Исследование крыла конечного размера, страница 2

  1. Производим расчет силы сопротивления давлению Rx и подъемной силы Ry:

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

  1. Вычисляем коэффициент подъемной силы и силы сопротивления:

      Качество крыла: К=Сy/Cx=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=Сy/Cx, 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.