7 Оформление чертежа

Вычертить картину обтекания профиля при заданных углах атаки . Для каждого участка течения указать значения М, Р, Р₀.

Ниже вычертить эпюру распределения по профилю избыточных давлений с указанием их величины. Рядом указать значение нормальной и продольной сил, их аэродинамических коэффициентов, а также указать графически координату центра давления.

Расчет крыльевого профиля в среде Gas2.

Структурная схема:

Вначале строим внешний контур в виде квадрата, внутри которого строится контур крыльевого профиля. Далее мы разбиваем область вокруг крыльевого профиля на ячейки с помощью ступенчатой аппроксимации. На внешнем контуре задаем границы втекания и вытекания потока.

Система координат берем плоскую.

На границе втекания задаем скорость набегающего потока и его температуру. А для разных углов атаки профиля скорость набегающего потока раскладываем на соответствующие оси Vx и Vy. Кроме того в расчетах учитываем вязкость.

1. Распределение давления при γ=0˚.

2.Распределение давления при γ=4˚.

3. Распределение давления при γ=-2˚.

Вычисление подъемной и продольной сил для профиля при рассматриваемых углах атаки

;

• при = 0

Так как профиль симметричен и находится под нулевым углом атаки то подъемная сила .Осевая же сила

• при = 4

Находим подъемную силу

Осевая сила

• при = -2

Находим подъемную силу

Осевая сила

3Найдем коэффициенты для нормальной и осевой сил для профиля при рассматриваемых углах атаки

;

• при = 0 ;

• при = 4 ;

• при = -2 ;

4 Найдем моменты тангажа для профиля при рассматриваемых углах атаки

• при = 0

• при =4

• при =-2

5Найдем координаты относительного центра давлений при рассматриваемых углах атаки.

• при =4

• при =-2

6 Вычисляем коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы при рассматриваемых углах атаки.

• при = 0

• при = 4

• при = -2

Подводя анализ полученного результата можно отметить, что избыточное давление полученное в среде Gas2 и с помощью метода скачков уплотнения и волн разрежения в целом схожи, но заметно различаются на конце профиля. Подъемная сила для углов атаки отличных от нуля рассчитанная в Gas2 получилась несколько больше чем при использовании метода скачков уплотнения и волн разряжения.

Относительная погрешность для подъемной и осевой силах:

При = 0

При = 4

При = -2

Список литературы

1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М. ,Наука ,.1976г. 824 с.

2. Алемасов В.Е Теория ракетных двигателей М. Машиностроение 1980г.533с..

3. Карафоли Е. Аэродинамика больших скоростей M изд. Академия наук СССР 1960г.740c.

4. Краснов Н.Ф. Аэродинамика в вопросах и задачах М. Высшая школа 1985г.759c.

5. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа M.,Наука,1973г.847c.

18