Концевое число Маха

ЛГк = й/ /Сзв — концевое число Маха [c.10]

Сжимаемость воздуха приводит к изменению сил, действующих на лопасть, и таким путем влияет на аэродинамические характеристики несущего винта и движение лопастей. Особенно важно в этом отношении увеличение градиента подъемной силы с числом Маха и резкое возрастание сопротивления и продольного момента при превышении числом Маха определенного критического значения. Если лопасть работает при больших переменных углах атаки (например, отступающая лопасть тяжело нагруженного винта), то влияние сжимаемости имеет важное значение даже при малых числах Маха. С точки зрения аэродинамических характеристик винта влияние сжимаемости проявляется главным образом в том, что коэффициент Ср, профильной мощности быстро возрастает, когда концевое число Маха превосходит критическое (число Маха, при котором начинается дивергенция сопротивления). Это критическое число зависит от угла атаки и возрастает вследствие трехмерности обтекания концевой части лопасти. Увеличение градиента подъемной силы мало влияет на величины и Pis/Po (которые определяются [c.250]

Сходные эмпирические формулы получены в статьях [N.24, N.23]. В источниках, на которые даны ссылки в разд. 2.8, 5.24 и 6.6, изложены результаты экспериментальных и теоретических исследований, посвященных работе несущего винта при больших. концевых числах Маха на режимах висения или полета вперед. [c.252]

Чтобы получить аналитические выражения для сил и моментов, действующих на несущий винт, а также для коэффициентов махового движения, приходится сделать некоторые упрощения расчетной схемы обтекания винта. К этим упрощениям относятся пренебрежение эффектами срыва и сжимаемости, замена неравномерного распределения индуктивных скоростей равномерным (или простейшим линейным), пренебрежение вторыми и высшими гармониками махового движения и учет из всех форм изгиба лопастей только основной формы. Получаемое при этих предположениях аналитическое решение дает представление о работе винта и, кроме того, имеет приемлемую точность в широком диапазоне режимов полета. Если вертолет летает на экстремальных режимах (большая скорость полета, большие концевые числа Маха, большой полетный вес и др.), одно или большее число предположений становится уже неприемлемым, и требуется более близкая к реальности расчетная схема. Кроме того, даже на тех режимах, для которых простая схема позволяет надежно рассчитать аэродинамические характеристики и маховое движение, расчет нагрузок лопастей и вибраций следует проводить с использованием усовершенствованной схемы. [c.253]

В работе [1.13] исследованы закономерности усиления шума, создаваемого винтом на режиме висения при больших концевых числах Маха. Отдельно исследовались составляющие шума от толщины, подъемной силы и скачков уплотнения. Установлено, что концевая часть каждой из лопастей производит в неподвижной точке наблюдения импульсный шум, сосредоточенный в узкой зоне и повторяющийся с частотой прохождения лопастей. Исследовались изменения звукового давления по" мере уменьшения относительной толщины лопасти т до нуля. Одновременно неограниченно увеличивалось удлинение лопасти А, с тем, чтобы произведение гХ оставалось порядка 1 (в противном случае при возрастании X до бесконечности и фиксированном т импульсные составляющие от отдельных лопастей в составе шума не выделяются), а при М1 параметр околозвукового подобия (1—М)1х 1 оставался порядка 1. Уровень звукового давления внутри и вне указанной выше узкой зоны изменялся при изменении т или (1 — пропорционально различ- [c.867]

Тела вращения с головным конусом. Задается полуугол раствора конуса 1 , число Маха М набегающего потока, координаты концевой точки образующей конуса а и координаты точки Ь. Число М связано с Шоо формулой [c.127]

Му — момент тангажа на втулке несущего винта (положителен, когда наклоняет винт назад) число Маха в концевом сечении лопасти на азимуте 90° [c.10]

Индексы при буквах а или М, равные значениям г и указывают положение рассматриваемого сечения. Например, 1,270 — угол атаки концевого сечения отступающей лопасти, а Ml, 90 — число Маха в концевом сечении наступающей лопасти. [c.37]

ТОЛЬКО равновесием аэродинамических сил), но вызывает значительное увеличение силы тяги и угла конусности винта при больших концевых скоростях. Единственный практический способ детального учета эффектов сжимаемости — численное определение нагрузок и движения лопастей с использованием экспериментальных зависимостей аэродинамических характеристик профилей от угла атаки и числа Маха. Влияние трехмерности обтекания также следует учитывать, особенно в концевой части лопасти. [c.251]

