Задачи по "Аэродинамика"

Задача 1. Определить давление р0 в критической точке и местное давление рм на верхней поверхности профиля крыла в точке, где скорость обтекания Vм если на высоте H скорость полета V∞ . Данные по высоте и скорости полета, согласно варианту, взять из приложения 1.

Значения атмосферного давления и плотности на заданной высоте, необходимые для расчета, взять из таблицы стандартной атмосферы (приложение 6).

Результаты расчетов внести в таблицу.

Данные к задаче 1: Определить давление р0 в критической точке и местное давление рм на верхней поверхности профиля крыла в точке, где скорость обтекания Vм = 850 км/ч, если на высоте Н=4500 м скорость полета V∞=680 км/ч.

Решение

По таблице стандартной атмосферы определяем значения плотности и статического давления на высоте Н=4500 м. Скорость самолета в км/ч переводим в м/с.

1. Определяем давление в критической точке профиля с помощью уравнения Бернулли для несжимаемой среды:

[pic 1]

1. Запишем уравнение Бернулли для двух сечений и определим местное давление:

[pic 2]

[pic 3]

[pic 4]

1. Занесем полученные данные в таблицу:

Таблица 1 Основные данные о распределении давления на профиле крыла

Задача 2. По заданным параметрам рассчитать стреловидное крыло. Вычертить в масштабе (1:100) крыло стреловидной формы в плане. Исходные данные для задачи своего варианта взять из приложения 2. Результаты расчетов занести в таблицу 3. Угол стреловидности крыла по передней кромке принять χ=35°.

Данные к задаче 2: в0=6 м, вср=4 м, l=16 м, χ = 35° (пример 2, приложение 2). Определить S, вk, η, λ.

Решение:

1. Определим концевую хорду:

[pic 5]

[pic 6]

1. Определим площадь крыла:

[pic 7]

1. Определим удлинение крыла:

[pic 8]

1. Определим сужение крыла:

[pic 9]

[pic 10]

Рис. 1 Крыло стреловидной формы в плане (1:100)

Таблица 2 Основные размеры крыла в плане

Задача 3. По данным продувки модели самолета в аэродинамической трубе, построить графики зависимостей аэродинамических коэффициентов подъёмной силы и силы лобового сопротивления от угла атаки суα= f(α), схα= f(α) и поляру самолета cyα= f(cxα) (рекомендуемый масштаб α - 2°:1 см; схα - 0,02:1 см; cyα - 0,1:1 см).

Данные для задачи своего варианта взять из приложения 3.

Строить графики суα= f(α) и схα= f(α) можно раздельно, можно и совместить (рис. 2).

Определить:

- характерные углы атаки α0, αнв, αкр ;

- максимальное значение коэффициента подъемной силы cyα max;

- значения суα и схα при α=αнв;

- величину аэродинамического качества К;

- значения коэффициентов профильного и индуктивного сопротивления схα проф и сxi на заданных углах атаки;

- максимальное значение аэродинамического качества Кmax .

Данные к задаче 3: значения суα и схα при заданных углах атаки (пример 3, приложение 3). Построить графики зависимостей суα= f(α), схα= f(α) и cyα= f(cxα)