Составители:
Рубрика:
11
ражении для лобового сопротивления крыла
C
xa
=C
xтр
+С
хд
+С
хинд
сопротивления трения C
xтр
и давления C
xд
при α < α
доп
изменяются незна-
чительно (рис. 7, б), в то время как индуктивное сопротивление изменяет-
ся в соответствии с зависимостью
2
инд
y
a
x
C
C
=
πλ
,
где λ = L
2
/ S – удлинение крыла.
Отклонение щитка (или закрылка) изменяет аэродинамические харак-
теристики крыла, что и подлежит исследованию в работе 1.1.
Описание лабораторной установки
Лабораторная установка (рис. 8) состоит из модели крыла 1 с простым
щитком 3; системы измерения аэродинамических сил, содержащей двух-
компонентные тензовесы, мостовую измерительную схему с усилителем и
регистрирующими приборами; системы определения скорости V
∞
воздуш-
ного потока, поступающего из сопла 10 в рабочую часть аэродинамичес-
кой трубы.
Система определения скорости V
∞
содержит приемники воздушного
давления (ПВД) (на рис. 8 условно показан насадок 9 ПВД, вводимый в
поток) и жидкостно-дифференциальный микроманометр (на рис. 8 не
изображен), соединенные трубками для передачи на микроманометр пол-
ного Р
0
и статического Р давлений в потоке. Величина V
∞
вычисляется
по формуле
п.в.д
п.в.д
2sin
.
V
∞
γψ
=ϕ
ρ
l
Модель установлена на державке 8, же-
стко соединенной с подвижной платой 7
тензовесов (рис. 8). Весы измеряют подъем-
ную силу Y
a
и лобовое сопротивление Х
a
.
Углы атаки α и отклонения щитка δ мож-
но изменять в процессе продувки с помо-
щью специальных устройств. Возможность
перемещения платы 7 обеспечена упруги-
ми тензобалками 5 и 6, воспринимающи-
Рис. 8
V
∞
Y
a
x
a
y
a
R
a
Х
a
x
1
2
3
7
8
9
10
4
5
62
δ
α
Страницы
- « первая
- ‹ предыдущая
- …
- 9
- 10
- 11
- 12
- 13
- …
- следующая ›
- последняя »