Если не вдаваться в подробности, то наиболее важным параметром, влияющим на уровень шума несущего винта, является скорость концов лопастей. Шум вращения, вихревой шум и хлопки лопастей могут быть существенно уменьшены путем снижения скорости концов лопастей. Эта мера особенно эффективна в отношении шума вращения и хлопков лопастей при больших числах Маха. Вихревой шум при снижении концевой скорости уменьшается медленнее, так что при малых концевых скоростях он доминирует над остальными источниками шума. [c.868]

Форма законцовки лопасти и профили концевых сечений могут влиять на шум винта вследствие изменения аэродинамических нагрузок на конце лопасти и распределения завихренности в концевых вихревых жгутах. Форма и относительная толщина профилей концевых сечений должны выбираться из условия обеспечения хороших аэродинамических характеристик при больших числах Маха, поскольку эффекты сжимаемости оказывают существенное влияние на шум вращения и хлопки лопастей. Форма законцовки лопасти должна выбираться таким образом, чтобы уменьшить сворачивание пелены в концевой вихрь и тем самым снизить нагрузки от взаимодействия с ним лопасти. [c.869]

Если на выступающей пластине имеет место концевой отрыв, то возникает возвратное течение, занимающее около половины области отрыва. Статическое давление на поверхности тела оказывается чувствительным к присутствию тонкой пластины в области отрыва и к малым изменениям условий в набегающем потоке. Числа Маха, вычисленные по результатам измерений плотности и полного давления за прямым скачком, составляли в общем случае менее 0,5 в области возвратного течения вблизи поверхности выступающей пластины [55]. [c.223]

Как уже говорилось, в работе Г. Г. Черного (1950) было показано, что в плоском потоке среди головных частей тел с заданными длиной и концевым поперечным размером в отличие от результата, следующего из линейной теории, клин не обладает в общем сЛучае наименьшим сопротивлением. Только при некотором соотношении между числом Маха набегающего потока и удлинением клин обеспечивает минимум сопротивления. [c.180]

Если число Моо потока, обтекающего крыло, изображенное ла рис. 8.12.1, а, уменьшается, то при некотором значении этого числа концевые конусы Маха пересекаются внутри крыла. При этом возникает область /// (см. рис. 8.12.1, б), в которой на возмущенное течение влияют передняя сверхзвуковая и обе боковые дозвуковые кромки. Характер течения в областях I и // (// ) будет таким, как в соответствующих зонах / н // (// ) крыла, схема которого показана на рнс. 8.12.1, а. [c.372]

Точность расчета течения в компрессорной решетке зависит от числа Маха потока и конфигурации скачков уплотнения. В работе [10.18] была спрофилирована сверхзвуковая решетка на М 0,8, которая была подобна решетке, исследованной в работе [6.51], и имела постоянное максимальное число Маха потока около 1,2 на участке спинки профиля, соответствующем около 30% длины хорды профиля. Анализ показал, что когда концевые эффекты в проточной части межлопаточного канала правильно оценены, совпадение теории с экспериментом получается хорошее. [c.305]

Хорошие характеристики срыва важны для любого крыла, в том числе и для лопасти несущего винта. Профиль должен иметь высокий максимальный коэффициент подъемной силы, что позволяет работать при высоком значении Сг/а и, следовательно, иметь небольшие концевую скорость и площадь лопасти. Наиболее жесткое ограничение по срыву налагает обтекание отступающей лопасти при полете вперед высокий коэффициент подъемной силы необходим для получения низких и умеренных чисел Маха. При полете вперед срыв возникает периодически, по мере вращения лопасти, так что профиль должен иметь и хорошие характеристики нестационарного срыва (см. гл. 16). Вообще хорошие статические характеристики срыва соответствуют хорошим динамическим характеристикам, так что выбор профиля может быть основан на статических данных, если нет данных по нестационарным режимам. [c.314]

