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

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 C_x и  подъёмной силы C_y по замеренному распределению давления по поверхности крылового профиля.

Результаты измерений

рис.1

Y_max =  1,8 см;      Y_min =  -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.

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.

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

Таблица 2.

Обработка результатов измерений

1.  Вычисление значений коэффициента давления C_pi.

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

∆р_i= р_{i -}- р_∞ =  ∆h_i *g*ρ_ж

где g – ускорение силы тяжести

ρ_ж  - плотность жидкости в манометре (если манометр заполнен подкрашенной водой, то ρ_ж = 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:

C_pi

C_pi

C_p1 =        

C_p2 =                                  C_p4 =

C_p5 =                                 C_p5а =

C_p5б =                                C_p6 =

C_p7 =                                 C_p8 =

C_p9 =                                       C_p10 =

C_p11 =                                      C_p12 =

C_p13 =                                 C_p14 =

C_p15 =                                       C_pК =

C_p3 =

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 С_pi  в данной  точке. Если коэффициент С_pi. положителен, то вектор направлен к крылу, если С_pi 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.

Рис.3. Векторная диаграмма

3.  Построение координатных диаграмм давлений на лобовой и кормовой частях профиля (С_pл и С_pк) и давлений на верхней и нижней частях профиля(С_pв и С_pн).

Рис.4. Коэффициент С_pл для лобовой части

Рис.5. Коэффициент С_pк для кормовой части

Рис.6. Коэффициент С_pв для верхней части

Рис.7. Коэффициент С_pн для нижней части

4.  Вычислим значение коэффициентов  давлений  на лобовой и кормовой частях профиля (С_pл и С_pк) и давлений на верхней и нижней частях профиля(С_pв и С_pн).

Для этой цели используем метод трапеции:

₌  [] *=-0.00521

₌  ] *0.026413

₌  =-0.4627

₌   0.0203

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 R_τ называется продольной силой, а R_η – поперечной