Pentru a investiga fluxul în jurul unei aripi de avion, fără a ține cont de amploarea sa, adică, aripa interval infinit. Figura cum să schimbe imaginea de profil a debitului atunci când schimbați unghiul de atac. Un studiu efectuat pentru cele trei moduri - pistă subsonice, croazieră subsonic și zbor supersonic. Determina de ridicare și trageți forța care acționează pe aripa. Construi aripa polară.
profil - aripa aripa secțiune plan paralel cu planul plan de simetrie (secțiunea transversală A-A). Uneori, un profil să înțeleagă secțiune perpendiculară pe muchia frontală sau posterioară a aripii (secțiunea transversală B-B).
Notochord profilyab - segment care leagă extremitatea profilului.
Swipe krylal - distanța între planuri paralele cu planul de simetrie și capetele aferente aripii.
Central (rădăcină) hordab0 - planul coardă de simetrie.
Sweep unghi pe frunte kromkeχPK - unghiul dintre o linie tangentă la marginea conducătoare și un plan perpendicular pe o coardă centrală.
După cum sa menționat în lucrarea anterioară, totală aerodinamică forță R este descompus în ridicarea forței Y și puterea de rezistență X:
forță de ridicare și forța tragere sunt determinate de aceeași formulă:
în care CY și CX - coeficienții de ridicare și trageți forțe, respectiv;
ρ - densitatea aerului;
V - viteza de a corpului în raport cu aerul;
S - aria efectivă a corpului.
Studiile se ocupe de obicei, nu de către forțele Y și X și coeficienții lor CY și CX.
Luați în considerare fluxul în jurul fluxului de aer napolitana:
Dacă placa set a lungul fluxului (unghiul de atac este zero), învelitoarea va fi simetrice. În acest caz, fluxul de aer nu este deviat și de ridicare placa Y este zero. X Rezistența este minim, dar nu este zero. Acesta va fi generat prin frecare a moleculelor de aer de pe suprafața plachetei. Finalizarea procesului minimal aerodinamic forță R și coincide cu X. rezistența
Să începem o placi de deviere mici. fluxul de cosit Din cauza apare imediat ridica Y. X rezistența crește mici, datorită creșterii secțiunii transversale a plăcii în raport cu debitul.
Odată cu creșterea treptată a unghiului de atac și de a crește fluxul de teșiturii mărește forța de ridicare. Este evident că rezistența este, de asemenea, în creștere. Trebuie remarcat faptul că forța de ridicare este în creștere mult mai rapid la unghiuri de atac mici decât rezistența.
Deoarece unghiul de atac la fluxul de aer devine din ce în ce mai greu să curgă în jurul plăcii. Lift forță în timp ce continuă să crească, dar mai lent decât înainte. Dar rezistență crește mai repede și mai repede, depășind treptat creștere de ridicare. Ca urmare, totalul forței aerodinamice R începe să se aplece înapoi.
Dintr-o data imaginea se schimbă dramatic. fluxuri de aer nu sunt în măsură să curgă lin pe suprafața superioară a plăcii. Pentru placa de format puternic vortex. forța de ridicare scade brusc, iar rezistența crește. Acest fenomen se numește standul aerodinamic. „Rupt off“ aripa încetează să mai fie o aripă. Ea încetează să zboare și începe să scadă
Noi arată dependența coeficientului forțelor de ridicare CX și rezistența CY privind unghiul de atac α din grafice.
Se combină cele două rezultate grafice într-o singură. Valorile abscisei CX coeficientul de rezistență. iar axa ordonată - coeficientul de ridicare CY.
Curba rezultată se numește Aripioarele polare - graficul principal care reprezintă caracteristicile de zbor ale aripii. Prin reprezentarea grafică a valorilor de pe axele de coordonate CY coeficienților portanței și a rezistenței CX. Acest grafic arată amploarea și direcția de acțiune totală R. forță aerodinamică
Dacă presupunem că fluxul de aer se deplasează de-a lungul CX-axa de la stânga la dreapta, iar centrul de presiune (punctul de aplicare a forței aerodinamice complet) este situat în centrul de coordonate, pentru fiecare dintre unghiurile de vector de atac forțelor aerodinamice complete demontate mai devreme vor merge de la origine la punctul de Polars corespunzător un anumit unghi de atac. Pe polare este ușor de a distinge trei puncte caracteristice și unghiurile corespunzătoare acestora de atac: o critică economică și cea mai avantajoasă.
Unghiul critic de atac - este unghiul de atac, dincolo de care se produce separarea de curgere. Astfel, CY maximă și aeronava poate fi păstrată în aer la cea mai mică viteză posibilă. Acest lucru este util atunci când aterizare. A se vedea punctul (3), în fig.
Unghiul de atac economic - este unghiul de atac la care este minimizată trageți aripa aerodinamică. Dacă setați unghiul de atac aripa economică, se poate deplasa la o viteză maximă.
