Правила і порядок виконання віртуальної роботи. Початковий стан віртуальної лабораторної установки приведений на рис

Початковий стан віртуальної лабораторної установки приведений на рис. 2.4. Управління її роботою здійснюється головним вентилем.

Для пуску віртуальної установки досить відкрити головний вентиль. Вентиль відкривається як рухом миші при наведенні курсору на червоний трикутний сектор і натисненні лівої кнопки, так і за допомогою клавіш клавіатури із стрілками «вліво» і «вправо». Встановлювати задані викладачем значення тиску повітря в ресивері краще в режимі збільшення зображення екрану.

Добитися збільшення зображення можна за допомогою викликаного правою кнопкою випадного меню, в якому слід вибрати пункт «Zoom In». Повернутися в звичайний режим можна буде через пункт «Show All». Збільшене зображення можна переміщати по екрану за допомогою миші, натискаючи її ліву кнопку і пересуваючи в потрібну сторону зображення курсору у вигляді руки.

Рис. 2.4. Початковий стан установки

Наведенням курсору на область сопла можна візуалізувати розріз самого сопла з дренажними отворами, до яких підключені відповідні манометри. При цьому натиснення в області сопла викличе панель для вимірювання геометричних розмірів сопла і точного розташування дренажних отворів.

Геометричні вимірювання проводяться спеціальними цифровими вимірювальними лінійками по осі «X» і «Y». Лінійки переміщаються за допомогою миші. Досить помістити курсор в область червоного кружечка вимірювальної лінійки і, натискаючи ліву кнопку, рухати мишу в нижню сторону. Лінійки забезпечують цифрове вимірювання розмірів з точністю до десятих доль міліметра.

Для підвищення точності показників стрілочних манометрів також необхідно збільшувати масштаб екранного зображення, для цього слід викликати правою кнопкою миші відповідне випадне меню і вибрати пункт «Zoom In». Повернутися в нормальний режим можна буде через пункт «Show All». Переміщати збільшене зображення по екрану слід за допомогою миші, натискаючи її ліву кнопку і пересуваючи в потрібну сторону зображення курсору у вигляді руки.

Добиваючись необхідної точності відліку, операцію збільшення масштабу зображення можна повторити кілька разів.

Показання всіх манометром заноситься і відповідні елементи таблиці 2.1. Вимірювання повторюють для декількох значень тиск р₀ в ресивері. Кількість цих значень і їх величину (крок) визначає викладач. Проте р₀ не повинне перевищувати максимального значення — р₀ = 38 атм.

Лабораторна робота № 2.2

Тема: «Визначення аеродинамічних характеристик профілю турбінної лопатки»

Мета роботи — заміряти розподіл тиску по поверхні профілю турбінної лопатки (крила) і, використовуючи ці дослідні дані, знайти аеродинамічні коефіцієнти: лобового опору с_х, підйомної сили с_у, моменту тангажа c_mz, а такожвизначити місцезнаходження центру тиску.

Теоретична частина

Силова взаємодія газового потоку з обтічним тілом здійснюється через два типи силових реакцій: через дію розподілених сил надмірного тиску і через дію на тіло дотичних сил тертя.

Розрахункова практика показує, що для практично використовуваних крил в діапазоні великих чисел Рейнольдса сумарна сила аеродинамічної дії визначається в основному силою від розподіленого тиску. Тільки при нульовій підйомній силі у дуже тонких крилових профілів складова від сил тертя починає бути істотною в загальній силі опору. Виходячи з цього, в даній роботі для даного не тонкого крила визначатимемо силову дію, що створюється виключно розподіленими силами тиску.

Експериментальне визначення розподілу тиску за криловому профілем проводиться при продуванні в дозвуковій аеродинамічній трубі прямокутного, в плані крила, постійного у всіх поперечних перетинах профілю, рис. 2.5.

Рис. 2.5. Схема експерименту

У середньому перетині крило дреноване. Кожен отвір дренажі па крилі герметично пов'язано з верхнім кінцем трубки батарейного манометра. При обдуванні крила повітряним потоком на крилі встановлюється деякий розподіл тиску. Це розподіл з тим або іншим ступенем точності, залежної від числа точок дренажу, чистоти обробки приймальних отворів і т. д., можна визначити виміром тиску в усіх точках дренажу. Якщо при цьому в i-м отворі на крилі встановлюється позитивний надмірний тиск pi_, то рівень рідини в i-й трубці манометра опускається нижче за нульову відмітку; якщо ж надмірний тиск негативний (розрідження в цій частині крила), то рівень рідини піднімається. Позначаючи висоту зміни рівня рідині в i-йтрубці манометра Dh_i, і вважаючи її величиною алгеброю (Dh_i> 0, якщо рідина в трубці опускається, і Dh_i< 0, якщо рідина піднімається), можна по кожній зміряній величині Dh_i знайти надмірний тиск:

(2.22)

де

g_d — питома вага рідини в манометрі (якщо манометр заповнений підфарбованою водою, то g_d = 10^-3 кгс/см³).

Одночасно з фіксацією тиску в різних точках крила повинен бути заміряний за допомогою трубки Пито швидкісний напір. Тоді коефіцієнт тиску в i-м отворі на крилі рівний:

(2.23)

Використовуючи отримані дані про розподіл тиску, можна побудувати так звану векторну діаграму, рис. 2.6. На векторній діаграмі графічно точно викреслюється крило і наносяться точки дренажу, до кожної такої точки нормально до поверхні пристроюється вектор, рівний у вибраному масштабі величині коефіцієнта тиску с_рi в даній крапці. Якщо коефіцієнт с_рi позитивний, то вектор направлений до крила, якщо с_рi негативний, то вектор направлений в зовнішню сторону. Кінці (або початки) вектора з'єднуються огинаючою лінією. Така векторна діаграма дає графічно наглядну картину розподілу зон розрідження і стиснення по контуру крилового профілю.

