Дослідження впливу геометричних параметрів крила скінченого розмаху на його аеродинамічні характеристики

Размещено на http://www.allbest.ru/

НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ УКРАЇНИ

«КИЇВСЬКИЙ ПОЛІТЕХНІЧНИЙ ІНСТИТУТ ІМЕНІ ІГОРЯ СІКОРСЬКОГО»

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

ІНСТИТУТ АЕРОКОСМІЧНИХ ТЕХНОЛОГІЙ

Лабораторна робота

З дисципліни „Аеродинаміка ЛА”

Дослідження впливу геометричних параметрів крила скінченого розмаху на його аеродинамічні характеристики

Виконав:

Студент групи ВЛ-83

Новак. Я.С

Перевірив:

Поваров С.А

Київ 2020

ЛАБОРАТОРНА РОБОТА

ДОСЛІДЖЕННЯ ВПЛИВУ ГЕОМЕТРИЧНИХ ПАРАМЕТРІВ КРИЛА

СКІНЧЕНОГО РОЗМАХУ НА ЙОГО АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Мета роботи. За допомогою аеродинамічного моделювання, з використанням панельно-вихоревого методу, дослідити зміну аеродинамічних характеристик заданого крила скінченого розмаху в залежності від зміни його геометричних параметрів. Оформити результати дослідження.

Вихідні дані. Вихідними даними для дослідження є задані геометричні параметри крила скінченого розмаху, а також розрахункові умови для його дослідження.

1. Базова розрахункова модель

Базова розрахункова модель представляє собою пряме крило, що має задані, відповідно до варіанту (Табл. Д1.1), аеродинамічний профіль та основні геометричні параметри (рис. 1).

Рис.1 Базова розрахункова модель крила скінченого розмаху.

2. Вихідні дані для дослідження

2.1.1. Варіант завдання для дослідження №10.

2.1.2. Аеродинамічний профіль крила: Цаги-718

2.1.3. Коренева і кінцева хорди крила: b0 = bк = 2,8 [м] 

2.1.4. Відносне подовження крила: л = L/b = 10.

2.1.5. Розмах крила: L = л•b = 28 [м].

2.1.6. Площа крила: S = L•b = 78,4 [м2].

2.1.7. Число Маха М =0,25

2.1.8. Діапазон кутів атаки для розрахунків б = -5°...+15°.

2.1.9. Число Рейнольдса для розрахункової моделі визначаємо за формулою:

Re = 69000•M•a•b = 16180500

де а - швидкість звуку, приймаємо а = 335 м/с.

3. Завдання для дослідження

3.1. Виконати розрахунок для базової моделі крила.

3.2. Модифікувати базову розрахункову модель крила шляхом зміни довжин кореневої та кінцевої хорд, таким чином, щоб отримати еквівалентні крила, що матимуть таку ж площу S і таке ж відносне подовження л (а відповідно, і розмах L) але матимуть різні значення звуження з.

з = b0 / bк; з1 = 1,8

з2 = 4 з3 = 7

де: b0 - коренева хорда крила, bк - кінцева хорда крила.

Sкр = 0,5•Lкр•( b0  + bк) = 0,5•Lкр•( b0  + b0 / з) = 0,5•Lкр•b0•( 1  + 1 / з);

b0 = 2•Sкр / (Lкр•( 1  + 1 / з));

bк = b0 / з.

Крила прямі, кут стрілоподібності по середній лінії хорд ч0,5 = 0. Кути стрілоподібності по передній і задній крайкам кожного з крил однакові (рис.2).

Виконати розрахунок для модифікованих моделей крила.

а)

б)

в)

Рис.2 Модифікації розрахункової моделі крила:

а) з = 1,8; б) з = 4; в) з = 7.

3.3. Модифікувати базову розрахункову модель крила шляхом зміни відносного подовження л Площа модифікованих крил залишається незмінною і рівною площі S базової моделі крила. Модифіковані крила мають постійну по розмаху хорду (рис.3).

л = L2 / S; S = b • L

L = v(л • S);

b = S / L.

Виконати розрахунок для модифікованих моделей крила.

а)

б)

в)

Рис.3 Модифікації розрахункової моделі крила:

а) л = 6; б) л = 16; в) л = 27.

3.4. Модифікувати базову розрахункову модель крила шляхом зміни кута стрілоподібності по передній крайці ч. Хорда b і розмах L крил залишаються незмінними по відношенню до базової розрахункової моделі.

а)

б)

в)

Рис.4 Модифікації розрахункової моделі крила:

а) ч = 10; б) ч = 15; в) ч = 25.

Виконати розрахунок для модифікованих моделей крила.

3.5. Обрати серед досліджених у п.3.2-3.4 параметрів такі, при яких отримано найбільші значення аеродинамічної досконалості К та застосувати їх всі разом для модифікації базової розрахункової моделі крила (рис. 5). Площа модифікованого крила S повинна бути рівною площі базової моделі.

Рис.5 Комплексна модифікація розрахункової моделі крила.

Виконати розрахунок модифікованої розрахункової моделі крила та оцінити зміну максимального значення аеродинамічної досконалості, порівняно з базовою моделлю у %.

