Исследование крыла конечного размера, страница 2

6. Производим расчет силы сопротивления давлению R_x и подъемной силы R_y:

отбор	Длина участка, ∆l	Угол,α	cos α	sin α	P*∆l* cos α	P*∆l* sin α	Rx	Ry
P0= -30	45	0	1	0	-1350	0
P1= -60	15	-77	0.226	-0.974	-50.85	876.6
P2= -230	15	-90	0.001	-1	-3.45	3450
P3= -220	15	-95	-0.086	-0.966	283.8	3286.8
P4= -560	15	-99	-0.156	-0.988	1310.4	8299.2
P5= -140	15	-102	-0.207	-0.978	434.7	2053.8
P6= -350	15	-104	-0.241	-0.971	1265.25	5097.75	4043,34	21863,97
P7= -200	15	-107	-0.291	-0.957	873	2871
P8= -350	15	-109	-0.325	-0.946	1706.25	4966.5
P9= -120	28	-116	-0.437	-0.899	1468.32	3020.64
P1’= -30	15	95	-0.086	0.996	38.7	-434.7
P2’= -210	15	94	-0.069	0.998	217.35	-3112.2
P3’= -190	15	90	0.001	1	-2.85	2850
P4’= -180	15	85	0.088	0.996	-237.6	-2608.2
P5’= -90	15	82	0.140	0.990	-189	-1336.5
P6’= -190	15	80	0.174	0.985	-495.9	-2807.25
P7’= -140	15	76	0.243	0.970	-510.3	-2037
P8’= -90	15	74	0.276	0.961	-372.6	-1297.35
P9’= -60	22	75	0.259	0.966	-341.88	-1275.12

7. Вычисляем коэффициент подъемной силы и силы сопротивления:

      Качество крыла: К=С_y/C_x=0,76/0,1404=5,41

      Определим режим течения жидкости и характер течения

течение турбулентное

      Скорость звука определим по формуле:

, где; R=278 Дж/кг К  T=893 K

 м/с

        Критерий Маха:

 течение дозвуковое

Распределение давления по высоте канала 

Распределение давлений по поверхностям профиля

Вывод:

Мы исследовали аэродинамические свойства крыла конечного размаха.

Все значения отборов давлений в данной лабораторной работе отрицательны, это свидетельствует о том что установка работает под разряжением.

Из графика распределения давления  видно, что на верхней поверхности крыла возникает сильное разряжение, а под крылом оно намного меньше. Это распределение давлений в верхней и нижней частях крыла приводит к образованию подъемных сил.

1.  В верхней части преобладают более низкие значения давлений, чем в нижней части, что связано с большим разряжением в верхней части профиля (большим отрывом потока обтекаемой жидкости в связи с профилем крыла и выставленным нами углом атаки α=0°).

2.  На нижних отборах давление вначале колеблется в небольших пределах, а затем начинает падать, что  говорит о конфузорном характере течения (статическое давление уменьшается, вследствие увеличения скоростного напора). Так как давление в нижней части профиля крыла преобладает над давлением в верхней части, значит, на тело действует подъемная сила, формируемая в центре масс крыла, обусловленная этой разностью давлений.

3.  Потери энергии обусловливаются трением потока о шероховатую поверхность крыла, о стенки прямоугольного канала. Следует стремиться добиться таких форм профиля, при которых обеспечивалось бы его безотрывное обтекание и наименьшее воздействие вязкости жидкости, в этом случае площадь сопротивления Рх будет минимальной.

4.  В нашем случае, качество крыла (К=С_y/C_x, отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту силы лобового сопротивления) показывает, что подъемная сила в 5,407 раз больше силы лобового сопротивления, значит,  данное крыло относится к крыльям низкого качества.