Дженни, Олсон и Лендгриб [J.10] сравнили несколько методов расчета аэродинамических характеристик на режиме висения а) простые формулы с равномерной скоростью протекания и постоянным коэффициентом сопротивления, б) элементно-импульсную теорию, в) вихревую теорию Голдстейна — Локка, г) численное решение с неравномерной скоростью протекания без учета и с учетом поджатия следа (в последнем случае структура следа была заранее задана по экспериментальным данным). Обнаружилось, что классические методы и численное решение без учета поджатия следа завышают величину потребной мощности на висении, причем ошибка возрастает с увеличением нагрузки лопасти Сг/а (а также с увеличением концевого числа Маха и коэффициента заполнения и уменьшением крутки). Ошибки были объяснены тем, что не учтено под-жатие спутной струи или, другими словами, не принята во внимание действительная форма концевых вихрей. На нагрузку лопасти сильное влияние оказывает концевой вихрь, сходящий с предыдущей лопасти, т. е. нагрузка в значительной степени зависит от положения этого вихря по радиусу и вертикали относительно лопасти. Влияние вихря заключается в увеличении углов атаки внешних (для вихря) сечений лопасти и уменьшении углов атаки внутренных сечений. При умеренных (0,06 Ст/о 0,08) и больших нагрузках лопасти вихрь может вызвать срыв в концевой части, а значит, ограничить достижимую нагрузку концевой части и увеличить ее сопротивление, снизив тем самым эффективность несущего винта. Так как в концевой части лопасти нагрузка максимальна, аэродинамические характеристики винта в сильной степени зависят от характера обтекания концевых частей, а следовательно, от небольших изменений положения вихря (а также изменений профиля и формы лопасти в плане). Эффекты сжимаемости тоже играют важную роль, так как число Маха на конце лопасти максимально. Если бы сжимаемость воздуха и срыв не сказывались, влияние концевых вихрей на распределение нагрузки было бы еще сильнее, но эти факторы действуют взаимно исключающим образом. Если поджатием следа пренебречь, то все сечения лопасти становятся внутренними для вихря и он нигде не увеличивает углов атаки. При использовании схемы распределенной по следу завихренности или даже более простых схем влияние концевых вихрей вообще нельзя оценить. Таким образом, уточнение формы следа является решающим моментом в усовершенствовании методов расчета амодинами-ческих характеристик винта на режиме висения. Положение концевого вихря по радиусу и вертикали относительно следующей лопасти, к которой он подходит очень близко, имеет [c.99]

Гессоу и Крим [G.63] рассчитали влияние концевого числа Маха на маховое движение, силу тяги и мощность несущего винта при полете вперед. Они нашли, что амплитуда махового движения и сила тяги незначительно возрастают вследствие [c.251]

Тэннер [Т.13] разработал метод расчета характеристик на основе теории работы [G.62], Сделаны следующие предположения каждое сечение лопасти обтекается двумерным стационарным потоком, распределение индуктивных скоростей равномерное, влиянием радиального течения можно пренебречь, лопасть совершает только маховое движение как твердое тело вокруг оси отнесенного ГШ. Предположения о малости углов не делалось. Влияние срыва и сжимаемости учитывалось в аэродинами ческих характеристиках сечений. Уравнение махового движения численно интегрируется до тех пор, пока не будет получено установившееся периодическое решение. После этого интегрированием элементарных сил, действующих на лопасть, определяются силы и мощность несущего винта. Этим методом были получены [Т.14, Т.-15] графики и таблицы аэродинамических характеристик несущих винтов ля заданных величин характеристики режима работы винта (0,25 ц 1,40), крутки (0кр = О, —4 и —8°) и концевого числа Маха (0,7 Mi, до 0,9). Более подробно результаты Тэннера рассмотрены в гл. 6. [c.261]

Брукс и Бейкер [В. 145] экспериментально исследовали флаттер на модели несущего винта (режим висения) с целью определения влияния концевого числа Маха, конструкционного демпфирования и центровки лопасти. Скорость флаттера QR/atij -оказалась почти постоянной для значений общего шага, при которых не было срыва, а частота флаттера была существенно ниже собственной частоты установочных колебаний лопасти ((0 0,7(00). Смещение центра масс лопасти вперед в общем увеличивало скорость флаттера при малом общем шаге. При значениях общего шага, близких к нулю, наблюдался флаттер, вызванный вихревым следом, при скорости, составляющей около 85 % теоретической, и частоте ш О,8о)0, Были также получены данные по срывному флаттеру при больших углах общего шага. Обнаружено положительное влияние сжимаемости вблизи критического числа Маха профиля если флаттер не появлялся при Мк < 0,73, то он не возникал вообще. Досрывная скорость 4>латтера вначале уменьшается по ме )е увеличения М, а затем, после некоторого значения М, быстро увеличивается. Этот стабилизирующийся эффект сжимаемости объясняется смещением назад центра давления после достижения критического числа Маха. Был сформулирован следующий приближенный критерий для конструкционного относительного демпфирования свыше [c.597]

