Экспериментальная установка

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)

Кафедра летной эксплуатации и безопасности полетов

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА

По учебной дисциплине «Аэродинамика и динамика полета»

На тему «Определение аэродинамических характеристик профиля крыла по измерениям давления на его поверхности»

Выполнил:

курсант группы П-12-1

Евтишин А.А.

 

Проверил:

Мирошин А.Н.

 

Ульяновск 2013

Цели работы:

- ознакомиться с методом экспериментального определения аэродинамических характеристик модели крыла по распределению давления;

 

- получить в результате эксперимента в аэродинамической трубе основные аэродинамические характеристики профиля крыла и их зависимости от угла атаки;

 

- экспериментально определить влияние механизации на аэродинамические характеристики модели крыла.

 

Теоретические основы

 

Основными аэродинамическими характеристиками крыла бесконечного размаха, профиль которого по размаху не изменяется, являются коэффици­енты подъемной силы с_{у а}, лобового сопротивления с_{х а}и момента тангажа т_{z а}.

При достижении угла атаки, равного а _нс (угол тряски), на крыле воз­никают зоны отрыва пограничного слоя, что приводит к замедлению рос­та с _yа, и сопровождается характерной тряской самолета. Причина тряски - нестационарный отрыв пограничного слоя на верхней поверхности кры­ла. При дальнейшем увеличении угла атаки достигается максимальный коэффициент подъемной силы - c_{yа max}, соответствующий критическому углу атаки а _кр

Рассмотрим влияние механизации на аэродинамические характеристи­ки (АДХ) профиля на примере закрылка.

Закрылки представляют собой отклоняющуюся заднюю часть профиля. При отклонении простого закрылка увеличивается относительная вогнутость профиля, что приводит к увеличению c_{yа max} уменьшению а ₀ и изменению а _кр. На рис. 2 показана зависимость с_{у а}= f (а) для различных углов отклоне­ния закрылка δ ₃. Выпуск закрылков уменьшает аэродинамическое качест­во крыла.

 

Рис. 2. Зависимость Су_а от угла атаки для различных углов отклонения закрылка

 

Выпуск закрылков приводит к увеличению и подъемной силы и лобо­вого сопротивления, соответственно, изменяется и момент тангажа т_{z а}(возникает дополнительный пикирующий момент).

Указанные аэродинамические характеристики профиля для различных углов атаки и углов отклонения закрылка в данной лабораторной работе определяются по результатам измерения давления на поверхности профи­ля крыла. Исследование распределения давления на поверхности профиля в дозву­ковом потоке является одной из наиболее часто встречающихся задач аэро­динамики. Оно необходимо для изучения картины обтекания тел, определе­ния их аэродинамических характеристик, расчета на прочность и т.д.

 

 

Экспериментальная установка

Измерение распределения давления по профилю крыла проводится на основе дренажного эксперимента.

В выбранном сечении модели крыла на верхней и нижней поверхности предусмотрено 25 отверстий (1-е - в крайней передней точке профиля, с 2-го по 14-е - на верхней поверхности крыла, с 15-го по 25-е - на ниж­ней поверхности крыла). Давление, действующее на поверхности крыла в точке, соответствующей центру отверстия, передается на манометр.

Для измерения давления одновременно в большом количестве точек поверхности модели крыла в данной лабораторной работе применяется батарейный манометр. В его состав входят резервуар для воды объемом 5 л и ряд вертикальных стеклянных трубок.

К верхним концам трубок присоединены гибкие шланги для подачи дав­ления от дренажных отверстий в модели крыла; нижние концы трубок соеди­нены вместе через общую магистраль и подключены к резервуару с водой.

