Лабораторна робота №8 Дослідження аеродинамічних характеристик крила в надзвуковому потоці Ціль роботи

1. Розкрити фізичну особливість обтікання крила нескінченного розмаху надзвуковим потоком.

2. Дослідити епюру розподілу коефіцієнтів тиску по крилу нескінченного розмаху в надзвуковому потоці. Визначити аеродинамічні характеристики і порівняти їх з результатами отриманими за лінійною теорією.

3. Освоїти методику експериментальних досліджень у надзвуковий аеродинамічній трубі з закритою робочою частиною.

Зміст роботи

1. Теоретичні обґрунтування

Обтікання крила нескінченного розмаху (профілю) надзвуковим потоком призводить до якісно нового виду розподілу коефіцієнтів тиску на його поверхні. Вид векторної діаграми і епюри розподілу коефіцієнтів тиску при заданому числі М потоку залежить головним чином від форми профілю і кута атаки. На рис. 4.7 показано розподілу коефіцієнтів тиску при надзвуковому обтіканні симетричного параболічного профілю.

На відміну від дозвукового потоку (для порівняння див рис.4.1.) В надзвуковому потоці за косим стрибком ущільнення, що утворився на носку профілю відбувається потік розширення, так що швидкість зростає, а статичний тиск падає (рис.4.7, а.). Збільшення кута атаки приводить до збільшення статичного тиску на нижній частині профілю і до його зменшення на верхній. Епюра розподілу коефіцієнтів тиску (рис.4.7, б) також змінює свій характер. За епюрою коефіцієнтів тиску, користуючись методом графічного інтегрування (див.вираз 4.3), можна визначити коефіцієнт підйомної сили профілю крила.

За лінійною теорією коефіцієнт підйомної сили профілю в надзвуковому потоці визначається виразом

(4.16)

а коефіцієнт хвильового опору

(4.17)

де к - коефіцієнт, що враховує форму профілю (для параболічного профілю к = 5,33); - - відносна товщина профілю.

Рис.4.7 Розподіл коефіцієнтів тиску при надзвуковому обтіканні профілю:

а - векторна діаграма; б - епюра розподілу коефіцієнтів тиску

2. Опис експериментальної установки

Модель прямокутного дренованого в площині симетрії крала (рис.4.8) встановлюється між бічними стінками надзвукової аеродинамічної труби СТ-2 .

Рис.4.8 Схема моделі крила

Тиск в точках на поверхні моделі крила в перерізі передається через отвори по трубках до ГРМ-2. Фіксуючи також тиск в форкамері р^*_ф і статичний тиск в робочій частині р_р.ч аеродинамічної труби СТ-2.

3. Порядок виконання роботи

Провести продувку моделі крила нескінченного розмаху при заданому числі М для двох кутів атаки (₁=0 , ₂>0), вимірявши з допомогти ГРМ-2 надлишковий статичний тиск р_і в усіх точках досліджуваного перерізу.

Розрахувати коефіцієнти тиску в усіх точках перерізу

(4.18)

де р_і - надлишковий тиск в і-й точці перерізу, визначається за записами ГРМ-2;

р_р.ч. - надлишковий тиск в робочій частині аеродинамічної труби на розрахунковому числі М (відповідає ), визначається за записами ГРМ-2;

q-динамічний тиск незбуреного потоку в аеродинамічній трубі визначається так:

при розрахунку q за виразом (4.18) необхідно використовувати р_р.ч.

Побудувати епюри розподілу коефіцієнтів тиску за профілем крила для заданого числа М і двох кутів атаки α ₁ і α ₂.

Обчислити, користуючись методом графічного інтегрування коефіцієнти підйомної сили крила профілю для кутів атаки α ₁ і α ₂.

Розрахувати по лінійній теорії, користуючись виразом (4.16) і (4.17) значення коефіцієнтів C_y і C_xв профілю для кутів, атаки α ₁ і α ₂ та заданого числа М. Значення коефіцієнтів підйомної сили порівняйте з експериментальними.