Определение весовым методом аэродинамических характеристик крыла

Цель работы:

1. Ознакомиться с методикой проведения и обработки результатов весового эксперимента.

2. Определить и проанализировать основные аэродинамические характеристики крыла.

3. Ознакомиться с характером обтекания поверхности крыла и структурой вихревой пелены за ним при различных углах атаки.

Общие сведения о весовом эксперименте

Одной из важнейших задач аэрогидродинамики является определение сил и моментов, действующих на летательный аппарат и на его части. Поэтому весовой эксперимент, при котором они измеряются, является самым распространённым. Устройства, предназначенные для непосредственного измерения проекций сил и моментов, действующих на модель в аэродинамической трубе, называются аэродинамическими весами. При помощи специальных приспособлений исследуемое тело крепится к чувствительным элементам весов. Аэродинамические весы обычно имеют механизм для изменения угловой ориентации модели. Чаще всего аэродинамические весы располагаются вне модели. Однако уже давно разработаны и используются такие миниатюрные весовые элементы, размеры которых позволяют размещать их внутри моделей. С каждым годом они получают всё большее распространение, несмотря на то, что их точность и стабильность пока значительно хуже внешних весов.

Основное отличие аэродинамических весов от обычных весов состоит в том, что при взвешивании на них не нарушается ориентация модели. Чаще всего этого достигают, возвращая при взвешивании подвижные звенья в исходное положение, т.е. сводя их перемещение к нулю. Вторым важным свойством аэродинамических является независимость измерений по различным каналам. Во всяком случае, это влияние должно быть минимальным. Поэтому число измеряемых величин обычно равно количеству каналов. В зависимости от конструкции весов количество измеряемых компонент изменяется от одной до шести. Компоненты сил и моментов определяются в системе «весовых» осей, направление которых обычно совпадает с поточной системой координат в аэродинамической трубе.

При эксперименте в аэродинамической трубе фактически осуществляется замена изучения движущегося тела на обтекание его модели, т.е. осуществляется моделирование этого явления. На основе испытаний небольшой модели в ограниченном потоке рабочей части аэродинамической трубы необходимо сделать заключение о свойствах реального объекта. Степень достоверности эксперимента зависит от соблюдения основных законов подобия и от учёта различных поправок. Эти поправки должны учитывать ограниченность потока, взаимное влияние между моделью и подвеской и т.д. При имеющихся в распоряжении экспериментатора аппаратуре и методах исследования современный уровень измерений, позволяют достаточно точно выполнить условия подобия, учесть все поправки и надёжно перенести эти результаты на натуру. Принимая во внимание ограниченность времени и ознакомительный характер проводимых работ, здесь будут учтены только основные поправки.

Методика проведения и обработка результатов весового эксперимента

П

Рис. 6.1. Размещение модели в рабочей части аэродинамической трубы Т-5 ХАИ:

1. Сопло аэродинамической трубы Т-5.

2. Модель крыла.

3. Микроманометр для измерения скоростного напора.

4. Аэродинамические весы АВТ-5.

еред проведением эксперимента необходимо в рабочей части аэродинамической трубы установить модель и уравновесить весы (рис. 6.1). В работе будет исследоваться симметричное относительно вертикальной плоскости продольное обтекание крыла. Это позволяет использовать трёхкомпонентные весы АВТ-5 с механизмом изменения угла атаки. Это механические рычажные весы с жёсткой подвеской модели. Они измеряют подъёмную силу, сопротивление и момент тангажа. Так как весы расположены вверху над рабочей частью, то модель удобно подвешивать в перевёрнутом положении, т.е. верхней стороной вниз. В этом случае при положительных углах атаки подъёмная сила направлена вниз и нагружает весы. Момент тангажа измеряется относительно оси, проходящей через передние узлы подвески. Находящиеся в потоке сравнительно небольшие элементы подвески модели, не очень значительно возмущают течение.

Эксперимент проводится при нескольких углах атаки и при постоянном скоростном напоре. Уравновешивание весов осуществляется вручную, что требует больших затрат времени и связано со значительными субъективными ошибками. Однако это позволяет лучше «прочувствовать» силы, действующие на модель, и даже изменение характера обтекания (например, при переходе на закритические углы атаки). Уравновешивание необходимо выполнять аккуратно и следить за тем, чтобы выступ «больших» грузов всегда находился в соответствующей лунке. Основную часть времени весы должны быть в заарретированном¹ положении. На короткое время, разарретируя весы, необходимо только проследить в какую сторону надобно переместить груз. Перемещать груз необходимо только при заарретированных весах. Измерение считается выполненным после уравновешивания весов. В этом случае стрелка весового элемента устанавливается напротив «нулевой» риски. После этого необходимо нажать на кнопку, сообщая об окончании измерения, и продиктовать полученный результат для занесения его в протокол.

При проведении любого эксперимента необходимо одновременное измерение всех величин. Однако здесь одновременно работать можно лишь на весах, измеряющих подъёмную силу и сопротивление. Уравновешивание момента желательно выполнять отдельно. После уравновешивания всех весов изменить угол атаки. При этом желательно скорректировать скоростной напор, выдерживая его постоянным.

