Лабораторна робота №10 Визначення аеродинамічних характеристик літальних апаратів Ціль роботи
Теоретичні обґрунтування
1. Розкрити фізичну сутність впливу форми крила в плані на його основні аеродинамічні характеристики.
2.Отримати
ваговим методою залежності коефіцієнтів
,
,
і
моделі літака з крилом змінної
стріловидності.
3. Закріпити знання основних теоретичних положень про підйомну силу та лобовий опір літального апарату з урахуванням інтерференції.
Зміст роботи
Аеродинамічні характеристики літального апарату не являються простою сумою відповідних аеродинамічних характеристик його частин: крила, корпусу, оперення і ін. внаслідок взаємного впливу (інтерференції) однієї частини літального апарату на іншу частину. Тому при розрахунку аеродинамічних характеристик літального апарату в цілому вводять спеціальні коефіцієнти інтерференції, що враховують взаємний вплив його частин.
Визначення аеродинамічних характеристик (коефіцієнтів підйомної сили та лобового опору) моделі літального апарату ваговим методом в аеродинамічній трубі дозвукових швидкостей при дотриманні умови аеродинамічної подібності не вимагає введення поправок на інтерференцію. Тому аеродинамічні коефіцієнти Cy і Cx літака для режимів польоту, подібних продувці моделі, визначаються так:
(5.1)
(5.2)
де У' і Х' - величини, отримані на вагах при продувці;
У0 і Х0 - нульові відліки на вагових важелях;
-
динамічний тиск незбуреного потоку в
аеродинамічній трубі, визначене за
мікроманометром.
Крило змінюваної в польоті стріловидності дозволяє усунути багато протиріч, що виникають при аеродинамічній компоновці літака, призначеного для бойового застосування як на дозвукових, так і на надзвукових швидкостях. Зміна геометричних характеристик такого крила при його повороті призводить до змін його лобового опору, підйомної сили і аеродинамічного якості. Причому збільшуючи кут стріловидності крила зі збільшенням числа М польоту (М> Mкр) за певним законом, можна здійснювати політ з найбільшою аеродинамічною якістю як на дозвукових, так і на надзвукових швидкостях. Разом з тим, змінна стріловидність передньої кромки крила (злам передньої кромки) призводить до неодночасному по кутах атаки розвитку відривних явищ на ділянках крила з малою і великою стріловидністю, до істотного збільшення значення критичного кута атаки, до збільшення несучих властивостей крила.
2. Опис експериментальної установки
Модель літака 1 з крилом змінної стріловидності встановлюється в робочій частині аеродинамічної труби Т-2 (рис.5.1).
На заданому куті атаки α і при заданій швидкості V на модель діятиме повна аеродинамічна сила R, проекції якої на осі швидкісної системи координат (підйомна сила і сила лобового опір) врівноважуються на аеродинамічних вагах 2КВТ-2 вантажами та динамометрами (4 і 3 відповідно).
Рис. 5.1 Принципова схема експериментальної установки:
1 - модель літака; 2 - пристрій для зміни кутів атаки ; 5 - динамометр для вимірювання нормальної сили