Исследование обтекания профиля крыла в дозвуковом потоке в программе SolidWorks

В работе рассматривается определение аэродинамического качества крыла профилем А-12% с учетом физических процессов, протекающих у поверхности профиля при его обтекании дозвуковым воздушным потоком. Для решения поставленной задачи был проведен вычислительный эксперимент в программе SolidWorks с помощью модуля Flow Simulation.

На крыло действует полная аэродинамическая сила R , которая возникает по причине разности давлений перед крылом и за ним, под крылом и над крылом, а также – в результате трения воздуха в пограничном слое. Сила раскладывается на подъемную силу Y и силу сопротивления X :

R = Y + X X (1)

Подъёмная сила, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникает в результате несимметричности обтекания тела потоком.

Y = С у-^p-- S'

Y ₂

Сила лобового сопротивления независима от величины угла атаки и всегда направлена против движения крыла.

X = C_x -^p-- S

X ₂

где   C_Y  и   С_Х

–

коэффициенты подъемной силы и силы

сопротивления соответственно;

ρ – плотность воздуха, кг/м³;

• V    – скорость тела относительно воздуха, м/с;

S – площадь крыла в плане, м².

Скоростной напор (динамическое давление) определяется по формуле:

p-V2

q =----

Аэродинамическое качество крыла – это отношение коэффициентов C Y / C X .

К = С^

CX

Исходными данными для расчетов являются начальные и внешние условия:

- Углы атаки: -5 ̊, 0 ̊, 5 ̊, 10 ̊, 15 ̊ (рис.1).

Рис.1 - Положение профиля крыла

• -    Скорость воздушного потока V=33 м/с, поток движется вдоль оси Х;

• -    Статическое давление p =1атм =101325 Па (соответствует приземным условиям);

• -    Температура среды 293,2 К;

• -    Ширина крыла 200мм.

135

2.55

1.635

142.5

1.2

-0.99

150

0

0

Данные для построения профиля приведены в таблице 1.

Таблица 1. Геометрия профиля A-12% в плоскости XoY

	Верхняя часть	Нижняя часть
Х, мм	Y1, мм	Y2, мм
0	0	0
3.75	4.845	-1.575
7.5	7.095	-2.25
11.25	9.64	-2.79
15	9.81	-3.165
22.5	11.49	-3.765
30	12.54	-4.185
45	13.29	-4.62
60	12.9	-4.695
75	11.685	-4.59
90	9.84	-4.05
105	7.665	-3.465
120	5.145	-2.655

Так как размер модели – 150х200 мм, то характерная площадь: S=0.15*0.2=0.03 м2                      (6)

Для проведения вычислительного эксперимента создаем модель крыла профилем А-12% (рис.2).

Рис.2 – Модель крыла.

В модуле Flow Simulation вводим начальные данные, среду, угол атаки, задаем расчетную область (сетку) (рис.3) и цели расчетов (рис.4).

Рис.3 – Сетка

Рис.4 – Цели

Полученные в результате вычислений коэффициенты сведены в таблицу 2.

Таблица 2. Результаты вычислений

Угол атаки, α°	Cу	Сх	К
-5	-0.038	0.039	-0.97
0	0.065	0.03	2.7
5	0.204	0.001	204
10	0.367	-0.007	-52.43
15	0.521	-0.027	-19.3

Поля скоростей у поверхности профиля для некоторых углов атаки показаны на рис.5, 6, 7.

Рис.5 – Поле скоростей у поверхности профиля при угле атаки -5°

Рис.6 – Поле скоростей у поверхности профиля при угле атаки 0°

Рис.7 – Поле скоростей у поверхности профиля при угле атаки 15°

Путем нескольких серий эксперимента определили аэродинамические коэффициенты для различных углов атаки. Проведение вычислительного эксперимента позволяет заменить реальные дорогостоящие опыты, способствует закреплению знаний курса «Аэрогазодинамика». Полученные в ходе эксперимента данные максимально приближены к истинным и позволяют отразить полную картину протекающих процессов.