Download to read offline
лабораторная работа 2
- 1. Лабораторная работа 2 Аэродинамическиевесовые испытания моделей летательных аппаратов при нулевом угле скольжения Цель работы − ознакомление с аэродинамическими весовыми испытаниями модели, помещенной в поток, создаваемый аэродинамической трубой; с принципом действия тензометрических весов; определение коэффициентов аэродинамических сил и моментов и их анализ. Теоретические основы работы Рис. 2.1. Скоростная и связанная системы
- 2. Рис. 2.2. Схемадля определения угла атаки при нулевом угле скольжения
- 3. Рис. 2.3. Составляющие аэродинамическойсилы в скоростной и связанной системе координат RA
- 4. c xa X = a q∞S 2 q∞ = ρV∞ K= c ya c xa c ya (2.1) 2 cx = Ya = q∞ S X q∞ S (2.2) cy = Y q∞ S M = MR − MP Mz mz = q∞ Sba m z ( α ) = m z 0 + mc y ( α ) (2.4) (2.5)
- 5.
- 6. I dm z >0 dα II dm z <0 dα Схемаэкспериментальной установки Рис. 2.5. Тензодинамометр
- 7. Рис. 2.6. Кольцевойтензодинамометр весов 6КТМ
- 8. Рис. 2.7. Блок-схемаэлектронной части измерительной системы Рис. 2.8. Измерительный комплекс аэродинамической трубы Т-3К
- 9. Рис. 2.9. Системасбора и обработки экспериментальных данных трубы Т-1К
- 10. Рис. 2.10. Подвескамодели на аэродинамических весах
- 11. Методика расчета аэродинамическихкоэффициентов Рис. 2.11. Схема элемента летательного аппарата
- 12. ∑ Xa ∑ Ya ∑Mz =− X a + Q − q12 − K 3 x = 0 ( ) = Ya − ( P − K12 ) − P3 − K 3 y + J = 0 12 ( (2.6) ) 0 = M z + M z − ( P12 − K12 ) a + P3 − K 3 y b + ( Q − q12 ) c − ( K 3 x + q3 ) α − Jh = 0 cα ya Рис. 2.12. Зависимость c ya ( α ) = dc ya dα (2.7)
- 13. K ( α)= Рис. 2.13. Поляра I рода c ya ( α ) c xa ( α )
- 14. Рис.2.14. Изменение аэродинамическогокачества профиля в зависимости от угла атаки
- 15. Порядок проведения работы Таблица 2.1 -5 αл α cya c xa К mz К -3 0 0 5 5 1 10 1 15 2 20 2 22 2 24 2 25