Расчет крыльевого профиля

Расчет крыльевого профиля.

Варианты заданий

Все профили симметричные с хордой в = 150 мм и максимальной толщиной с = 14 мм.

Параметры потока обтекающего крыловой профиль

№ варианта

№

профиля

M

P(МПА)

T(K)

k

угол

атаки

угол

атаки

угол

атаки

1

1

3.6

0.06

873

1.33

0

2

-4

2

3

3

0.15

1109

1.33

0

3

-6

3

5

2.5

0.1

293

1.4

0

2

-4

4

4

3.2

0.1

373

1.4

0

4

-2

5

3

3.7

0.08

873

1.33

0

5

-3

6

5

2.8

0.1

293

1.4

0

7

-2

7

2

2.5

0.1

293

1.4

0

3

-7

8

2

2

0.1

293

1.4

0

2

-4

9

1

1.5

0.1

323

1.4

0

4

-2

10

3

1.8

0.1

293

1.4

0

6

-3

11

5

1.9

0.1

323

1.4

0

5

-7

12

4

2.4

0.1

293

1.4

0

7

-3

13

2

2.7

0.18

1254

1.33

0

5

-4

14

2

3

0.1

293

1.4

0

3

-5

15

3

2.8

0.1

293

1.4

0

4

-7

16

5

2.9

0.12

1100

1.33

0

2

-3

17

1

2.6

0.1

323

1.4

0

8

-6

18

1

3.2

0.15

900

1.33

0

4

-5

19

3

3.3

0.155

950

1.33

0

3

-4

20

1

3.5

0.12

1100

1.33

0

6

-2

21

4

3.7

0.06

873

1.33

0

6

-3

22

2

3.1

0.2

323

1.4

0

3

-6

23

4

2.1

0.1

293

1.4

0

2

-5

Рис 1 Торможение потока на скачке уплотнения.

Рис 2 Ускорение потока на волне разрежения.

Расчет обтекания крыльевого профиля при заданных параметрах набегающего потока выполняется точным методом скачков - волн разрежения.

Схемы потоков и используемые параметры газа показаны на ( Рис 1,2)

1 Определяем параметры потока на каждом прямолинейном участке

  • рассчитываем параметры потока на скачках уплотнения

  • рассчитываем параметры потока на волнах расширения

Расчет параметров потока на скачках уплотнения проводим следующим образом: при заданном угле атаки и профиле находим угол отклонения потока (Рис 1),далее находим угол косого скачка , который зависит от величины скорости Маха и от угла (Cм газодинамические ф-ии ),затем ищем отношение давления после отклонения потока к давлению до него( ),

M1

M2

72°15'

0°0'

1,050

1,000

1,000

73

0 16

1,037

1,010

0,993

Образец таблицы газодинамических функции для расчета скачков уплотнения


Зная значение , находим значение ,далее находим и по газодинамическим функциям находим . Найдём значение скоростного напора непосредственно перед обтеканием крыла

V=Ma где -скорость звука

;

0

3.65

520’

1920’

3.31

1.48

0.077

0.0245

0.05

-4

3.65

920’

2420’

3.03

2.40

0.126

0.0735

0.152

-4

3.65

120’

1620’

3.53

1.013

0.0532

0.0007

0.0014

-7

3.65

1220’

2620’

2.86

2.81

0.147

0.0945

0.195

-7

3.65

Волна разрежения

Расчет параметров потока на волнах разрежения проводим следующим образом: при заданном угле атаки , профиле и скорости Маха находим углы , (смотри Рис 2),далее находим фиктивный угол (из таблицы газодинамических функции)

S

1

M

Е

Т

Образец таблицы газодинамических ф-ии для расчета волн разрежения

Затем прибавляем угол ,далее находим по таблице скорости Маха отношение давления после отклонения потока к давлению до него( )будет равно


Зная значение , находим значение ,далее находим . Вычислим значение скоростного напора непосредственно перед обтеканием крыла

;

(-1)

0

3.31

1724’

56

6640’

4.12

1402’

0.356

0.027

0.05

0.086

-4

3.03

1924’

50

6040’

3.66

1550’

0.4

0.05

0.076

0.095

-4

3.53

1624’

59

6940’

4.35

1318’

0.33

0.017

0.0362

0.079

-7

2.86

2024’

47

5740’

3.47

1645’

0.41

0.060

0.087

0.106

-7

3.65

1550’

61

6240’

3.81

1512’

0.32

0.0168

0.0357

0.073

-7

3.81

1512’

63

7340’

4.69

1218’

0.31

0.0052

0.0116

0.069

2 Вычисление нормальной и продольной сил для профиля при рассматриваемых углах атаки

;

  • при = 0

Так как профиль симметричен и находится под нулевым углом атаки то подьемная сила .Осевая же сила

  • при = -4

Находим подъемную силу

Осевая сила


  • при = -7

Находим подъемную силу

Осевая сила

3Найдем коэффициенты для нормальной и осевой сил для профиля при рассматриваемых углах атаки

;

  • при = 0 ;

  • при = -4 ;

  • при = -7 ;

4 Найдем моменты тангажа для профиля при рассматриваемых углах атаки

  • при = 0

  • при =-4

  • при =-7



5Найдем координаты относительного центра давлений при рассматриваемых углах атаки.

  • при =-4

  • при =-7

6 Вычисляем коэффициенты лобового сопротивления и подьемной силы при рассматриваемых углах атаки.

  • при = 0

  • при = -4

  • при = -7

7 Оформление чертежа

Вычертить картину обтекания профиля при заданных углах атаки . Для каждого участка течения указать значения М, Р, Р0.

Ниже вычертить эпюру распределения по профилю избыточных давлений с указанием их величины. Рядом указать значение нормальной и продольной сил, их аэродинамических коэффициентов, а также указать графически координату центра давления.

Список литературы

  1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М. ,Наука ,.1976г. 824 с.

  2. Алемасов В.Е Теория ракетных двигателей М. Машиностроение 1980г.533с..

  3. Карафоли Е. Аэродинамика больших скоростей M изд. Академия наук СССР 1960г.740c.

  4. Краснов Н.Ф. Аэродинамика в вопросах и задачах М. Высшая школа 1985г.759c.

  5. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа M.,Наука,1973г.847c.