 

Рис. 3 Схема экспериментальной установки: 1 - аэродинамическая труба; 2 - препарированная модель крыла;

3 - указатель угла атаки; 4 - соединительный жгут (гибкие трубки от дренажных отверстий); 5 - батарейный мано­метр;

6 - закрылок; 7 - дренажные отверстия

 

В этой схеме i = 1...25 – одновременно номер точки на поверхности крыла и номер трубки батарейного манометра. Трубка 29 батарейного ма­нометра присоединена к штуцеру р_ст на верхней стенке рабочей части аэ­родинамической трубы; трубка 30 - к штуцеру р_ст на нижней стенке. Трубки 26,27,28 являются резервными.

Резервуар батарейного манометра открыт в атмосферу с давлением р _.

Таким образом, батарейный манометр позволяет одновременно заме­рить давление во всех дренажных точках сечения крыла.

 

 

Таблица результатов измерений

Исходные данные
Pa = 100,4 кПа t = 25.3 ºC T = h1 = 155 h29 = 186 h30 = 184
№ точки	Относительная координата X	а = 5º, δз = 0º	а = 5º, δз = 35º
hi, мм	Δhi = hст – hi, мм	cpi	hi, мм	Δhi = hст – hi, мм	cpi
				0,433		-19	-0,633
	0,045		-27	-0,9		-60	-2
	0,08		-23	-0,766		-37	-1,233
	0,10		-22	-0,733		-39	-1,3
	0,15		-20	-0,666		-35	-1,166
	0,18		-23	-0,766		-35	-1,166
	0,27		-15	-0,5		-27	-0,9
	0,37		-17	-0,566		-22	-0,733
	0,45		-5	-0,166		-15	-0,5
	0,55		-2	-0,066		-12	-0,4
	0,63		-3	-0,1		-15	-0,5
	0,69		-1	-0,03		-17	-0,566
	0,82		-3	-0,1		-12	-0,4
	0,87		-2	-0,066		-12	-0,4
	0,045			0,266			0,566
	0,091			0,1			0,4
	0,13			0,166			0,366
	0,18			0,066			0,266
	0,28						0,2
	0,36						0,166
	0,46		-3	-0,1			0,233
	0,54						0,266
	0,64			0,266			0,7
	0,78		-1	-0,03			0,233
	0,84		-2	-0,06			0,133

 

 

Расчеты

0,5 * (186+184) = 185мм

Из формулы: (1)

Найдём относительные значения давлений, возникающих на крыле.

Из формулы: , (2)

найдем разность давлений невозмущенного потока и полного давления на крыле.

Из формулы: , (3)

определяем относительную разность давлений на нижней и верхней поверхностях крыла.

(4) - коэффициент подъёмной силы.

(5) - коэффициент продольного момента относительно передней кромки крыла.

(6) - относительная координата центра давлений.

(7) , H - подъёмная сила крыла.

 

1 Случай.

= мм²

= мм²

Подсчитав площадь 1 графика, получаем из формулы (4):

Построив 2 график при помощи формулы (3) и посчитав его площадь с помощью формулы (5), получим

Из формулы (2) получим

Тогда подъёмная сила крыла будет равна:

А относительная координата центра давлений:

2 случай. (при выпущенных закрылках)

= мм²

= мм²

 

 

 

Вывод: в ходе проведенной работы был изучен метод экспериментального определения аэродинамических характеристик модели крыла по распределению давления и определена зависимость аэродинамических характеристик крыла от положения механизации и угла атаки крыла.

 

Подъёмная сила крыла и момент подъёмной силы зависят от угла отклонения закрылков, т.е. от эффективной кривизны профиля.

 

При увеличении угла атаки сильнее начинают проявляться срывные процессы вплоть до достижения точки сваливания, ухудшается обтекание крыла потоком и при выпущенной механизации, несмотря на то, что подъемная сила увеличивается. Распределение давления на поверхности модели крыла также неравномерно и зависит от угла атаки и степени выпуска механизации.

 

На 1 участке достигается максимальная разность давления, т.к. здесь скорость потока на верхней поверхности крыла максимальна.

На 2 участке происходит постепенное уменьшение подъёмной силы, из-за уменьшения разности давления.

На 3 участке происходит скачок подъёмной силы из-за влияния механизации.