В процессе эксперимента в протокол заносятся: — угол атаки (в градусах), — показания микроманометра и соответствующих весовых элементов — , и . Исходя из теории подобия, по измеренным проекциям сил и моментов, определяют соответствующие безразмерные аэродинамические коэффициенты. Использование этих безразмерных коэффициентов значительно облегчает переход к натурным явлениям. Безразмерные коэффициенты сил образуются делением соответствующей силы на скоростной напор и характерную площадь. Безразмерные коэффициенты моментов получаются аналогично, только полученный результат необходимо ещё разделить на характерный размер. Об измерении скоростного напора в аэродинамических трубах необходимо ознакомиться по материалам лабораторной работы 5. Здесь он вычисляется по формуле:

.

Переход к коэффициентам лобового сопротивления, подъёмной силы и момента тангажа осуществляется по следующим формулам:

;

;

.

Здесь , и , где , а , и — передаточные коэффициенты весовых элементов.

По этим формулам определяются аэродинамические коэффициенты модели с элементами подвески и без учёта различных поправок. Учитывая ознакомительный характер выполняемой работы, здесь будет учтено только влияние подвески на величину коэффициента лобового сопротивления, т.е. будем считать, что , и .

Положение центра давления и значение аэродинамического качество определяются по следующим формулам:

и .

Перед выполнением вычислений надо сначала определить коэффициент . Здесь , , , . Отсюда . Затем для и передаточных коэффициентов для весов АВТ-5 ( , и ), определяются и другие коэффициенты: , и .

Затем вычисления удобно выполнять по столбцам в такой последовательности.

1. Определить коэффициент лобового сопротивления модели с подвеской: .

2. Определить коэффициент лобового сопротивления модели: . Здесь считается, что для данной модели и не зависит от угла атаки. Это значение было получено при предварительном исследовании взаимного влияния модели и подвески.

3. Определить коэффициент подъёмной силы .

4. Определить коэффициент момента тангажа (с обратным знаком) .

5. Определить координату центра давления .

6. Определить аэродинамическое качество .

По полученным данным необходимо построить графики и обработать их, воспользовавшись следующими соображениями.

Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки строится довольно просто: для каждого угла атаки откладывается соответствующее значение коэффициента подъёмной силы. Полученные точки отмечаются маркерами, которые соединяются гладкой кривой. При этом следует учесть, что в лётном диапазоне углов атаки коэффициент подъёмной силы с увеличением угла атаки сначала увеличивается, а затем после наступления срыва потока на верхней поверхности уменьшается. Угол атаки, при котором коэффициент подъёмной силы достигает максимального значения ( ), называется критическим ( ). При нулевом угле атаки ( ) коэффициент подъёмной силы равен нулю, т.е. . Для многих тел, и в частности для исследуемого крыла, зависимость в определённом диапазоне углов атаки можно считать линейной, т. е. её можно аппроксимировать прямой: . Здесь в первом выражении используется углы атаки в радианах, а во втором — в градусах. Следует вспомнить, что . Если зависимость линейная, то . Для увеличения точности желательно отрезок брать как можно больше. Для занесения этой величины в протокол угол атаки необходимо брать в радианах. По этому графику необходимо определить и занести в таблицу следующие величины: , , и .

Поляра летательного аппарата или его частей является годографом вектора коэффициента равнодействующей аэродинамической силы. Представление его в скоростной системе координат, т.е. , обычно называют полярой первого рода. Поляра является важнейшей характеристикой летательного аппарата и служит основой для многих аэродинамических расчётов. При построении поляры напротив значений коэффициента подъёмной силы откладывают коэффициент лобового сопротивления. Полученные точки соединяют плавной кривой. Обычно на поляре выделяют — коэффициент лобового сопротивления при и — минимальное значение этого коэффициента. В лётном диапазоне углов атаки её можно аппроксимировать для многих тел квадратной параболой.

Отношение коэффициента подъёмной силы к коэффициенту лобового сопротивления называют аэродинамическим качеством, т.е. . Особый интерес представляет величина максимального аэродинамического качества . Эту величину и соответствующий ему т.н. коэффициент наивыгоднейшей подъёмной силы можно определить из поляры первого рода, проведя из начала координат касательную к ней. Полученные величины ( , , и ) необходимо занести в протокол.

В ряде случаев зависимость удобно также размещать на этом графике. Помещённые вместе зависимости , и являются как бы паспортом летательного аппарата или его части. В этом случае по оси абсцисс необходимо разместить три шкалы: для , и . Для построения зависимости по оси абсцисс откладывают значения , соответствующие значениям . В определённом диапазоне углов атаки для исследуемого крыла её можно аппроксимировать линейной зависимостью: . Здесь — значение коэффициента продольного момента при , а — значение фокуса по углу атаки. Эти величины необходимо определить и занести в протокол.

Положение фокуса летательного аппарата относительно его центра масс позволяет судить о его статической устойчивости.

Далее на одном графике строят в зависимости от угла атаки и . Следует заметить, что при зависимость терпит разрыв при .

Замечание: Не следует забывать, что в этой работе все моментные характеристики определяются относительно передних узлов подвески модели. Для получения координат центра давления или фокуса относительно передней кромки крыла необходимо от полученных аналогичных значений отнять 0,1.

								-

По полученным данным необходимо заполнить следующую таблицу:

Выводы:

Лабораторную работу выполнил

Лабораторную работу принял

Лабораторная работа № 7

Исследование методом электрогидродинамической аналогии обтекания кругового цилиндра в канале потенциальным потоком несжимаемой среды

Цель работы:

1. Ознакомиться с методикой проведения и обработки результатов эксперимента на установке ЭГДА.

2. Исследовать методом ЭГДА обтекание кругового цилиндра в канале потенциальным потоком несжимаемой среды.