Если амплитуды гармоник нагрузки с увеличением п быстро убывают, то требуемое число их уменьшается.) Таким образом, при больших концевых числах Маха и большом числе лопастей для расчета шума вращения необходимо учитывать очень большое число гармоник нагрузки, значительно большее, чем обычно определяется расчетными или экспериментальными методами в аэродинамических исследованиях винта. В работе делается вывод, что недостатком предыдущих исследований является лренебрежение очень высокими гармониками нагрузки однако при практических расчетах данные о столь высоких гармониках обычно отсутствуют как из-за ограничений на практически приемлемое количество вычислительных операций, так и из-за недостаточной точности методов. Авторы предложили упрощенный метод, который основан на следующих предположениях на лорду каждого сечения действует импульсная нагрузка (это предположение идет в запас надежности) используется эквивалентный радиус (т. е. нагрузка сосредоточивается в одном сечении, так как расчеты показали, что шум слабо зависит от распределения нагрузки по радиусу) из анализа результатов измерений нагрузок на лопасти сделан вывод, что амплитуды высших гармоник нагрузок изменяются с ростом их номера п по закону Рп = РоП , где Fq — средняя нагрузка. Для всех внешних сечений лопасти и режимов работы винта от висения до полета вперед на режиме = 0,2 наилучшее согласие с экспериментом было достигнуто при k = 2, причем в расчетах использовалось 10 гармоник нагрузки. По некоторым признакам, для полета в неспокойной атмосфере следует принимать /г — I. Предположение, что длина корреляции изменения гармоник нагрузки по радиусу пропорциональна приближенно [c.852]

Таким образом, влияние закона распределения толщины t x) проявляется в общем случае через коэффициенты а м- В предельном случае бесконечно малой хорды следует принять t x) = = Лд хб(л ), так что dmN = 1. В этом случае на шум влияет лишь площадь сечения. Для профилей серии NA A можно принять Axs = 0,685x , где с — хорда и т — максимальная относительная толщина ( макс/с). Обычно объемный шум мал по сравнению с шумом от подъемной силы, особенно в области низких гармоник, но для высоких гармоник и при больших концевых числах Маха уровень объемного шума может оказаться большим. Отсюда следует, что объемный шум соответствует импульсным возмущениям давления, возрастающим с увеличением чисел М до значительной величины. [c.857]

Решетки турбин часто работают в нерасчетных условиях, т. е. при изменяющихся углах входа потока, числах Маха и Рейнольдса и т. д. Представленная на рис. 3.3, а схема расположения возможных зон конденсации в межлопаточных каналах сопловых решеток не сохраняется при изменении геометрических и режимных параметров. Так, при увеличении относительного шага лопаток давление и температура вблизи минимального сечения падают, а за выходной кромкой растут. Можно предположить, что в таких решетках основная масса мелких капель возникает вблизи спинки, а роль вихревых кромочных следов в процессе конденсации оказывается менее значительной. Существенные изменения угла входа потока также приводят к иному механизму конденсации. В зависимости от угла входа ао при обтекании входных кромок возникают диффузорные участки и отрывы пограничного слоя, генерирующие вихревое движение. Одновременно при изменении углов входа потока меняется интенсивность концевых вихревых шнуров. Если углы входа меньше расчетного (ао<аор), интенсивность концевых вихрей возрастает и, наоборот, при ао>оор—падает. В первом случае (рис. 3.3, б) конденсация происходит в трех вихревых шнурах в двух концевых и в вихре, расположенном на входной кромке IV. Во бтором — основное значение имеет переохлаждение в вихре на входной кромке (рис. 3.3, б). При нерасчетных углах входа возможно появление отрывных областей на спинке в косом срезе V. Опыты подтверждают, что в таких областях возникает наиболее интенсивная конденсация. [c.76]

Петерс и Ормистон [Р.55] распространили методы расчета установившегося махового движения на бесшарнирные винты и исследовали влияние различных элементов расчетной схемы на получаемое решение. В результате исследования они сделали следующие выводы относительно выбора расчетной схемы при анализе махового движения и нагрузок лопастей. Для надежного расчета п-й гармоники махового движения анализ должен охватывать все гармоники до т-й, где т = п при О ц 0,4 и m = п + 1 при 0,4 [X < 1,0. Зону обратного обтекания следует учитывать только при ц > 0,6, неоперенную часть лопасти — только при 1,0, а концевые потери всегда важны. Сжимаемость воздуха имеет существенное значение, но при Mi, до <0,9 достаточна простая поправка, получаемая для Гэфф = 0,75. При Ml, 90 >0,9 необходимо учитывать изменение числа Маха по радиусу и азимуту. Схема эквивалентной пружины и относа не вполне удовлетворительна при расчете формы изгиба бесшар-нирного винта гораздо предпочтительнее использовать реальные формы упругой консольно закрепленной лопасти. Для надежного расчета нагрузок и движения лопастей нужно учитывать лишь одну форму при О < [X < 0,6, две формы при 0,6 < < р, < 1,2 и три формы при 1,2 < [X < 1,6. Эти выводы применимы также к шарнирным винтам, так как шарнирно подвешенную лопасть можно рассматривать как предельный случай консольно закрепленной гибкой лопасти. [c.263]