Рис. 2.6. Векторна діаграма профілю крила

Криловий профіль розглядатимемо відносно двох прямокутних координатних систем: зв'язаною хОу і швидкісний х₁Оу₁. Вісь Ох проходить уздовж хорди крилового профілю, що сполучає носову точку О з хвостовою точкою А. Вісь Ох₁ направлена паралельно вектору не обуреної швидкості натікаючого потоку. Кут між осями Ох і Ох₁ є кут атаки a.

На контурі крилового профілю відзначатимемо нижню поверхню крила ОВА і верхню поверхню ОСА. На цих поверхнях точки В і С особливі. Ці крапки максимально віддалені від хорди крила відповідно на нижній і верхній поверхнях крила і виділяють лобову поверхню крила ВОС і кормову поверхню ВАС.

На рис. 2.7 точкою D відмічений центр тиску, в якому прикладена рівнодіюча аеродинамічна сила R.. Аеродинамічну силу R можна розкласти на дві взаємно перпендикулярні складові. Якщо ці складові паралельні осям швидкісної координатної системи, то що становить X називається силою лобового опору, а Y— підйомною силою. Якщо ж ці складові паралельні осям зв'язаної координатної системи, то складова R_t називається подовжньою силою, R_n — поперечною.

Рис. 2.7. Розташування центру тиску крила

Визначення аеродинамічних коефіцієнтів с_х і с_у.

Розглянемо поверхню крила одиничного розмаху. На цьому крилі можна виділити елементарний прямокутний майданчик dS, утворену елементом контуру ds, так що dS= ds·1. Елементарний відрізок контуру ds нахилений до осі Ох під кутомQ, рис. 2.8.

Рис. 2.8. Поверхня крила одиничного розмаху

Якщо на поверхню обтічного крила в цьому місці діє надмірний тиск р, то до даної ділянки прикладена по нормалі до поверхні сила dR, де dR = Dpds. Цю силу можна розкласти на дві взаємно перпендикулярні складові dR і dR_n, паралельні осям Ох і Оу.

(2.24)

З рис. 2.8 видно, що:

d_scosq = dx; d_ssinq = dy.

Тоді:

dR_t = Dpdy; dR_n = Dpdx.

Ґрунтуючись на залежностях (2.24), знайдемо сумарні сили: подовжню R_t, паралельну хорді ОА, і поперечну R_n, перпендикулярну хорді.

Для отримання сили R_n потрібно про інтегрувати залежність для dR_n по верхній і нижній поверхні профілю:

де Dр_в і Dр_н — надмірний тиск відповідно на верхній і нижній поверхні профілю.

Враховуючи, що х₀ = 0; х_А = b; отримаємо:

(2.25)

Аналогічно для отримання сили R_t, потрібно про інтегрувати залежність для dR_t з (2.24) по лобовій (ділянка ВОС) і кормовій (ділянка ВАС) частинах профілю:

де Dр_л і Dр_к — надмірний тиск на передній і задній частині контурі крила.

Відзначимо, що:

Y_B = Y_тin; Y_C = Y_тах (2.26)

Тоді:

(2.27)

Перейдемо від подовжньої і поперечної сил R_t і R_п до сил в швидкісній системі координат: силі лобового опору X і підйомній силі Y. Цей перехід здійснюється по формулах:

(2.28)

Сили X і Y в аеродинаміці представляються через коефіцієнти лобового опору с_х і підйомної сили с_у по формулах:

(2.29)

Тут характерна площа S може бути представлена як S=1b (крило одиничного розмаху).

Аналогічно можуть бути представлені подовжня і поперечна сили:

(2.30)

Підставляючи (2.29) і (2.30) в (2.28), можна отримати:

(2.31)

Безрозмірні коефіцієнти з с_t і с_п визначаються, якщо (2.30) підставити в співвідношення (2.25) і (2.27) і врахувати визначення коефіцієнта тиску с_р по формулі (2.23):

Має сенс ввести безрозмірні координати:

; (2.32)

Вводимо також нові позначення:

(2.31)

Приходимо до наступних розрахункових формул:

(2.32)

Визначення коефіцієнта моменту тангажа

Звернемося до визначення моменту тангажа M_z, тобто моменту розподілених сил тиску щодо осі Oz.Причому умовимося рахувати M_z> 0, якщо дія цього моменту веде до збільшення кута атаки .a Тоді елементарний момент від дії сил тиску, прикладених до майданчика з координатами х, у|, буде рівний: dM_{z =} -xdR_n+ ydR_t Враховуючи рівність (2.24), отримаємо:

Інтегруючи цю залежність по контуру крила, приходимо до залежності:

(2.33)

Криволінійні інтеграли в (2.33) обчислюються при обході контуру за годинниковою стрілкою.

У аеродинаміці момент тангажа M_z пов'язаний з коефіцієнтом тангажного моменту c_mz по формулі:

(2.34)

де S= b1.

Порівнюючи записи (2.23) і (2.34) і враховуючи позначення коефіцієнта тиску (2.23), отримаємо:

(2.35)

Перетворимо перший інтеграл залежності:

Аналогічно:

Враховуючи отримане, а також позначення (2.32) і (2.31), замість (2.35) запишемо:

с_тz = 0,5(J_x+J_y) (2.36)

де

(2.37)

Знаходження центру тиску

Тангажний момент можна записати через сили і , прикладений до центру тиск в точці D з координатами x_D = х_д; y_D = 0:

порівнюючи цю залежність з формулою (2.34), отримаємо:

або

(2.38)

Ця формула визначає положення центру тиску.