Экспериментальные измерения аэродинамических сил и моментов, действующих на обтекаемое тело, из опытов в аэродинамической трубе (1125748), страница 3
Текст из файла (страница 3)
Так, в разобранном здесь варианте, сила Тз отвечает показанию весов н, а О сила Тз — показаниям пз. В результате имеем согласно схеме, изображенной на рнс. 7, 76 Тз Тз 1сз(из л з) о 7; -Т, =А~(л, -л,) о Тз 73 = яз(лз лез) 0 (4.2) Формулы (4.2) и лежат в основе метода измерения силы. 5. Порпяок оформленнп работы н представленнп окончательных результатов нзмереннй Х = С„с)5, У = С чб, М = т,лбЬ (5.1) 1 где через д = — р Р обозначен динамический напор, имеющий раз- 2 мерность давления, а С„С,т — безразмерные коэффициенты сопротивления, подъемной силы н момента Этн коэффициенты не зависят от определлюпщх параметров и, казалось бы, должны быть одинаковы для всех геометрически подобных тел.
Опыт показывает однако„что в дозвуковых потоках весьма существенной оказывается зависимость аэродинамических снл от кинематпческой вязкости воздуха г, по порядку 77 Прн каждом фиксированном значении угла атаки а, который может принимать любые целые значения в диапазоне — б~ < а ь 26, с весовых элементов, нзображенных на рнс. 7, снимаются показания л, -=и„лт - =и, пз =- и, относвциеся к потоку воздуха с некоторой фиксированной скоростью Г . Прн этом первоначально снимаотся показания весов )л,и,,и ~ при отсутствии потока: Р = О (т.н.
кнулевая пролувкаэ). На основании этих нзмереннй по формулам (З.П) рассчитываются аэродинамические силы, действующие на исследуемый крыловой профиль с геометрнческимн параметрами: Ь- среднее значение хорды крыла, Ь- средняя толщина профиля, Х- размах крыла, причем, как правило, Ь «Ь, Т.. Если на основании теории размерностей определить в качестве определяющих размерных параметров в набегающем потоке массовую плотность воздуха р, скорость потока Г, линейный размер хорды Ь и площадь крыла в плане Я = Ы, то размерные силы можно представить в виде: величины равной 0,15 см /с. В аргумент безразмерных функций С,С„, ш, вязкость г может войти только в безразмерной комбинации ЬР с определяющими параметрами: Ке = —, называемой числом РейУ нольдса, так что С = (С,С„) = С(а; Ке), ш, = ш (а; Ке) (5.2) Поскольку число Ке содержит линейный размер Ь, то, вообще говоря, нельзя утверждать, что безразмерные коэффициенты одинаковы для всех геометрически подобных тел.
Необходимо также, чтобы выполнялись т.н. условия механического подобия течений, критерием которого в дозвуковых потоках является близость значений чисел Рейнольдса в геометрически подобных ситуациях. Именно в этом случае на основании измерений сил на сравнительно малой модели достаточно большого тела можно делать предсказания о силах, действующих на большой объект, путем расчета коэффициентов (5.2), которые будут одними и теми же для большого и малого тела. Для измерения динамического напора д, входящего в определения (5.1), и расчета скорости потока г„= ~2 у/ р используется трубка Пито, в критической точке которой статическое давление Р„связано с давлением Р в набегающем потоке со скоростью Г интегралом Бернулли: Р» =Р +Я= Р +Ч (5.3) Здесь учтено, что в аэродинамической трубе с открытой рабочей частью Р =р, где Р— атмосферное давление во время проведения эксперимента.
При этом на данной установке давление Р„измеряется не с помощью манометра, а прибором типа анероида, изображенным на рис.й. 78 Рнс.б. Устройство для измерения давления на установке А.б. ТП вЂ” трубка Пито, П вЂ” объемная пружина, ВЭ вЂ” весовой элемент Трубка Пито (ТП) шлангом Ш соединяется с растянутой объемной пружиной П, внутри которой давление равно р„. При этом равновесное состояние пружины пропорционально давлению р„, так что чем больше р„, тем меньше сила ~р „действующая на левое плечо весового элемента ВЭ, устройство которого такое же, как и на весах для измерения аэродинамических сил. При этом если давление в пружине р„, то сила ур, пропорциональная р„, уравновешивается весовым элементом, который выдает показание н„. При «нулевой продувке» давление а пружине будет равно )э и„, и весовой элемент даст показания н„.
Очевидно, разность этих показаний пропорциональна разности давлений, так что можно записать (л„-пт )1„= р„— р =о (5.4) где 8„— заданный тарировочный коэффициент прибора По этой формуле и рассчитывается динамический напор. Таким образом, измеренные на опыте прн разных а значения н„л,л,п„переносятся в таблицу, где приводится расчет искомых зависимостей (5.2) согласно схеме: 26 ПОУ Ич ИО О С' =Х'/дЯ С, =С,'-С )У Ь Ке =— 80 Угол атаки а У Оу ~У (Иу ПОУ ) Ч= — =а (п — и ) р„и„ 2 О " ОО С, =) /9Я п,-п Х' = /с,(ик — и 1'2 = А,„(п„-п, ) М, =)21, сока п4 =М /дЯЬ Дополнительные данные Ь(м) = 5 = Ы(м2) = ° 1 0,0159м В /„(м) = В (мм.рт.ст.)= г('С) = Р» 288 В р„(/+273) 7 2 РО 0,125 4 м 1' =,/2д/ р «(см/с )= ч Прим.
Измеренная величина С„' относится к сопротивлению создаваемой системой крыло плюс подвесы. Этн подвесы не дают вклада в подьемную силу, однако обладают собственным коэффициентом сопротивления С, который измеряется независимым способом, например, при удалении модели из потока, н его значение приведено в правом столбце. Эта поправка учитывается при расчете коэффициента сопротивления крыла С,.
Для окончательного оформления работы данные нз таблицы слелует представить в графической форме дла зависимостей: 1. С = С,(а). 2. С„= С„(а). 3. Считая, что (1) н (2) являются параметрическим представлением кривой, построить зависимость С„= С,(С„) с нанесенными на этой кривой значениями а — т.н. «повару крыла». 4. Построитырафик е« = е,,(а). ЛИТЕРАТУРА 1. С.Г.Попов. «Определение аэрогидродинамических сил и моментов обтекаемого тела из опытов в аэродинамической трубе». Лабораторный практикум под редакцией С.Г.Попова, М., изд. Московского увив«Рент«та, 1972, п.5 2.
«Аэродинамические трубы Института механики» под ред. С.М.Горлина и Г.Е.Худякова. Научные труды №14, Москва, 1971. 81 .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
