Контрольная по Аэродинамике. Практическая работа по дисциплине Аэродинамика
 Скачать 0.56 Mb.
|
|
Практическая работа по дисциплине «Аэродинамика» Студента ЛЭГВС гр.3 0918.1490 Хаматшин Т.Р. Преподаватель: Садовников Г.С. 1. Изобразите картину распределения коэффициента давления по профилю крыла при различных углах атаки 2. Изобразите и сравните кривые Суа(а) для крыла с симметричным или несимметричным профилем Су(0) – значение коэффициента подъемной силы при α=0. α 0 – значение угла атаки при котором Cу(а)=0 Таким образом, несимметричный профиль создает некоторую подъемную силу и при нулевом угле атаки, в то время как для симметричного профиля необходимо, чтобы угол атаки был положительным. 3. Изобразите и сравните зависимости Сха (а) для отрезка крыла бесконечного размаха и крыла конечного размаха Сила лобового сопротивления состоит из лобового сопротивления, обусловленной картиной распределения давления по профилю, трения воздуха о поверхность крыла и индуктивного сопротивления, вызванного образованием подъемной силы. 𝑋𝑋 = 𝑋𝑋 𝑃𝑃 + 𝑋𝑋 𝑓𝑓 + 𝑋𝑋 инд Или в коэффициентах: 𝐶𝐶 𝑥𝑥 = 𝐶𝐶 𝑥𝑥𝑥𝑥 + 𝐶𝐶 𝑥𝑥𝑓𝑓 + 𝐶𝐶 𝑥𝑥.инд Индуктивное сопротивление увеличивается при переходе от крыла бесконечного размаха (L=>∞) к крылу конечного размаха ввиду перетекания воздуха из области высокого давления (снизу) в область низкого (вверх) на концах крыла. Таким образом кривые зависимости Cx(a) будут иметь следующий вид По мере возрастания угла атаки и увеличения подъемной силы, лобовое сопротивление будет расти быстрее, чем на крыле с бесконечным размахом. 4. Что называется аэродинамическим качеством крыла? Изобразите кривую К(а) поясните характерные точки Аэродинамическое качество крыла – это отношение подъемной силы У к силе лобового сопротивления Х, или, что то же самое, отношение коэффициента подъемной силы Су к коэффициенту лобового сопротивление Сх. График зависимости аэродинамического качества крыла от угла атаки имеет следующие характерные точки: Кмах при αнв – значение максимального аэродинамического качества, которое соответствует наивыгоднейшему углу атаки. Этот угол атаки необходимо выдерживать при полете с полным отказом силовой установки для обеспечения максимальной дальности планирования. К(0) – аэродинамическое качество крыла при угле атаки α=0. α 0 – значение угла атаки при котором К(а)=0, то есть крыло не создает подъемной силы вообще. 5. Что называется полярой крыла, изобразите ее и поясните характерные точки Поляра крыла – график зависимости между значениями коэффициента подъемной силы Су и коэффициента лобового сопротивления Сх, или геометрическое место точек – концов вектора полной аэродинамической силы при вариации углов атаки. Имеет следующие характерные точки: Су(а) мах – максимальное значение коэффициента подъемной силы, которое соответствует критическому углу атаки αкр. Су(а)нв. – значение коэффициента подъемной силы при наивыгоднейшем угле атаки, т.е. при максимальном аэродинамическом качестве. Эта точка определяется касательной из начала координат к поляре. Тангенс угла θ численно соответствует значению максимального аэродинамического качества. Значение Сх(а)мин при соответствующем угле атаки α, что соответствует горизонтальному полету на экономической скорости (с минимальной потребной тягой) α 0 – значение угла атаки, при котором не создается подъемная сила. 6. Изобразите совмещенные кривые Суа(а) Сха(а) К(а) и поляру крыла, приведя в соответствие характерные точки 7. Изобразите зависимость mz(a) и mz(Cy) для крыла несимметричного профиля, поясните характерные точки. Угол атаки при котором момент Mz крыла равен 0 называется балансировочным. Mz(0) – момент, создаваемый крылом несимметричного профиля при нулевом угле атаки. Mz при небольших углах атаки имеет линейную зависимость от Cy(a) и зависит, главным образом, от положения фокуса крыла. 8. Запишите выражение для определения значений коэффициентов Cya и mz для любого угла a в пределах линейного участка. Таким образом, в пределах линейного участка Где Тогда 𝑀𝑀 𝑧𝑧 (𝛼𝛼) = 𝐶𝐶 𝑦𝑦 𝛼𝛼 𝛼𝛼 (𝛼𝛼 0 − 𝛼𝛼 нс ) ∗ 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 𝑆𝑆𝑋𝑋 Где Х – расстояние между фокусом и центром масс самолета. 12.