3.10. Исследование в аэродинамической трубе профилей поперечных сечений парусных лопастей и плоскостей
Необходимость в исследованиях аэродинамических характеристик парусных лопастей и плоскостей (оперений) с различной формой поперечного сечения связана с оценкой возможности упрощения или модификации таких лопастей со сдвоенной оболочкой и получения экономических выгод без заметного ухудшения характеристик. Программа испытаний в аэродинамической трубе была составлена так, чтобы установить относительное значение потерь, связанных с использованием выпускаемых промышленностью обтекаемых мачт парусных шлюпок и системы труб круглого поперечного сечения вместо D-образпой передней кромки парусной лопасти. Кроме того, влияние полной сдвоенной оболочки испытывал ось при включении нескольких сечений, не использующих нижние ооолочки, а также некоторых из них, имеющих нижние оболочки- только частично. Всего же было испытано восемь модификаций крыльев, моделирующих лопастн, идентичных во всех отношениях, за исключением используемых форм сечений.
Испытания крыльев с различными профилями лопасти проводились в аэродинамической трубе PU с размерами рабочей части 1,2X1,5 м, Форма испытанного крыла в плане характеризуется размахом 0,77 м, средней аэродинамической хордой 6Д —0,115 м и общей площадью 0,089 м2. В результате удлинение крыла А, = 8,4 и относительная толщина профиля су подсчитанная по его средней аэродинамической хорде, была равна 11,5 %. Сила натяжения троса передней кромки варьиропалась на модели и для рассматриваемых здесь результатов устанавливалась в 42 и 160 Н. Соответственно этим значениям коэффициент натяжения троса передней кромки сх составил соответственно 0,07 и 0,28.
Все данные по сериям испытаний получены при скорости потока в трубе, которая регулировалась для получения динамического давления 622 Н/м2. Хотя соответствующее число Рейпольдса, подсчитанное по средней аэродинамической хорде, составило примерно 2,5-105, однако с учетом уровня турбулентности в трубе полученные аэродинамические данные более характерны для больших чисел Рейнольде а — около 7,5-10.
Установка модели в трубе позволяла изменять углы атаки крыла при работающей трубе от —12 до —24. При этом уравновешивание сил и определен ние подъемной силы, лобового сопротивления и момента относительно поперечной оси производились в этом диапазоне при увеличении углов атаки через 2°. Эти данные представлялись далее в форме стандартных коэффициентов и наносились па график в функции от угла атаки крыла, как это рекомендуется по направлению средней аэродинамической хорды при иепагружепном ее положении (без потока). В дополнение к этому эффективность каждого из крыльев оценивалась по своему графику, дающему зависимость аэродинамического качества Y/X от утла атаки.
Необходимо отмстить одну из трудностей в методике эксперимента, связанную с тем, что лобовое сопротивление модели составляет весьма небольшую долю суммарных измеряемых сил и определяется путем вычитания из них большой по значению поправки. Хотя это и обычная методика, когда имеются ограничения по времени и определяемым данным, она, несомненно, допускает введение в эксперимент небольших ошибок при измерении лобового сопротивления. Это не означает, что получаемые по такой методике данные неприемлемы для целей проектирования, н они, конечно, пригодны для сопоставительных целей. Однако полученные таким путем данные нельзя рассматривать в качестве абсолютных.
Pages: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21