Порядок выполнения расчетной части работы
ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА № 2
Определение силы сопротивления
трения крыла самолета
Цель работы: определение распределения скоростей движения жидкости внутри пограничного слоя по нормали к поверхности тела и расчет силы сопротивления трения крыла.
Методические указания по подготовке к работе
При малых углах атаки и дозвуковых скоростях полета обтекание летательного аппарата происходит безотрывно. Сопротивление трения в этом случае составляет примерно 80 ¸ 85% от полной величины сопротивления движению, а для крыльев самолета в этом же диапазоне углов атаки сопротивление определяется в основном сопротивлением трения. Потери на трение появляются вследствие вязкости реальных жидкостей и газов. Под вязкостью понимают способность жидкости сопротивляться деформациям сдвига. Это свойство жидкости проявляется только внутри слоя, непосредственно прилегающего к поверхности тела, называемого пограничным слоем. Внутри пограничного слоя по нормали к поверхности тела скорость движения изменяется от нулевого значения, что соответствует условию прилипания частиц к поверхности тела до значения местной скорости в свободном потоке. Ввиду того, что пограничный слой постепенно переходит во внешний поток, за верхнюю его границу принимается тот слой подторможенной жидкости, в котором скорость составляет ~ 0,99 от V ¥.
Как известно, касательные напряжения могут быть определены по выражению 
. В этом выражении m - динамический коэффициент вязкости; 
- градиент скорости по нормали к поверхности.
|
|
|
Для воздуха коэффициент m o = 1,7894 ×10 – 6 Н × с/м2 (при To = 288 К ), т.е. величина малая, но градиент скорости существенен, поэтому величиной касательных напряжений пренебрегать нельзя.
За пределами пограничного слоя касательные напряжения малы и могут не учитываться при расчетах.
Необходимо отметить важную особенность пограничного слоя - давление внутри его практически не меняется вдоль нормали к поверхности тела и равняется давлению на внешней границе слоя в рассматриваемой точке. Все сказанное выше позволяет применять уравнение движения идеальной жидкости для нахождения закона распределения давлений на внешней границе пограничного слоя, а затем перенести эти величины без изменения на поверхность тела.
В передней части тела пограничный слой имеет ламинарную, слоистую структуру. Но ламинарное движение не является устойчивым и при дальнейшем движении вдоль тела поток становится турбулентным. Турбулентное движение характеризуется наличием значительных пульсаций. При этом нарушается слоистость и происходит интенсивное перемешивание потока.
|
|
|
На поверхности обтекаемого тела обычно существует область, в которой осуществляется переход пограничного слоя из ламинарной структуры в турбулентную. Условно считают, что этот переход происходит мгновенно в точке, которую называют критической которая отстоит от передней кромки тела на расстоянии xкр .
На величину xкр оказывает влияние форма профиля обтекаемого тела, степень шероховатости поверхности, скорость набегающего потока, вязкость среды и степень турбулентности потока. Толщина пограничного слоя d непрерывно возрастает от передней кромки к задней по различным законам для ламинарного и турбулентного пограничного слоя. Наиболее интенсивно растет толщина турбулентного пограничного слоя.
Возникающий пограничный слой оказывает влияние на внешний потенциальный поток. Влияние вязкости сводится к тому, что линии тока внешнего потока оттесняются от поверхности тела на величину d *, которую принято называть толщиной вытеснения. Если учесть, что толщина вытеснения пропорциональна толщине пограничного слоя, то при обтекании вязкой жидкостью тело становится как бы более толстым, с измененной формой поперечного сечения. Пограничный слой за обтекаемым телом переходит в кильватерную область, которая называется аэродинамическим следом или спутной струей.
|
|
|
Если тело имеет малую кривизну и установлено под малым углом атаки к потоку, то сопротивление такого тела будет практически определяться только сопротивлением трения. Все крылья современных скоростных самолетов обладают, как правило, малой кривизной поверхности, поэтому в первом приближении можно считать, что сопротивление давления их мало. Принимая во внимание это обстоятельство, можно использовать расчетные выражения для определения коэффициентов сопротивления, полученных из теории пограничного слоя плоской пластины для расчетов сопротивления тел малой кривизны. Расчет сопротивления трения производится для крыла прямоугольного очертания в плане, совершающего полет со скоростью VH на высоте H. Геометрические размеры крыла, высота и скорость движения задаются.
