Определение аэродинамических характеристик профиля крыла по измеренному распределению давления на его поверхности

Страницы работы

Фрагмент текста работы

Балтийский Государственный Технический Университет

Факультет авиа- и ракетостроения


Гидрогазоаэродинамика

Лабораторная работа №2

Определение аэродинамических характеристик профиля крыла по измеренному распределению давления на его поверхности

Выполнил:     Гурин Г.С . гр. А-152                                                    Проверил:      Зазимко В.А.

Санкт-Петербург

2007

Цель работы – определение аэродинамических коэффициентов лобового сопротивления Cx и  подъёмной силы Cy по замеренному распределению давления по поверхности крылового профиля.

Результаты измерений

рис.1

3.JPG

. Профиль крыла

Ymax =  1,8 см;      Ymin =  -0,6 см;                         b = 15 см.

В дренированном крыловом профиле определяем избыточное давление в зада    нном наборе точек.

Координаты этих точек приведены в таблице 1.

1.JPG

рис.2. Профиль дренированного крыла

Верх:              1, 2, 3, 4, 5, 5а, 5б, 6, 7, 8, К.

Низ:                1, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, К.

Лоб:                6, 5б, 5а, 5, 4, 3, 2, 1, 9, 10, 11, 12, 13.

Корма:           6, 7, 8, К, 15, 14, 13.

Таблица 1.

№ точек

Х

У

1

0 см

0 см

2

0.02 см

0.2 см

3

0.09 см

0.4 см

4

0.15 см

0.5 см

5

0.26 см

0.66 см

5a

1.3 см

1.32 см

2.5 см

1.75 см

6

4.7 см

1.8 см

7

9.1 см

1.3 см

8

12 см

0.75 см

9

0.2 см

- 0.3 см

10

0.3 см

- 0.4 см

11

0.4 см

- 0.46 см

12

0.5 см

- 0.5 см

13

4.4 см

- 0.68 см

14

8.9 см

- 0.4 см

15

12.0 см

- 0.2 см

К

15.0 см

0 см

Изменение высоты жидкости для угла +80 приведены в таблице 2.

Таблица 2.

№ точек

2

4

5

6

7

8

9

10

11

12

13

14

15

hпито(мм)

hi

154

79

28

-170

-196

-120

-51

-15

74

53

22

0

-2

5

10

160

Обработка результатов измерений

1.  Вычисление значений коэффициента давления Cpi.

Обозначая высоту изменения уровня жидкости в i-й трубке манометра hi  и считая ее величиной алгебраической (hi >0, если жидкость в трубке опускается ,  и hi <0, если жидкость поднимается), можно по каждой измеренной величине hi  найти избыточное давление:

∆рi= рi -- р=  ∆hi *g*ρж

где g – ускорение силы тяжести

ρж  - плотность жидкости в манометре (если манометр заполнен подкрашенной водой, то ρж = 10-3 кгc/см3).

Одновременно с фиксацией давления в различных точках крыла должен быть замерен с помощью трубки Пито скоростной напор. Тогда коэффициент давления в i-м отверстии на крыле равен:

Cpi

Cpi

Cp1 =        

Cp2 =                                  Cp4 =

Cp5 =                                 Cp=

Cp5б =                                Cp6 =

Cp7 =                                 Cp8 =

Cp9 =                                       Cp10 =

Cp11 =                                      Cp12 =

Cp13 =                                 Cp14 =

Cp15 =                                       CpК =

Cp3 =

2.  Построение векторной диаграммы.

Используя полученные данные о распределении давления, можно построить так называемую векторную диаграмму. На векторной диаграмме графически точно вычерчивается крыло и наносятся точки дренажа, к каждой такой точке нормально к поверхности крыла пристраивается вектор, равный в выбранном масштабе величине коэффициента давления Сpi  в данной  точке. Если коэффициент Сpi. положителен, то вектор направлен к крылу, если Сpi отрицателен, то вектор направлен во внешнюю сторону. Концы (или начала) вектора соединяются огибающей линией. Такая векторная диаграмма дает графически наглядную картину распределения зон разрежения и сжатия по контуру крылового профиля.

Отсканировано%2011

Рис.3. Векторная диаграмма

3.  Построение координатных диаграмм давлений на лобовой и кормовой частях профиля (Си С) и давлений на верхней и нижней частях профиля(Си С).


Рис.4. Коэффициент Сдля лобовой части

 


Рис.5. Коэффициент Сдля кормовой части

 


Рис.6. Коэффициент Сдля верхней части

 


Рис.7. Коэффициент Сдля нижней части

4.  Вычислим значение коэффициентов  давлений  на лобовой и кормовой частях профиля (Си С) и давлений на верхней и нижней частях профиля(Си С).

Для этой цели используем метод трапеции:

[] *=-0.00521

] *0.026413

 

 

=-0.4627

 

 

 0.0203

2.JPG

Крыловой профиль будем рассматривать относительно двух прямоугольных координатных систем (рис. 3): связанной хОу и скоростной х1Оу1. Ось Ох проходит вдоль хорды крылового профиля, соединяющей носовую точку О с хвостовой точкой А. Ось Ох1 направлена параллельно вектору невозмущенной скорости натекающего потока. Угол между осями Ох и  Ох1 есть угол  атаки α.

На контуре крылового профиля будем отмечать нижнюю поверхность крыла ОВА и верхнюю поверхность ОСА. На этих поверхностях точки В и С особые. Эти точки максимально удалены от хорды крыла соответственно на нижней и верхней поверхностях крыла и выделяют лобовую поверхность крыла   ВОС   и   кормовую   поверхность   ВАС.

Точкой D отмечен центр давления, в котором приложена равнодействующая    аэродинамическая    сила   R.

Аэродинамическую силу R можно разложись на две взаимно перпендикулярные составляющие. Если эти составляющие параллельны осям скоростной координатной системы, то составляющая X называется силой лобового сопротивления, а Y – подъёмная сила. Если  же эти составляющие параллельны осям связанной координатной системы, то составляющая Rτ называется продольной силой, а Rη – поперечной

Похожие материалы

Информация о работе