Unghiul mai avantajos de atac - este unghiul de atac la care raportul dintre coeficienții de ridicare și de rezistență maximă CY / CX. În acest caz, unghiul de deviere a forței aerodinamice pe direcția fluxului de aer la un nivel maxim. La instalarea pe unghiul aripii de atac este cea mai avantajoasă cel mai îndepărtat muscă.
Calitate aripa Aerodinamic - acest raport coeficienți CY / CX în timpul instalării pe unghi aripa cea mai avantajoasă de atac.
Ordinea de performanță
Selectarea profilului aripii:
Se colectează de la baza de aproximativ 1600 de profile diferite aripi. Pentru fiecare profil are desenul său (în format * .gif) și un tabel de coordonate ale feței și profilul inferior (în format * .DAT). Baza este în domeniul public, acesta este actualizat constant. În plus, există link-uri către alte secțiuni ale bibliotecii de pe acest site.
Alegeți orice profil și descărca fișierul * .dat la computer.
Editarea * fișier .dat cu coordonatele profilului:
Înainte de a importa fișierul cu coordonatele profilului în SW, este necesar să se corecteze în Microsoft Excel. Dar, dacă deschideți fișierul direct în Excel, atunci toate coordonatele vor apărea în aceeași coloană.
Ceea ce avem nevoie pentru X și Y, în coordonatele profilului au fost coloane diferite.
Prin urmare, vom lansa mai întâi Excel, și apoi deschideți-l din fișierul nostru * .dat. În lista verticală, specificați „Toate fișierele“. În expertul, textul indică formatul datelor - cu un caracter separator „Space“.
Acum, X și Y coordonatele fiecărei coloanei sale:
Acum, ștergeți linia cu textul 1, linia 2, cu date străine, și o linie goală 3. Apoi, examinați toate coordonatele și, de asemenea, elimina liniile goale, dacă sunt disponibile.
Un alt adăuga oa treia coloană pentru coordonata Z. In această coloană, toate celulele sunt umplute cu zerouri.
Și schimbă întregul tabel spre stânga.
Editat * .dat fișier ar trebui să arate ceva de genul asta:
Salvați acest fișier ca un fișier text (tab-delimitat).
Creați un profil în SW:
În SW a crea o nouă parte.
Rulați comanda „curba prin punctele de XYZ“ pe „elemente“ tab-ul.
Faceți clic pe OK și introdus în curba aripa profil de document.
În cazul în care un avertisment este emis curba în sine se intersectează (este posibil ca anumite secțiuni), atunci trebuie să editați manual fișierul în Excel, pentru a elimina auto-intersecție.
Acum, curba pe care doriți să se transforme într-o schiță. Pentru a face acest lucru, creați o schiță pe partea din față a avionului:
Rulați comanda „Transformarea obiectelor“ de pe tab-ul „Design“, și ca element de conversie indică profilul nostru curba.
Deoarece curba inițială este foarte mică în dimensiuni (profil coardă doar 1 mm!), Puteți utiliza comanda „obiectele Scale“ sunt în creștere profil o mie de ori la valoarea forțelor aerodinamice sunt mai mult sau mai puțin în concordanță cu realitatea.
Închideți schița și folosind comanda „Extruded Boss / Base“ stoarcere schiță un solid model de 1000 mm lungime. Squeeze poate de fapt, orice lungime, toate la fel, vom rezolva problema fluxului bidimensional.
Detonatoare profilul de simulare modul de flux:
Pe trebuie să efectueze profilul pușcare obținut în cele trei moduri de viteză: pistei subsonic (50 m / s), croazieră subsonică (250 m / s) și supersonice (500 m / s), la diferite unghiuri de atac: -5 °, 0 °, 10 °, 20 °, 30 °, 40 °.
Este necesar să se construiască o imagine a secțiunii transversale în fiecare caz și pentru a determina de ridicare și trageți forța care acționează asupra profilului utilizatorului.
Prin urmare, trebuie să efectuați un calcul de 18 ori în simularea Flow și completați tabelul de mai jos:
Rotația aripii în SW este executat cu comanda „miscam corpurile / copiere“.
Parametrii comuni de proiectare sunt: tipul problemei (extern și exclude cavități închise), tipul de fluid (aer, curgerea laminară și turbulentă, un număr ridicat Mach pentru regim supersonic), viteza în direcția axei HVH = 50, 250 și 500 m / s. Restul este lăsat ca implicit.
În proprietățile zonei estimate indică tipul problemei - modelare 2D.
Precizați scopul calculului - suprafața, setați marca pentru viteze medii ale X și Y. precum și forțele de X și Y.
În sfârșit, graficele sunt construite 6 - în funcție de forța de ridicare și forța de rezistență Y X a unghiului de atac α. 3 precum aripa polarizatori.
Care este profilul aripii?
Care este unghiul de atac?
Care este anvergura aripilor?
Fluxul final de înfășurare spanwise diferă de aripa cu interval infinit?
Ce este o coardă a aripii?
Care sunt coarda lamei?
Cum de a determina forța de ridicare și de tragere (formula)?
Cum sunt parcele de unghi CY și CX de atac α?
Care este polar al aripii?
Care sunt termenii tipice au pe polare?
Care sunt calitatea aerodinamică a aripii?