![](/user_photo/2706_HbeT2.jpg)
- •Расчет крыльевого профиля
- •Исходные данные:
- •1.1 Расчет параметров во входном критическом и выходном сечениях сопла.
- •1.2 Проектирование дозвукового участка сопла Лаваля.
- •1.3 Проектирование сверхзвукового участка сопла.
- •1.4 .Расчет параметров течения газа по соплу.
- •Расчет крыльевого профиля.
- •Определяем параметры потока на каждом прямолинейном участке
-
Определяем параметры потока на каждом прямолинейном участке
-
рассчитываем параметры потока на скачках уплотнения
-
рассчитываем параметры потока на волнах расширения
Расчет параметров
потока на скачках уплотнения проводим
следующим образом: при заданном угле
атаки и профиле находим угол отклонения
потока(Рис
1),далее находим угол косого скачка ,
который зависит от величины скорости
Маха и от угла
(Cм
газодинамические ф-ии),затем ищем
отношение давления после отклонения
потока к давлению до него(
),
;
Зная значение
,
находим значение
,далее
находим
и по газодинамическим функциям находим
.
Найдём значение скоростного напора
непосредственно перед обтеканием крыла
V=Ma
где
-скорость
звука
;
;
.
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
1,9 |
2 |
33 |
1,848 |
1,083 |
0,1083 |
0,0083 |
0,03285 |
5 |
1,9 |
7 |
39 |
1,628 |
1,501 |
0,1501 |
0,0501 |
0,19826 |
-7 |
1,9 |
9 |
40,5 |
1,579 |
1,61 |
0,161 |
0,061 |
0,24139 |
Расчет параметров
потока на волнах разрежения проводим
следующим образом: при заданном угле
атаки , профиле и скорости Маха находим
углы
,
(смотри
Рис 2),далее находим фиктивный угол
(из
таблицы газодинамических функции)
Затем прибавляем
угол
,
следует из задания. Далее находим по
таблице скорости Маха
отношение
давления после отклонения потока к
давлению до него(
)будет
равно
.
Зная значение
,
находим значение
,далее
находим
.
Вычислим значение скоростного напора
непосредственно перед обтеканием крыла
;
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
1,9 |
31,3 |
24 |
27 |
2,03 |
29,33 |
0,8425 |
0,0842 |
0,0158 |
0,1575 |
3 |
1,9 |
31,3 |
24 |
29 |
2,10 |
28,3 |
0,7534 |
0,0753 |
0,0247 |
0,2466 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
1,85 |
32,48 |
22 |
42 |
2,52 |
22,24 |
0,2969 |
0,0322 |
0,0678 |
0,26848 |
3 |
1,63 |
37,36 |
16 |
36 |
2,37 |
25 |
0,3230 |
0,0485 |
0,0515 |
0,20389 |
3 |
2,03 |
29,33 |
27 |
47 |
2,87 |
20,24 |
0,2715 |
0,0229 |
0,0771 |
0,30520 |
-4 |
1,58 |
39,35 |
14 |
34 |
2,29 |
25,57 |
0,3309 |
0,0533 |
0,0467 |
0,18491 |
-4 |
2,10 |
28,3 |
29 |
49 |
2,96 |
19,45 |
0,2618 |
0,0197 |
0,0803 |
0,31767 |
2 Вычисление нормальной и продольной сил для профиля при рассматриваемых углах атаки
;
-
при
= 0
Так как профиль
симметричен и находится под нулевым
углом атаки то подьемная сила.Осевая
же сила
-
при
= 5
Находим подъемную силу
Осевая сила:
-
при
= -7
Находим подъемную силу
Осевая сила
3 Найдем коэффициенты для нормальной и осевой сил для профиля при рассматриваемых углах атаки
;
-
при
= 0
;
-
при
=5
;
-
при
= -7
;
.
4 Найдем моменты тангажа для профиля при рассматриваемых углах атаки
-
при
= 0
-
при
=5
-
при
=-7
5Найдем координаты относительного центра давлений при рассматриваемых углах атаки.
-
при
=5
-
при
=-7
.
6 Вычисляем коэффициенты лобового сопротивления и подьемной силы при рассматриваемых углах атаки.
-
при
= 0
-
при
= 5
-
при
= -7