Описание лабораторной установки
 |
В рабочую часть аэродинамической трубы вдоль потока устанавливается прямоугольная пластина. Приемник полного давления смонтирован на координатном устройстве На расстоянии от ребра атаки пластины вмонтирован миниатюрный приемник воздушного давления (рис. 1). Обращенный к потоку открытый конец трубки имеет форму сплющенного эллипса, что позволяет производить измерение давления в непосредственной близости от пластины, а также определять скорости внутри пограничного слоя. НТакой маленький приемник воздушного давления принято называть микронасадком. Микронасадок может перемещаться вдоль нормали к поверхности тела. Для этого он соединен с винтом, перемещающимся поступательно при вращении гайки. Винт и гайка находятся в обтекателе, прикрепленном к нижней стороне пластины. Винт имеет шаг 0,5 мм. Гайка по окружности разделена на десять частей. Таким образом, поворот гайки на одно деление перемещает микронасадок на 0,05 мм. Перемещением гайки с винтом устанавливается микронасадок в нужном положении. Микроасадок соединен с дифференциальным датчиком давления.
|
|
|
По данным строится зависимость 
(рис. 2). С помощью этой зависимости определяется толщина пограничного слоя d , как высота y, соответствующая 
.
Исходные данные
1. Температура воздуха при производстве опыта t, ° C = ... , Т,Ко=...
2. Атмосферное давление В, мм рт.ст.=...
3. Плотность воздуха r , кг/м3= ...
4. Коэффициент насадка ПВД j1 = 1,02.
5. Динамический коэффициент вязкости m = m o (T , / To)0.76 , Н × с/м2=…
6. Кинематический коэффициент вязкости n, м2/с=...
7. Расстояние от передней кромки пластины до точки измерения профиля скорости хПВД, мм = ...
8. Размеры пластины b пл , мм = ... , l пл , мм = ...
9. Параметр шероховатости поверхности пластины Апл=1000.
Порядок выполнения работы
1. Поставить установку в рабочую часть аэродинамической трубы.
2. Переместить Опустить микронасадок перпендикулярно потоку.
3. Переместить Опустить микронасадок вдоль потока и повторить опыт.
4. Произвести отсчеты по дифференциальному датчику давления при включенной аэродинамической трубе и различных положениях микронасадка относительно пластины. Результаты измерений и расчетов занести в таблицу.
5. Построить зависимость скоростного напора q, Па y, мм.
6. Определить по графику экспериментальное значение δ, мм.
7. Построить зависимость 
.
8. Определить толщину пограничного слоя d.
9. Рассчитать число 
.
10.Рассчитать коэффициенты сопротивления трения:
- для ламинарного и 
- для турбулентного пограничного слоя.
11.
 |
Найти точку перехода пограничного слоя из ламинарной структуры турбулентную,
, где Апл - коэффициент, зависящий от шероховатости поверхности.
Рис. 3. Изменение толщины пограничного слоя вдоль плоской поверхности.
12.Для условий проведения экспериментальной части определить толщину пограничного слоя при xкр > хПВД по выражению 
, или 
при xкр < хПВД, где 
, n ‑ кинематический коэффициент вязкости при данных условиях проведения эксперимента.
13.Построить кривые d¢ ( x) для x <x кр и d¢¢( x) для x >x кр при x=(0… b пл).
Примерный вид кривых d¢ ( x) и d¢¢( x) показан на рис. 3.
14.Рассчитать коэффициент сопротивления трения пластины в экспериментальной установке 
.
15.Определить величину силы сопротивления трения пластины 
, где l пл , b пл - размах и ширина пластины.
Порядок выполнения расчетной части работы
16.Для выполнения расчетной части работы определить число ReH для заданного варианта (табл. 1). 
, b - хорда крыла, n H - кинематический коэффициент вязкости воздуха на заданной высоте полета берется из таблицы стандартной атмосферы (табл. 2).
17.Рассчитать коэффициенты сопротивления трения для ламинарного и турбулентного отрезков пограничного слоя.
18.Определить толщину ламинарного пограничного слоя при x= b и x= b/2 d¢ = 5.8 
, где 
, n H - кинематический коэффициент вязкости и VH - скорость на заданной высоте полета H (по табл.1).
19.Построить кривую d¢ (x), считая тело плоским.
20.Найти толщину турбулентного пограничного слоя для тех же значений x= b и x= b/2, d¢¢ = 0.37 
.
21.Построить кривую d¢¢( x). Примерный вид кривых d¢ (x) и d¢¢( x) показан на рис. 3.
22.Найти точку перехода пограничного слоя из ламинарной структуры в турбулентную x тр по п.11.
23.Рассчитать коэффициент сопротивления трения CXтр. по п.14.
24.Определить величину силы сопротивления трения по п.15 для параметров воздуха на заданной высоте полета из таблицы стандартной атмосферы (табл 2.).
Контрольные вопросы.
1. Что называется пограничным слоем?
2. Как изменяется толщина пограничного слоя вдоль поверхности тела?