Определите аэродинамическое качество крыла при угле атаки которому соответствует Cya = 0,6 Cха=0,02 и эффективное удлинение крыла λ=8. При эффективном удлинении крыла λ=8, индуктивное сопротивление можно определить по формуле С 𝑥𝑥𝑥𝑥 = 𝐶𝐶 𝑦𝑦 2 𝜋𝜋𝜋𝜋 Таким образом 𝐾𝐾 = 0,6 0,02+ 0,62 8∗𝜋𝜋 =17,5 13. Определите угол атаки нулевой подъемной силы крыла, если при а=4град Суа=0,6, производная Суа(а)=0,1. Ответ а=-2 Пусть участок на котором мы рассчитываем угол атаки линейный, тогда из математики: y=kx+b где k – значение производной. Для заданных значений имеем: Cy(a)=Cy’(a)*a+b 0,6=0,1*4+b отсюда находим, что b=0,2 Нулевая подъемная сила будет в точке с нулевым Сya 0=0,1*a+0,2 отсюда находим значение угла атаки: a=-2. 14. Сравните средние значения угла скоса протока за крылом при углах а , которым соответствуют Cya1=0,4 и Cya2=0,9. Эффективное удлинение крыла λ=6. Скос потока рассчитывается по формуле 𝜀𝜀 = С 𝑦𝑦 𝜋𝜋 ∗ 𝜋𝜋 ∗ 57,3 Где 57,3 – переводной коэффициент из радиан в градусы. Таким образом: ε1ср=1,21 ε2ср=2,74 15. Определите коэффициенты Суа и Mz крыла при Mcc=0,85, если при М=0,3 и значения составляют Cya=0,6 и Mz=0,2. 9. Докажите, что самолет, центр масс которого расположен впереди фокуса статически устойчив по углу атаки На рисунке изображен самолет, у которого значение центровки 42%САХ, а положение фокуса 50%САХ, таким образом, фокус находится позади центра тяжести (а). При возникновении внешней возмущающей силы, которая приводит к увеличению угла атаки, приращение подъемной силы создает отрицательный момент Mz, что приводит к уменьшению угла атаки и стабилизации полета. При расположении центра тяжести, совпадающей с положением фокуса (б), не будет создаваться никакой момент Mz, при этом положение ЦТ называется нейтральным или критическим. При расположении центра тяжести позади фокуса (в) при возникновении внешнего возмущения, приводящего к увеличению угла атаки, приращением подъемной силы создается дополнительный положительный (кабрирующий) момент Mz, который приводит к дальнейшему увеличению угла атаки и впоследствии, если не предприняты никакие меры, сваливанию. 10. Как в полете проверить наличие статической устойчивости по перегрузке? Кратковременным воздействием на штурвал (ручку) увеличить или уменьшить тангаж самолета и убедиться, что самолет не склонен продолжать его увеличивать или уменьшать уже без вмешательства пилота. 11. Объясните появление нормальной составляющей тяги силовой установки. Нормальная составляющая тяги силовой установки появляется в том случае, если вектор тяги, развиваемой силовой установкой, не проходит через центр масс самолета, что наблюдается на подавляющем большинстве магистральных самолетов с расположением двигателей на пилонах под крылом. 12. Изобразите и поясните характерную зависимость mz(cya) для статически устойчивого и неустойчивого самолета Для устойчивого самолета приращение коэффициента подъемной силы приводит к появлению отрицательного (пикирующего) момента Mz, при этом, чем более задняя центровка, тем меньше по модулю приращение момента Mz. Предельно задняя центровка определяется запасом устойчивости по перегрузке, поэтому кривая также лежит в области отрицательных значений Mz. Для неустойчивого самолета (когда центр тяжести лежит позади фокуса) наблюдается положительный (кабрирующий) момент при увеличении Су. Или 13. Запишите и объясните характеристики продольной устойчивости самолете, влияния на них высоты, центровки и скорости Способность самолета при изменении угла атаки (перегрузки) создавать восстанавливающий момент, называется продольной статической устойчивостью самолета по перегрузке. Центровка влияет на продольную устойчивость самолета по перегрузке. Для обеспечения устойчивости центр масс не должен быть позади фокуса самолета. В реальных условиях предусматривается некоторый запас устойчивости, который закладывается в виде ограничения по предельной задней центровке самолета. С увеличением высоты фокус самолета смещается вперед, что уменьшает устойчивость самолета по перегрузке. С увеличением скорости (увеличением числа М в пределах M max доп.) устойчивость по перегрузке возрастает. Условие устойчивости самолета по скорости оценивается критерием ∆𝑌𝑌 𝑎𝑎 ∆𝑉𝑉 > 0 То есть, самолет будет устойчив по скорости тогда, когда увеличение скорости вызывает увеличение угла атаки, что приводит к уменьшению скорости. При увеличении скорости, при котором M>Mкрит., центр давления и фокус самолета сильно смещается назад, на самолет действует пикирующий момент, что еще сильнее увеличивает скорость, таким образом, устойчивость по скорости уже не обеспечивается, и превышение числа M выше Mдоп запрещено. |