Описание лабораторной установки.

Работа проводится на аэродинамической трубе дозвуковых скоростей. Модель прямоугольного в плане крыла (постоянного во всех поперечных сечениях профиля) подвешивается на растяжках в рабочей части трубы (рис. 14.1).

Рис. 14.1. Схема эксперимента [1]

В среднем сечении крыло дренировано. Каждое отверстие дренажа на крыле герметически связано с верхним концом трубки батарейного манометра. При обдуве крыла воздушным потоком на крыле устанавливается некоторое распределение давления. Это распределение с той или иной степенью точности, зависящей от числа точек дренажа, чистоты обработки приемных отверстий и т.д., можно определить замером давлений во всех точках дренажа. Если при этом в -м отверстии на крыле устанавливается положительное избыточное давление , то уровень жидкости в -й трубке манометра опускается ниже нулевой отметки; если же избыточное давление отрицательно (разрежение в этой части крыла), то уровень жидкости поднимается. Высота изменения уровня жидкости в -й трубке манометра – . Одновременно с фиксацией давления в различных точках крыла замеряется скоростной напор с помощью трубки Пито – .

4. Порядок проведения опытов [1].

1. Установить крыло на заданный угол атаки .

2. Включить трубу в работу и, поместив приемник трубки Пито-Прандтля в зону невозмущенного потока перед моделью, замерить величину . Результат занести в табл. 14.1. В этой таблице также указать координаты дренажных отверстий в связанной системе.

3. Замерить изменение положения уровней жидкости в трубках батарейного манометра относительно положения равновесия и занести замеренные величины с учетом знаков в табл. 2.14.

Обработка экспериментальных данных.

1. Вычисляются значения коэффициента давления по формуле

,

где – удельный вес жидкости в манометре (для подкрашенной воды ) [1].

2. На миллиметровке выстраиваются координатные диаграммы и . Для этого, используя данные табл. 14.1, наносятся экспериментальные точки ( , ) и ( , ). Эти точки соединяют плавными кривыми. Надписями « » и « » отмечаются кривые, дающие распределение давления на верхней и нижней поверхности крыла (рис.14.2); на другой диаграмме отмечаются надписями « » и « » кривые распределения давления на лобовой и кормовой частях профиля (рис.14.3).

3. Далее следует вычислить значение безразмерного коэффициента , используя формулу Симпсона для численного интегрирования [1]:

.

Для использования этой формулы весь интервал разбивают на равных частей, причем – обязательно число нечетное. Любое есть значение в точке с координатой При практическом расчете значения снимаются с графика замером расстояния между кривыми и при соответствующей координате с учетом знака алгебраической величины . Значения в крайних точках, как видно из рис. 14.2, всегда равны нулю, т. е. .

Как показывает расчетная практика, число вполне достаточно выбирать равным порядка .

4. Аналогично при вычислении второго безразмерного коэффициента [1]:

,

где – значение в точке с координатой

.

Это значение может быть определено непосредственным измерением расстояния между кривыми и на рис. 14.3 при соответствующей координате . И точно так же должен быть учтен знак величины . Здесь, как и при вычислении значения , число – обязательно нечетное, a .

5. Вычисленные значения и позволяют найти аэродинамические коэффициенты и согласно формулам [1]:

,

.

6. Для вычисления коэффициента тангажного момента необходимо вычислить интегралы:

,

.

Для этой цели можно предложить ту же методику численного интегрирования, что и при вычислении коэффициентов и . Поэтому прежде всего должны быть графически построены зависимости и . Разбив интервал интегрирования на четное число отрезков, можно с использованием формулы Симпсона вычислить интеграл , а затем аналогично и .

7. Положение центра давления можно найти по формуле

.

Форма отчета.

Таблица 14.1 – Регистрация и обработка опытных данных [1]

, град.

, см

отв.№

Точность измерений должна быть до десятых долей сантиметра.

Рис. 14.2. Распределение давления на верхней и нижней частях профиля крыла [1]

Рис. 14.3. Распределение давления

на лобовой и кормовой частях профиля крыла [1]

Кроме приведенной выше таблицы и графиков в отчете по лабораторной работе должен быть представлен следующий графический материал:

1) схема взаимного расположения осей и действующих на крыло сил (рис.14.4) [1];

Рис. 14.4. Расположение центра давления крыла [1]

2) схема трубки Пито-Прандтля;

3) графики зависимостей и ;

4) векторная диаграмма распределения безразмерного избыточного давления по поверхности крыла (рис.14.5) [1]. На этом чертеже крыловой профиль вычерчивается геометрически подобным и указывается масштаб отложенных значений .

Рис.14.5. Векторная диаграмма распределения избыточного давления

по поверхности крыла [1]

7. Контрольные вопросы:

1. Объясните принцип измерения скорости в потоке газа при помощи трубки Пито-Прандтля.

2. Запишите формулу для определения скорости звука. Поясните ее физический смысл.

3. Поясните, какие силы действуют на профиль, обтекаемый потоком газа.

Лабораторная работа № 15