частини обумовлена ​​відривом потоку на верхній поверхні корпусу (сила опору циліндричного тіла, обтікаємого в'язким поперечним потоком зі швидкістю V·sinα, нелінійно залежить від α).

Рис.4.1. Схема обтікання корпусу дозвуковим потоком

Загальний коефіцієнт підйомної сили корпусу у вигляді тіла обертання можна представити як суму лінійної і нелінійної складових, за кутом атаки.

(4.2)

Аеродинаміка тіл обертання дає такі вирази, і :

(4.3)

де α – кут атаки тіла обертання (в радіанах); S_д – площа донного зрізу; S_M – площа міделевого перерізу.

(4.4)

де С – коефіцієнт, що залежить від числа Re тіла обертання C = 0.35 при ; – видовження циліндричної і хвостової частини корпусу.

Вираз (4.2) з урахуванням виразу (4.3) і (4.4) запишеться у вигляді:

(4.5)

Коефіцієнт лобового опору корпусу

(4.6)

визначається силами тиску, що діють на головну і хвостову частини, розрідженням в донній частині та силами тертя. Загальний коефіцієнт лобового опору корпусу (як і крила) представляється як сума коефіцієнтів лобового опору, не залежного від підйомної сили – с_xo і залежного від підйомної сили - с_xi:

(4.7)

Якщо при дозвукових швидкостях польоту коефіцієнт c_xд визначається в основному силами тертя, то при швидкостях близьких до надзвукових і надзвукових швидкостях опір спричинений тиском становить велику частку всього опору (за рахунок хвильового опору). Хвильовий опір в значній мірі залежить від форми головної частини. Це дозволяє записати наступні вираз коефіцієнтів с_xo корпусу при дозвукових і надзвукових швидкостях (M M_кр):

; (4.8)

(M > M_кр). (4.9)

2. Опис експериментальної установки

Рис.4.2. Принципова схема експериментальної установки:

1 – модель корпусу; 2 – пристрій для вимірювання кутів атаки; 3 – динамометр для вимірювання сили лобового опору; 4 – динамометр для вимірювання підйомної сили

Модель корпусу літального апарату 1, виконана a вигляді тіла обертання, встановлюється в робочій частині аеродинамічної труби АT-I (см. рис. 4.2).

На заданому кута атаки і при заданій швидкості потоку V (кути атаки плавно змінюються пристроєм 2), діючі на модель сили Y і Х урівноважуються на аеродинамічних вагах 2КВТ-1 вантажами та динамометрами 4 і 3 відповідно.

Для визначення коефіцієнта моделі корпусу при числах М >1 використовується надзвукова аеродинамічна труба CТ-I (рис. 1.8, 1.9), і аеродинамічні ваги труби СТ-1.