3. Какие режимы движения жидкости могут наблюдаться в пограничном слое?
4. В каком случае будут меньшими потери энергии на трение: в случае ламинарного или турбулентного режима движения жидкости у поверхности тела?
5. Как изменяются скорости внутри ламинарного и турбулентного пограничного слоя?
6. Как влияет положение xкр на величину сопротивления трения?
Табл. 1.
| Задаваем. | Номера вариантов расчетной части работы | ||||||||||||
| параметры | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | 10 | 11 | 12 | |
| H, м | 0 | 1000 | 1500 | 2000 | 2500 | 3000 | 3500 | 4000 | 4500 | 5000 | 5500 | 6000 | |
| VH ,м/с | 50 | 150 | 160 | 170 | 180 | 190 | 200 | 210 | 220 | 230 | 240 | 250 | |
| b , м | 5,0 | 5,0 | 5,0 | 5,5 | 5,5 | 5,5 | 6,0 | 6,0 | 6,0 | 6,5 | 6,5 | 6,5 | |
| L , м | 25 | 25 | 25 | 22 | 22 | 22 | 12 | 12 | 12 | 14 | 14 | 14 | |
| А | 1000 | 1000 | 1100 | 1100 | 1200 | 1200 | 1300 | 1300 | 1400 | 1400 | 1500 | 1500 | |
Продолжение табл. 1.
| 13 | 14 | 15 | 16 | 17 | 18 | 19 | 20 | 21 | 22 | 23 | 24 | 25 |
| 6500 | 7000 | 7500 | 8000 | 8500 | 9000 | 9500 | 10000 | 10500 | 11000 | 11500 | 12000 | 12500 |
| 260 | 270 | 280 | 290 | 300 | 310 | 320 | 330 | 340 | 350 | 360 | 370 | 380 |
| 7,0 | 7,0 | 7,0 | 7,5 | 7,5 | 7,5 | 8,0 | 8,0 | 8,0 | 8,5 | 8,5 | 8,5 | 8,5 |
| 15 | 15 | 15 | 17 | 17 | 17 | 18 | 18 | 18 | 20 | 20 | 20 | 20 |
| 1600 | 1600 | 1600 | 1700 | 1700 | 1600 | 1500 | 1400 | 1300 | 1200 | 1100 | 1000 | 1700 |
Атмосфера стандартная, параметры по ГОСТ 4401-81
Табл. 2.
| Геомет. высота Н, м | Температ. Т, К | Давление рн, 10 -5 Па | Плотность r н , кг / м 3 | Скорость звука ан, м / с | Вязкость динамичес. m н , 10 5 Па / с | Вязкость кинемат. n н,10 5 м2 /c | Ускорен. св.паден. g н , м / с 2 |
| 0 | 288.15 | 1.013250 | 1.22500 | 340.29 | 1.7894 | 1.4607 | 9.8066 |
| 500 | 284.90 | 0.954613 | 1.16727 | 338.37 | 1.7737 | 1.5195 | 9.8051 |
| 1000 | 281.65 | 0.898763 | 1.11166 | 336.44 | 1.7579 | 1.5813 | 9.8036 |
| 2000 | 275.15 | 0.795014 | 1.00655 | 332.53 | 1.7260 | 1.7147 | 9.8005 |
| 3000 | 268.66 | 0.701212 | 0.90925 | 328.58 | 1.6938 | 1.8628 | 9.7974 |
| 4000 | 262.17 | 0.616604 | 0.81935 | 324.59 | 1.6612 | 2.0275 | 9.7943 |
| 5000 | 255.68 | 0.540483 | 0.73643 | 320.55 | 1.6282 | 2.2110 | 9.7912 |
| 6000 | 249.19 | 0.472176 | 0.66011 | 316.45 | 1.5949 | 2.4162 | 9.7882 |
| 7000 | 242.70 | 0.411053 | 0.59002 | 312.31 | 1.5612 | 2.6461 | 9.7851 |
| 8000 | 236.22 | 0.356516 | 0.52579 | 308.11 | 1.5271 | 2.9044 | 9.7820 |
| 9000 | 229.73 | 0.308007 | 0.46706 | 303.85 | 1.4926 | 3.1957 | 9.7789 |
| 10000 | 223.25 | 0.264999 | 0.41351 | 299.53 | 1.4577 | 3.5251 | 9.7759 |
| 11000 | 216.77 | 0.226999 | 0.36480 | 295.15 | 1.4223 | 3.8988 | 9.7728 |
| 12000 | 216.65 | 0.193994 | 0.31194 | 295.07 | 1.4216 | 4.5574 | 9.7697 |
Дата добавления: 2021-02-10; просмотров: 215; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!