Аеродинамічні характеристики профілю крила

НАЦІОНАЛЬНИЙ АВІАЦІЙНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

Кафедра авіоніки

 

 

 

 

 

 

ДОМАШНЄ ЗАВДАННЯ №1

з дисципліни "Основи авіації"

 

Тема: Аеродинамічні характеристики профілю крила

 

 

 

 

 

 

Виконав: студент  групи факультету авіоніки

1

Номер залікової книжки № ****82

 

 

 

 

 

Перевірив:.

 

 

Київ 2013

Хід виконання роботи:

Варіант №2

1. Хорда профілю:

b = 4,25 м

 

Відносна товщина профілю:

,

  ,

,

де   x_c – абсциса максимальної товщини профілю.

Середня лінія профілю:

y_ср(x) = 0,5[y_в(x) + y_н(x)].

Відносна увігнутість  профілю:

,

де   f_max – максимальне відхилення середньої лінії профілю від хорди.

,

де   x_f – абсциса максимальної увігнутості профілю.

 

Використовуючи ці формули, та дані Таблиці №1, виконуємо наступні розрахунки, будуємо профіль крила та заповнюємо таблицю

 

 

 

 

 

 

 

 

Таблиця №1:

x			c,%	f,%
0	0	0	0	0
2,5	3,85	-2,74	6.59	0.555
5	5,26	-3,66	8.92	0.8
10	7,08	-4,66	11.74	1.21
15	8,25	-5,13	13.38	1.56
20	8,97	-5,38	14.35	1.795
30	9,50	-5,50	15	2
40	9,22	-5,29	14.51	1.965
50	8,47	-4,77	13.24	1.85
70	5,95	-3,22	9.17	1.365
90	2,39	-1,26	3.65	0.565
100	0	0	0	0

 

звідси

 с_max=4,25 ∙ 13 /100% = 0,552 м а відповідно - , із даних таблиці.

= 2%, звідси:

 f_max =4,25 ∙ 2 / 100% =  0,085 м, а відповідно x_f = 30%, із даних таблиці.

 

 

 
Рис. 1. Геометричні характеристики профілю крила

 За даними в Таблиці №2, значеннями коефіцієнтів піднімальної сили та сили лобового опору, побудувати графіки:  C_x = f(a), C_y = f(a), C_y = f(C_x), та заповнити Таблицю №3.

С_уmax = 1,54 (із даних таблиці №2);

 С_хmin = 0,010 (із даних таблиці №2);

Оскільки  , то К_max= 21.42  звідси:

       a_нв= 2˚ (із даних таблиці №2);

Виходячи з даних  в таблиці №2, а саме з графіка С_у, a₀ ≈ -1˚;

a_кр = 20˚ (із даних таблиці №2, при С_уmax ).

 

   Таблиця №2:

          

a	Cy	Cx	К
-4	-0,19	0,013	-14.61
-2	-0,01	0,010	-1
0	0,13	0,011	11.81
2	0,30	0,014	21.42
4	0,42	0,020	21
6	0,58	0,030	19.3
8	0,72	0,040	18
10	0,86	0,054	15.92
12	1,15	0,090	12.7
16	1,44	0,134	10.74
18	1,53	0,162	9.4
20	1,54	0,177	8.7
22	1,44	0,230	6.2

 

 

 

 

 

 

  Таблиця №3:

Суmax	Схmin	Кmax	Су(a=0)	Сх(a=0)	a0	aкр	aнв
1,54	0,010	21,429	0,13	0,011	-1°	20°	2°

 

 

 

 

Рис. 2. Графік залежності С_у кута атаки

Рис. 3. Графік залежності С_х від кута атаки

 

Рис. 4. Поляра крила

Рис. 4. Поляра крила

 

 

 

 

Користуючись графіками, розраховуємо піднімальну силу  Y, силу лобового опору X, силу профільного X_р та індуктивного  X_i  опору при куті атаки a_і, якщо:

- кут атаки  a_і = (10 + n);      a_i = 12;

- площа крила  S = (100 + 5m) м²;              S = 140 м^2;

- швидкісний напір  q = (1980 + 10n) Н/м²;  q = 2000 Н/м²,

де   n – остання цифра номеру залікової книжки;

m – передостання цифра номеру залікової книжки.

Піднімальна сила:

Сила лобового опору:

Оскільки лобовий опір  X складається з профільного  X_p  та індуктивного  X_i  опорів:

X = X_p+ X_i,   або    С_х = С_хp + С_xi,

Оскільки С_хр = С_{x min}=0, 01  ,

то для кута α = 12˚, С_xi =C_x - C_xp = 0,090 - 0,010=0,080, звідси:

Визначимо швидкість руху крила V  та відповідне їй число М на висоті  Н при куті атаки  a_і. Де

 

 

Н = (3000 + 1000n) м,

Н = 5000 м

 

 

Таблиця № 4

Висота Н, м	Температура Т, ºК	Густина r, кг/м3
3000	269	0,909
4000	252	0,819
5000	256	0,736
6000	249	0,660
7000	242	0,590
8000	236	0,523
9000	229	0,467
10000	223	0,414
11000	217	0,365
12000	216	0,312

Отже, користуючись даними з таблиці №4 виконуємо наступні обрахунки:

 

Число Маха: , де  , звідси          

Заповнимо Таблицю №5:

 

Таблиця №5

Y	X	Xр	Xi	V	M
322000	25200	2800	22400	66,82	0.20