- •Нормальная земная система координат
- •Траекторные углы
- •Экспериментальные методы определения аэродинамических характеристик.
- •Критерии подобия в аэродинамическом эксперименте
- •Распространение слабых возмущений в сжимаемой среде. Скорость звука
- •Уравнения движения газа при сверхзвуковых скоростях
- •Взаимодействие между движущимся газом и телом при наличии вязкости
- •Распределение давления.
- •Теоретические основы аэродинамики.
- •Теорема Жуковского о подъёмной силе.
- •0,5 Хорда профиля 0,5 0,87
- •0 Рис. 33. Профиль единичной ширины
- •Расчёт и построение зависимости
- •Энергетические методы увеличения
- •Энергетические методы
- •Обдув крыла струей двигателей
- •Обдув снизу
- •Гидротруба гт-1 Продольный момент профиля
- •Профильное сопротивление
- •Волновое сопротивление
- •Скачки уплотнения
- •Природа скачка уплотнения
- •Распределение давления
- •Сверхкритические профили
- •III поколения
- •Геометрия профилей
- •Основные геометрические параметры крыла
- •Форма крыла в плане.
- •1 Поколение
- •2 Поколение
- •3 Поколение
- •Влияние удлинения крыла на наклон крыла
- •Крыло конечного размаха
- •70% Турбулентное
- •Стреловидное крыло
- •Недостатки стреловидных крыльев
- •Крылья малого удлинения кму
- •1. Разрушение вихря далеко за крылом
- •2. Разрушение вихря вблизи задней кромки крыла
- •3. Разрушение вихря на крыле 3
- •Крылья обратной стреловидности (кос)
- •Правило площадей
- •Поляра самолета
- •Выбор оптимальных геометрических параметров фюзеляжа
- •Форма мотогондолы
- •55 60 65 70 75 80 85 5% 10% Typical refan engines Last generation low-bypass engines
- •Параметры мотогондолы
- •Форма пилона
Экспериментальные методы определения аэродинамических характеристик.
Основным типом аэродинамического эксперимента является весовые испытания модели самолета в АДТ. Модель устанавливается в рабочей части АДТ на специальных весах электромеханического типа с помощью стоек, или державок.
С помощью весов производится непосредственное измерение сил и моментов, действующих на модель при различных углах атаки, скольжения, отклонения органов управления, механизации крыла, а также при различных скоростях набегающего потока. Замеряется также плотность воздуха.
Замеренные результаты служат основой для вычисления аэродинамических коэффициентов по формулам типа:
(5)
с
0,7
0,4
0,78
0,6
M=0,2
M=0,2
0,85
0,85
M=0,85
“-“
M=0,2
Рис. 7. Поляра самолета Рис. 7а.
Если вид зависимостей остаточно стабилен то вид кривой зависит от выбора точки (оси Z), относительно которой рассчитывается момент (рис. 8).
Принято считать
,
если момент относительно оси действует
на увеличение угла атаки.
момент относительно
оси Z
z
0
Рис. 8.
Критерии подобия в аэродинамическом эксперименте
Как указано выше, путем продувок в аэродинамической трубе можно получить основные зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки, числа М и т.п. Однако, чтобы данные эксперимента можно было бы перенести на натурные условия (натурный самолёт и натурный режим полета), необходимо выполнять эксперимент при строгом соблюдении критериев подобия (подробнее см.). В первую очередь требуется выполнение следующих критериев подобия:
1. Подобие по размерности. (Практически обеспечивается)
Все геометрические размеры модели должны быть выполнены в одном масштабе по отношению к самолёту. Масштаб модели выбирается в соответствии с размером той аэродинамической трубы, в которую данная модель предназначена, ниже приведены размеры основных АДТ ЦАГИ и примерные масштабы моделей для этих АДТ.
2. Подобие по сжимаемости. (Практически обеспечивается)
Критерий подобия: числа М модели и натуры должны быть одинаковыми.
(а - скорость звука)
Этот критерий определяет характер обтекания (дозвуковой, сверхзвуковой, смешанный - см. выше).
При выполнении этого критерия обеспечиваются одинаковые условия обтекания в плане развития скачков уплотнения и других явлений, присущих тому или иному типу обтекания на модели и на натуре.
3. Подобие по вязкости среды. (Не выполняется)
Критерий подобия: числа Рейнольдса модели и натуры должны быть одинаковыми.
(6)
V - скорость
b - длина средней хорды крыла (средней аэродинамической хорды, длина фюзеляжа, любой другой характерный линейный размер)
ϑ- кинематический коэффициент вязкости, находится по таблице стандартной атмосферы, зависит от высоты полёта или высоты расположения АДТ над уровнем моря.
Как правило, критерий подобия по вязкости не выполняется, в первую очередь вследствие существенно разных линейных размеров модели и натуры, а также из-за отличия значений ϑ для условий полёта и эксперимента в АДТ. Вследствие этого, результаты, полученные в АДТ нельзя прямо переносить на натуру, требуется вносить поправки.
Отличие чисел Rе в АДТ и на натуре приводит к тому, что аэродинамические коэффициенты, величины которых зависят от вязкости, имеют разные значения в АДТ и у самолёта.
От вязкости зависят:
1.Сопротивление трения, составляющее на режиме наиболее длительного крейсерского полёта половину общего коэффициента .
(7)
Это объясняется в первую очередь разным состоянием пограничного слоя - тонкого слоя вязкого газа вблизи поверхности модели или самолёта.