20-6-6 Профиль и крыло конечного размаха в потоке несжимаемой жидкости
Задача 20-6-6-1. Определите аэродинамические коэффициенты тонкого профиля, обтекаемого потоком несжимаемой жидкости под углом атаки а = 0,1 рад. Контуры профиля, имеющего хорду b = 1 м, заданы в связанной системе осей координат уравнениями y = 0,2x(1 - х/b) (верхняя сторона); ун = -0,12 x(1 - х/b) (нижняя сторона).
Задача 20-6-6-2. Вычислите при а = 0,1 рад аэродинамические коэффициенты тонкого симметричного относительно хорды профиля, расположенного в несжимаемом потоке.
Задача 20-6-6-3. Подъемная сила участка крыла бесконечного размаха площадью Sкр=10 м2 при угле атаки а = 0,04 рад и скорости полета V = 100 м/с на высоте H = 1000 м равна Yа = 2*104 Н. Для профиля крыла производная С = dсУа /dа = 5 1/рад. Определите угол нулевой подъемной силы, а также коэффициент подъемной силы при а = 0,07 рад.
Задача 20-6-6-4. Конформная формула а - С + 1/С позволяет производить преобразование круга на плоскости z+iy в отрезок на плоскости C = C + in. Найдите радиус круга и длину отрезка, а также определите, вдоль какой оси этот отрезок расположен.
Задача 20-6-6-5. Конформная функция а = С- 1/С позволяет преобразовать отрезок на плоскости z+iy в окружность на плоскости C = C + in. Найдите радиус окружности и длину отрезка, а также определите характер расположения этого отрезка на плоскости а.
Задача 20-6-6-6. Комплексный потенциал несжимаемого потока около кругового цилиндра единичного радиуса в плоскости C = C + in имеет вид W = - iV(C+1/C), где V -скорость невозмущенного потока. Найдите распределение давления и определите аэродинамическую силу, действующую на цилиндр.
Задача 20-6-6-7 Найдите распределение коэффициента давления по поверхности пластинки, обтекаемой несжимаемым потоком в поперечном направлении (рис. 6.1).
Рис. 6.1. Поперечное обтекание пластины
Задача 20-6-6-8. Комплексный потенциал при обтекании кругового цилиндра единичного радиуса несжимаемым циркуляционно-поступательным потоком в плоскости G = х + iу (рис. 6.2) имеет вид W = V(G + 1/G) + i[ Г/(2п)]lnG. Найдите распределение скоростей (давлений) по поверхности цилиндра, определите подъемную силу Yа и лобовое сопротивление Ха, а также положение критических точек (точек полного торможения) на цилиндре при скорости V = 50 м/с, циркуляции Г = 314 м2/с и плотности воздушного потока р = 1,225 кг/м3.
Рис. 6.2. Цилиндр в циркуляционно-поступательном потоке
Задача 20-6-6-9. Круговой цилиндр радиусом R = 0,5 м, вращающийся с угловой скоростью w = 20 1/с, находится в воздушном потоке, скорость которого на бесконечности V = 50 м/с. Определите коэффициент подъемной силы и силу, действующую на единицу длины цилиндра.
Скачать решение задачи 20-6-6-9 (цена 50р)
Задача 20-6-6-10 Пластинка, имеющая хорду 2а = 2 м и размах L = 1 м, обтекается несжимаемым воздушным потоком со скоростью V= 100 м/с под малым углом атаки а = 0,1 рад. Найдите распределение скоростей и давлений, подъемную силу и циркуляцию скорости около пластинки.
Скачать решение задачи 20-6-6-10 (цена 50р)
Задача 20-6-6-11. Определите среднюю циркуляцию скорости по контуру профиля крыла летательного аппарата весом G = 25*104 Н, совершающего горизонтальный полет со скоростью V = 200 м/с на высоте H = 10 км. Размах крыла L = 30 м.
Скачать решение задачи 20-6-6-11 (цена 50р)
Задача 20-6-6-12. Крыло прямоугольной формы в плане с размахом L = 8 м создает подъемную силу Yа = 4,9*104 Н при движении в атмосфере (плотность воздуха р = 1,225 кг/м3) со скоростью V = 100 м/с. Определите угол скоса потока за крылом.
Скачать решение задачи 20-6-6-12 (цена 50р)
Задача 20-6-6-13. Измерения показывают, что угол скоса потока за крылом эллиптической формы в плане е = 2°. Определите подъемную силу этого крыла при условии, что его площадь в плане Sкр = 10 м2, а размах L = 8 м. Скорость воздушного потока V = 100 м/с, а плотность рто = 1,225 кг/м3.
Скачать решение задачи 20-6-6-13 (цена 50р)
Задача 20-6-6-14. Объясните, к чему приводит возникновение угла скоса потока за крылом конечного размаха.
Задача 20-6-6-15. По условию задачи 6.13 определите коэффициент и силу индуктивного сопротивления эллиптического крыла.
Задача 20-6-6-16. Как изменяется угол скоса потока при переходе к крылу конечного размаха с меньшим удлинением?
Задача 20-6-6-17. Что происходит с истинным углом атаки крыла конечного размаха, если его удлинение возрастает?
Задача 20-6-6-18. Сравните коэффициент индуктивного сопротивления крыла конечного размаха с соответствующим коэффициентом крыла такой же формы, но с большим удлинением.
Задача 20-6-6-19. Определите коэффициенты подъемной силы Уа и индуктивного сопротивления крыла, имеющего трапециевидную форму в плане и обтекаемого потоком несжимаемой жидкости под углом атаки а = 0,035 рад. Крыло набрано из профилей одного семейства, причем для профиля, хорда которого b = bA = 0,1 м, относительная толщина с = 0,15, а относительная кривизна f = 0,08. Удлинение крыла 8.
Задача 20-6-6-20. Для условий задачи 6.19 постройте поляру су = f(сxa) в диапазоне 0 суa < 1, полагая коэффициент профильного сопротивления крыла схир = 0,01.