Разработка методики расчета аэродинамических характеристик с помощью комплекса ANSYS CFX на примере (стр. 13 из 20)

и – масштабы соответственно по осям и .

С помощью векторных диаграмм

и определяется коэффициент момента m_zпо формуле:

(3.6)

где

и – площади ограниченные замкнутыми кривыми на координатных диаграммах соответственно и , мм²; и – масштабы соответственно по осям и .

По найденным аэродинамическим коэффициентам в связанной системе координат определяются соответствующие коэффициенты в поточных координатах, по следующим формулам:

(3.7)

Составляющая C_xfкоэффициента лобового сопротивления от трения определяется по следующей формуле:

(3.8)

где

– удвоенный коэффициент трения плоской пластины единичного размаха с шириной равной хорде профиля, и с таким же как у профиля, положением точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, можно определить в зависимости от числа Рейнольдса по формулам (3.9); – некоторый поправочный коэффициент учитывающий влияние на сопротивление относительной толщины профиля и положения точки перехода (для тонких профилей с , при полностью турбулентном пограничном слое ).

(3.9)

где

.

Полный коэффициент лобового сопротивления с_х определяется по формуле:

C_х = C_хp + C_хf, (3.10)

По полученным значениям C_х, C_yиm_zопределяется суммарная аэродинамическая сила:

(3.11)

– качество профиля:

(3.12)

– коэффициент центра давления:

(3.13)

3.1.3.2 Определение параметров набегающего патока

Определим параметры набегающего потока используя начальные условия при α = 5º предположив что скорость в трубе может измениться незначительно и не использовать исходные данные при α = 3º:

1. Скоростной напор

:

2. Плотность набегающего потока

:

,

3.Скорость набегающего потока

:

4. Коэффициент динамической вязкости,

:

5.Число Рейнольдса Re_∞:

7.Скорость звука:

8.Число Маха:

3.1.3.2 Определение АДК профиля

Для построения векторной диаграммы и графиков

, , , составим сводную таблицу результатов эксперимента (Таблица 3.3).

Таблица 3.3

Сводная таблица результатов эксперимента

№					Δhi(2º) мм	Δhi(5º)мм	(α = 2º)	(α = 5º)
П	0	0	0	0	-184	-119	0,9436	0,8947
1	0,0833	0,0069	0,0521	0,0027	51	79	-0,2615	-0,5940
2	0,1666	0,0278	0,0688	0,0047	71	76	-0,3641	-0,5714
3	0,2500	0,0625	0,0750	0,0056	61	61	-0,3128	-0,4586
4	0,3330	0,1109	0,0770	0,0059	53	49	-0,2718	-0,3684
5	0,4166	0,1736	0,0750	0,0056	45	40	-0,2308	-0,3008
6	0,5000	0,2500	0,0688	0,0047	41	33	-0,2103	-0,2481
7	0,5830	0,3399	0,0604	0,0036	31	26	-0,1590	-0,1955
8	0,6666	0,4444	0,0563	0,0032	21	16	-0,1077	-0,1203
9	0,7500	0,5625	0,0479	0,0023	16	13	-0,0821	-0,0977
10	0,8333	0,6944	0,0417	0,0017	10	9	-0,0513	-0,0677
11	0,9166	0,8402	0,0333	0,0011	6	5	-0,0308	-0,0376
12	0,0833	0,0069	-0,0521	0,0027	64	3	-0,3282	-0,0226
13	0,1666	0,0278	-0,0688	0,0047	68	20	-0,3487	-0,1504
14	0,2500	0,0625	-0,0750	0,0056	63	23	-0,3231	-0,1729
15	0,3330	0,1109	-0,0770	0,0059	50	20	-0,2564	-0,1504
16	0,4166	0,1736	-0,0750	0,0056	37	17	-0,1897	-0,1278
17	0,5000	0,2500	-0,0688	0,0047	32	14	-0,1641	-0,1053
18	0,5830	0,3399	-0,0604	0,0036	27	13	-0,1385	-0,0977
19	0,6666	0,4444	-0,0563	0,0032	21	10	-0,1077	-0,0752
20	0,7500	0,5625	-0,0479	0,0023	21	10	-0,1077	-0,0752
21	0,8333	0,6944	-0,0417	0,0017	10	4	-0,0513	-0,0301
22	0,9166	0,8402	-0,0333	0,0011	9	4	-0,0462	-0,0301
З	1	1	0	0	-15	-12	0,0769	0,0902
Δh’(α = 2º), мм								-195
Δh’’(α = 5º), мм								-133

Согласно Таблице 3.3 построим векторные диаграммы для углов равных 2º и 5º для того чтобы иметь представление о характере изменения коэффициента давления по периметру профиля. Для результатов же при угле атаки равном 5º построим все необходимые диаграммы для нахождения, аэродинамических коэффициентов.

Рис. 3.4. Координатная диаграмма

при α = 5º.

Рис. 3.5. Координатная диаграмма

при α = 5º.

Рис. 3.6. Координатная диаграмма

при α = 5º.