ДK = ((Kмод-Kбаз) / Kмод)•100% = 41.935%

3.6. Побудувати графічні залежності для базової та модифікованих розрахункових моделей крила (за даними, отриманими у п.3.1-3.6):

- Су(б) - залежність коефіцієнта підйомної сили Су від кута атаки б;

- Сx(б) - залежність коефіцієнта аеродинамічного опору Сx від кута атаки б;

- Су(Сх) - залежність коефіцієнта підйомної сили Су від коефіцієнта аеродинамічного опору Сx (поляра першого роду);

- К(б) - залежність аеродинамічної досконалості К = Сy/Сx від кута атаки б.

4. Результати дослідження

4.1. Результати дослідження залежності аеродинамічних характеристик крила від його звуження з представлені на рис. 6-9.

Рис. 6. Залежність коефіцієнта підйомної сили Су від кута атаки б при різних значеннях звуження крила з.

Рис. 7. Залежність коефіцієнта опору Сх від кута атаки б при різних значеннях звуження крила з.

Рис. 8. Залежність коефіцієнта підйомної сили Су від коефіцієнта опору Сх при різних значеннях звуження крила з.

Рис. 9. Залежність аеродинамічної досконалості К від кута атаки б при різних значеннях звуження крила з.

4.3. Результати дослідження залежності аеродинамічних характеристик крила від його відносного подовження л представлені на рис. 10-13.

Рис. 10. Залежність коефіцієнта підйомної сили Су від кута атаки б при різних значеннях звуження крила л.

Рис. 11. Залежність коефіцієнта опору Сх від кута атаки б при різних значеннях звуження крила л.

Рис. 12. Залежність коефіцієнта підйомної сили Су від коефіцієнта опору Сх при різних значеннях звуження крила л.

Рис. 13. Залежність аеродинамічної досконалості К від кута атаки б при різних значеннях звуження крила л.

4.4. Результати дослідження залежності аеродинамічних характеристик крила від кута його стрілоподібності ч по передній крайці представлені на рис. 14-17.

Рис. 14. Залежність коефіцієнта підйомної сили Су від кута атаки б при різних значеннях звуження крила ч.

Рис. 15. Залежність коефіцієнта опору Сх від кута атаки б при різних значеннях звуження крила ч.

Рис. 16. Залежність коефіцієнта підйомної сили Су від коефіцієнта опору Сх при різних значеннях звуження крила ч.

Рис. 17. Залежність аеродинамічної досконалості К від кута атаки б при різних значеннях звуження крила ч.

Зміна максимального значення аеродинамічної досконалості крила при комплексному застосуванні для модифікації розрахунковій моделі оптимальних геометричних параметрів, отриманих по результатам проведених у п.п. 3.2-3.4 досліджень, представлені на рис. 18.

Рис. 18. Залежність аеродинамічної досконалості К від кута атаки б для:

1) комплексно модифікованої моделі крила 2) базової розрахункової моделі крила;.

Висновки

За допомогою аеродинамічного моделювання, з використанням панельно-вихоревого методу, дослідив зміну аеродинамічних характеристик заданого крила з профілем ЦАГИ-718 скінченого розмаху в залежності від зміни його геометричних параметрів.

Виявив, що при зміні звуження крила, аеродинамічна досконалість К зростає порівняно з базовими даними, де звуження не відбувалося. Це можна побачити на графіках(рис.18, рис.9).

Щодо подовження л, можна теж твердо заявити, що при збільшенні даного параметру, аеродинамічна досконалість К зростає, особливо коли л має більші значення від базового. Це можна помітити на графіках(рис.18, рис13) коли л =16 та л=27.

Щодо параметрів стрілоподібності крила ч для даного профілю ЦАГИ-718 характерних змін немає, вони звичайно є, та ці зміни несуттєві, що видно на графіках(рис.18, рис.17). крило аеродинамічний підйомний кореневий

На мою думку, серед досліджених параметрів найбільш інтенсевний вплив на аеродинамічні характеристики крила має подовжиння л, даний параметр є позитивний. Адже, як видно з графіку (рис.10) завдяки якому відбувається високий приріст коефіціенту підйомної сили Сy.

З графіку(рис.18) можна побачити суттєвий приріст аеродинамічної досконалісті К, завдяки комплексних оптимальних геометричних параметрів по відношенню до базового крила. Щодо оцінки якості зміни аеродинамічної досконалості, порівняно з базовою моделлю, можна записати у вигляді формули:

ДK = ((Kмод-Kбаз) / Kмод)•100% = 41.935%

Тобто, як бачимо з формули, приріст є і це 41.935%.

Використані джерела

1. Кашафутдинов С.Т., Лушин В.Н. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей. СибНИА, 1994.

2. Глушков Н.Н., Инешин Ю.Л., Свириденко Ю.Н. (1989), "Применение метода симметричных особенностей для расчета обтекания дозвуковых летательных аппаратов", Ученые записки ЦАГИ, т.ХХ, N1, 18 с.

3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. 2-е изд., перераб. и доп. -- М.: Машиностроение, 1976.

Додаток

Таблиця Д1.1. Варіанти даних для дослідження

Размещено на Allbest.ru