Определение аэродинамических коэффициентов сх и су

Основные понятия и формулы.

Лабораторная работа № 2.

Перечень сокращений, условных обозначений, единиц и терминов

Заключение

В проведенном аэродинамическом расчете были определены размеры оперения, обеспечивающие статическую устойчивость ракеты на активном участке траектории, зависимости коэффициента лобового сопротивления отделенной головной части ракеты от числа Маха на пассивном участке траектории. Результаты соответствуют требованиям.

АУТ — активный участок траектории;

ГЧ — головная часть;

ЖРД — жидкостный ракетный двигатель;

НИР — научно-исследовательская работа;

ПУТ — пассивный участок траектории;

ТЗ — техническое задание.

Список литературы

1. Краснов Н.Ф. Основы аэродинамического расчета. Аэродинамика тел вращения летательных аппаратов. Аэродинамика летательных аппаратов. Учебное пособие для вузов. – М.: Высшая школа. 1981 – 496 с.

2. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н. Управление и стабилизация в аэродинамике: Учебное пособие для вузов. – М.: Высшая школа. 1978 – 480 с.

«Определение аэродинамических коэффициентов профиля крыла»

Группа: ЭН-201102

Студент:

Преподаватель: Целищев М.Ф.

Екатеринбург 2012г

Цель работы: - замерить распределение давления по поверхности крылового профиля и, используя эти опытные данные, найти аэродинамические коэффициенты: лобового сопротивления с_х, подъемной силы с_у.

Рассмотрим поверхность крыла единичного размаха. На этом крыле можно выделить элементарную прямоугольную площадку dS, образованную элементом контура ds, так что dS = ds*1. Элементарный отрезок контура ds на­клонен к оси 0х под углом θ (рис. 4).

Если на поверхность обтекаемого крыла в этом месте действует избыточ­ное давление Δp, то к данному участку приложена по нормали к поверхности сила dR, где dR = Δpds. Эту силу можно разложить на две взаимно перпен­дикулярные составляющие dR_T и dR_n, параллельные осям 0х и 0у:

Из рис. 4 видно, что: Тогда:

Основываясь на зависимостях (3), найдем суммарные силы: продольную R_t, параллельную хорде 0A, и поперечную R_п, перпендикулярную хорде.

Для получения силы R_п нужно проинтегрировать зависимость для dR_п по верхней и нижней поверхности профиля:

где: Δp_в и Δp_н- избыточное давление соответственно на верхней и нижней поверхности профиля.

Учитывая, что получим:

Аналогично для получения силы R_т, нужно проинтегрировать зависи­мость для dR_t из (3) по лобовой(участок ВОС) и кормовой(участок ВАС) частям профиля:

где Δp_л и Δp_к - избыточное давление на передней и задней части контура крыла. Отметим, что:

тогда:

Перейдем от продольной и поперечной сил R_т и R_п к силам в скоростной системе координат: силе лобового сопротивления X и подъемной силе У. Этот переход осуществляется по формулам:

Силы X и У в аэродинамике представляются через коэффициенты ло­бового сопротивления с_х и подъемной силы с_у по формулам:

Здесь характерная площадь S может быть представлена как: S=1*b (крыло единичного размаха).

Аналогично могут быть представлены продольная и поперечная силы:

Подставляя (8) и (9) в (7), можно получить:

Безразмерные коэффициенты с_т и c_п определяются, если (9) подставить в соотношения (4) и (6) и учесть определение коэффициента давления с_р по формуле (2):

Имеет смысл ввести безразмерные координаты:

Вводим также новые обозначения:

приходим к следующим расчетным формулам;

Дата добавления: 2015-05-23