![]() |
Главная Случайная страница Контакты | Мы поможем в написании вашей работы! | |
|
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 сy і сx 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 сy і сx моделі літака. За отриманим коефіцієнтам сy і сx 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 сy, сx 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 су = 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 схо і сxі, 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
Дата публикования: 2015-09-18; Прочитано: 766 | Нарушение авторского права страницы | Мы поможем в написании вашей работы!