Successfully reported this slideshow.
We use your LinkedIn profile and activity data to personalize ads and to show you more relevant ads. You can change your ad preferences anytime.

лекция19

284 views

Published on

Published in: Education
  • Be the first to comment

  • Be the first to like this

лекция19

  1. 1. 6.3. Распределение давления по профилю Лекция 19 pв − p∞ c pв ( x ) = q∞ pн − p∞ c pн ( x ) = q∞ Рис. 6.8. Эпюры распределения давления по несимметричному профилю на различных углах атаки: 1 − нижняя поверхность профиля; 2 − верхняя поверхность профиля
  2. 2. 2 ρV∞ ρV p∞ + = p+ 2 2 2 p − p∞ V2 сp = =1− 2 q∞ V∞ подпор ( p > p∞ ) разряжение (6.17) ( p < p∞ ) ( α > 0) ( с pн > 0) ( c pв < 0 ) pв min = −3 α = α кр α > α кр Рис. 6.9. Распределение давления по профилю: 1 − обтекание при относительно малом угле атаки; 2 − обтекание при наличии отрыва (m − точка отрыва пограничного слоя)
  3. 3. Рис. 6.10. Симметричное обтекание профиля плоским потоком
  4. 4. бо pз > о бо pн − p з > pн − p з о pз p<0 p>0 Рис. 6.11. Отрыв пограничного слоя на профиле под углом атаки
  5. 5. Рис. 6.12. Векторная диаграмма
  6. 6. 6.4. Зависимость аэродинамических коэффициентов от угла атаки профиля Поляры I – го и II – го рода Рис. 6.13. Зависимость коэффициента c ya подъемной силы от угла атаки профиля
  7. 7. α > α1 α c ya α c ya = ∂c ya (6.18) ∂α − производная коэффициента подъемной силы по углу атаки c ya max = 1,5 для обычных профилей c ya max = 1,1 ÷ 1,2 для суперкритических профилей α0 = −1°, -2 ° Для типичного профиля α кр ≈18 − 20° c α ≈ 5,5 ya c ya ( α ) = α c ya 1/рад ( α − α0 )
  8. 8. Рис. 6.14. Изменение аэродинамического коэффициента сопротивления профиля крыла в зависимости от угла атаки
  9. 9. K ( α) = c ya ( α ) c xa ( α ) Рис. 6.15. Изменение аэродинамического качества профиля в зависимости от угла атаки
  10. 10. Рис. 6.16. Поляра I рода
  11. 11. Рис. 6.17. Поляра II рода

×