Лабораторна робота №5. Визначення аеродинамічних характеристик літальних апаратів

Визначення аеродинамічних характеристик літальних апаратів

Ціль роботи

__________________________________________________________________

__________________________________________________________________

1. Теоретичні обґрунтування

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

2. Отримати ваговим методом залежності коефіцієнтів , , і моделі літака з крилом змінної стріловидності.

3. Закріпити знання основних теоретичних положень про підйомну силу та лобовий опір літального апарату з урахуванням інтерференції.

Зміст роботи

Аеродинамічні характеристики літального апарату не являються простою сумою відповідних аеродинамічних характеристик його частин: крила, корпусу, оперення і ін. внаслідок взаємного впливу (інтерференції) однієї частини літального апарату на іншу частину. Тому при розрахунку аеродинамічних характеристик літального апарату в цілому вводять спеціальні коефіцієнти інтерференції, що враховують взаємний вплив його частин.

Визначення аеродинамічних характеристик (коефіцієнтів підйомної сили та лобового опору) моделі літального апарату ваговим методом в аеродинамічній трубі дозвукових швидкостей при дотриманні умови аеродинамічної подібності не вимагає введення поправок на інтерференцію. Тому аеродинамічні коефіцієнти с_y і с_x літака для режимів польоту, подібних продувці моделі, визначаються так:

(5.1)

(5.2)

де: Y' і Х' - величини, отримані на вагах при продувці; Y₀ і Х₀ - нульові відліки на вагових важелях;

- динамічний тиск незбуреного потоку в аеродинамічній трубі, якій визначене за мікроманометром.

Крило змінюваної в польоті стріловидності дозволяє усунути багато протиріч, що виникають при аеродинамічній компоновці літака, призначеного для бойового застосування як на дозвукових, так і на надзвукових швидкостях. Зміна геометричних характеристик такого крила при його повороті призводить до змін його лобового опору, підйомної сили і аеродинамічного якості. Причому збільшуючи кут стріловидності крила зі збільшенням числа М польоту (М > M _кр) за певним законом, можна здійснювати політ з найбільшою аеродинамічною якістю як на дозвукових, так і на надзвукових швидкостях. Разом з тим, змінна стріловидність передньої кромки крила (злам передньої кромки) призводить до неодночасному по кутах атаки розвитку відривних явищ на ділянках крила з малою і великою стріловидністю, до істотного збільшення значення критичного кута атаки, до збільшення несучих властивостей крила.

2. Опис експериментальної установки

Модель літака (1) з крилом змінної стрілоподібності встановлюється в робочій частині аеродинамічної труби АТ-2 (рис. 5.1).

На заданому куті атаки α і при заданій швидкості V на модель діятиме повна аеродинамічна сила R, проекції якої на осі швидкісної системи координат (підйомна сила і сила лобового опору) врівноважуються на аеродинамічних вагах 2КВТ-2 вантажами та динамометрами, (4) і (3) відповідно.

Рис. 5.1. Принципова схема експериментальної установки:

1 – модель літака; 2 – пристрій для зміни кутів атаки; 3 – динамометр для вимірювання продольної сили; 4 – динамометр для вимірювання нормальної сили

3. Порядок виконання роботи

Для кожного з трьох фіксованих значень кутів стріловидності поворотної частини крила ( - мінімальний, - середній - максимальний) провести продувку моделі літака в діапазоні кутів атаки (де ), отримавши значення У' і Х' на всіх заданих кутах атаки.

Розрахувати за результатами експерименту користуючись виразами (5.1) і (5.2) коефіцієнти с_y і с_x моделі літака. За отриманим коефіцієнтам с_y і с_x обчислити значення аеродинамічної якості на всіх заданих кутах атаки.

Дослідити фізичну картину обтікання частин моделі літака з крилом змінної стріловидності з урахуванням інтерференції в гідродинамічній трубі. В процесі цього дослідження звернути увагу на:

- спектр ліній потоку на верхніх частинах фюзеляжу, крила і стабілізатора при малих кутах атаки;

- виникнення і розвиток реальної вихрової системи на поворотній частині крила при зміні кутів атаки для трьох значень стріловидності (, , );

- виникнення і розвиток вихрів на кореневій частині крила при збільшенні кутів атаки;

- - взаємовплив нерухомої і поворотної частини крила;

- взаємовплив і розвиток вихрів на фюзеляжі при зміні кутів атаки;

- взаємовплив вихрів, що виникають на фюзеляжі, крилі і стабілізаторі;

- руйнування вихрів і зміщення точки руйнування в залежності від кутів атаки.

4. Результати дослідження та їх аналіз

За отриманими значенням коефіцієнтів с_y, с_x і аеродинамічної якості К побудувати для всіх трьох стріловидностей крила графіки залежностей , , і (рис.5.2) По графіками визначити , , , , моделей літака з кутами стріловидності поворотної частини крила , і . Порівняти ці значення і зробити висновки.

У висновках пояснити характер отриманих залежностей.

Контрольні запитання

1. Пояснити фізичні причини інтерференції крила і корпусу, оперення і корпусу, крила і оперення.

2. У чому полягає особливість обтікання частин літака на кутах атаки близьких до критичних?

3. Написати і пояснити вираз коефіцієнта підйомної сили літака з урахуванням інтерференції.

4. Написати і пояснити вираз коефіцієнта лобового опору при с_у = 0 з урахуванням інтерференції.

5. Відобразити і пояснити залежність літального апарата.

6. Відобразити і пояснити залежність літального апарата.

7. Відобразити і пояснити залежність літального апарата.

8. Відобразити і пояснити поляри літального апарата. Вказати характерні точки.

9. Визначити на полярі коефіцієнти с_хо і с_xі, величину А.

10. Які шляхи підвищення аеродинамічної якості літальних апаратів?

11. Вказати особливості вихрової структури потоку при обтіканні частин літака з крилом змінної стріловидності.

12. Вплив вихрів, що утворюються при зриві потоку з частин літака, на аеродинамічні характеристики літака.

Рис.5.2. Залежності аеродинамічних коефіцієнтів від α і