Читайте также:
|
|
Понедельник | |
29.12.2013 г. | |
13.10 - 14.40 | 1 гр. Семинар Гражданское право Карибян Л. Д., преп. Ауд.25 |
14.50 - 16.20 | 1 гр. Семинар Административное право Таран О. А., ст.преп. Ауд.203 2 гр. Семинар Гражданское право Карибян Л. Д., преп. Ауд.307 |
16.30 -18.00. | 1 гр. Семинар Уголовное право Афанасьев А. А., преп. Ауд.203 2 гр. Семинар Административное право Таран О. А., ст.преп. Ауд.307 |
18.10 - 19.40 | 2 гр. Семинар Уголовное право Афанасьев А. А., преп. Ауд.307 |
Цель работы
1. Экспериментальное определение подъемной силы и продольного аэродинамического момента моделей крыла различного профиля путем продувок в аэродинамической трубе.
2. Приобретение навыков регистрации и обработки результатов измерений при проведении эксперимента с использованием аэродинамической трубы.
3. Приобретение опыта обработки результатов эксперимента и анализа полученных данных.
2. Теоретическое введение
Крыло самолета предназначено для создания подъемной силы, необходимой для поддержки самолета в воздухе.
Профилем крыланазывается форма его поперечного сечения. Профили могут быть (рис.1): симметричными (1) и не симметричными (2). Несимметричные могут быть двояковыпуклыми (4), плосковыпуклыми (3), вогнуто-выпуклыми или S-образными (5). Чечевицеобразные (7) и клиновидные (8,9) могут применяться для сверхзвуковых самолетов. На современных пассажирских самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили.
Рис.1. Формы профилей крыла
Коэффициент подъёмной силы – безразмерная величина
характеризующая подъемную силу крыла определённого профиля при известном угле атаки. Коэффициент определяется экспериментально путём продувок в аэродинамической трубе по расчетной формуле
либо по теореме Жуковского.
Для самолета нормальной аэродинамической компоновки подъемная сила линейно зависит от угла атаки cу(α) (рис.2) в диапазоне от - 10 до 15-20 градусов,
Рис. 2. Зависимости коэффициентов подъемной силы и продольного момента от угла атаки
при этом обтекание крыла носит безотрывный характер. На больших углах атаки поток теряет устойчивость и начинает срываться с верхней поверхности крыла. Угол атаки крыла, на котором происходит полный отрыв потока и, как следствие, резкое падение подъемной силы называется критическим, обозначается как α кр (рис.2).
Зависимость продольного момента от угла атаки mz (α) также линейна (рис.2). Экспериментально коэффициент продольного момента расчитывется по формуле
С ростом угла атаки продольный момент падает у самолетов нормальной схемы. Характерной точкой графика моментов является точка пересечения кривой моментов mz0 с осью ординат. Момент в этой точке соответствует нулевому углу атаки и характеризует потребные расходы подъемной силы на балансировку летательного аппарата.
Дата добавления: 2015-01-05; просмотров: 27 | Поможем написать вашу работу | Нарушение авторских прав |
<== предыдущая лекция | | | следующая лекция ==> |
ГосПП – государственно-правовой профиль | | | Разработка программы маркетинга |