На стадии предварительного проектирования определяются основные параметры вертолета, обеспечивающие вьшол 1ение заданных летно-технических характеристик (ЛТХ). При этом определяются размеры вертолета и его несущего винта, а также выбирается силовая установка, после чего в процессе итераций определяется полетная масса вертолета. На основе выбранных нагрузки на ометаемую поверхность, предельного числа Маха, характеристики режима и нагрузки на лопасть определяются радиус несущего винта, концевая скорость лопасти и коэффициент заполнения. Далее в результате расчета мощности, требуемой для выполнения заданных режимов полета, определяются характеристики силовой установки. При расчете ЛТХ обычно используется метод мощностей. Это простейший метод, обеспечивающий достаточо точное решение задачи в условиях, когда известны предварительные значения основных данных вертолета. В результате определяются основные размеры и общий вид вертолета. Затем производится оценка масс агрегатов по известным параметрам несущего винта и силовой установки, а также количеству топлива и полезной нагрузке, предусмотренных заданием. Массы агрегатов суммируются для определения полетной массы вертолета, и процесс итераций повторяется [c.301]

Основными параметрами несущего винта, подлежащими выбору на стадии предварительного проектирования, являются нагрузка на ометаемую поверхность, концевая скорость и коэффициент заполнения. Для заданной полетной массы нагрузка на ометаемую поверхность определяет радиус несущего винта. Нагрузка является также основным фактором, от которого зависит потребная мощность, в частности индуктивная мощность на режиме висения. Нагрузка влияет на скорость скоса потока и скорость снижения на режиме авторотации. Концевая скорость выбирается с учетом явлений срыва и сжимаемости. Высокая концевая скорость приводит к увеличению числа Маха на наступающей лопасти, а следовательно, к увеличению профильных потерь мощности, нагрузки на лопасть, вибраций и шума. Низкая концевая скорость ведет к увеличению угла атаки на отстающей лопасти, при котором начинается недопустимый рост профильных потерь мощности, нагрузок в проводке управления к вибраций вследствие срыва. Таким образом, существует ограниченный диапазон приемлемых концевых скоростей, который сужается по мере увеличения скорости полета вертолета (см. разд. 7.4). Если радиус винта задан, то концевая скорость определяет угловую скорость вращения винта. Высокая угловая скорость обеспечивает хорошие характеристики авторотацни и низкий крутящий момент (и, следовательно, малую массу трансмиссии). Коэффициент заполнения и соответственно площадь лопасти определяются ограничениями нагрузки на ометаемую поверхность из-за срыва. Пределы, ограничивающие эксплуатационное значение коэффициента подъемной силы, а следовательно, и Ст/а, требуют некоторого минимального значения (QR) A для заданной полетной массы. Масса несущего винта и профильные потери возрастают с увеличением хорды лопасти, поэтому выбирается наименьшая площадь лопасти, удовлетворяющая ограничениям по срыву. Такие параметры, как крутка лопасти, ее форма в плане, число и профиль лопастей, выбираются из соображений оптимизации аэродинамических характеристик винта. Окончательный выбор является компромиссным для различных рассматриваемых эксплуатационных режимов вертолета. В процессе предварительного проектирования исполь- [c.302]

Такйм образом, большая скорость полета вертолета достигается при больших значениях Mi, до и ц. Это иллюстрируется диаграммой кЪнцевой, скорости QR и скорости V полета для постоянных Л l,9o и [X (рис. 7.1). По диаграмме можно определить максимальную скорость вертолета для заданных предельных значений Ml, 90 и 1. Например, для критического числа Маха Mi,9o = = 0,9 и максимальной характеристики режима i = 0,5 получаем концевую скорость QR = 200 м/с и максимальную скорость [c.306]

Займемся дальнейшим развитием, нестационарной теории профиля с тем, чтобы приспособить ее к анализу обтекания вращающейся лопасти. Хотя основы теории уже излагались в предыдущих разделах, приложение ее к лопасти несущего винта требует учета целого ряда дополнительных факторов. Применение схемы несущей линии разделяет задачу расчета нестационарных аэродинамических нагрузок при пространственном обтекании на две части внутреннюю, в которой исследуются аэродинамические характеристики профиля, и внешнюю, состоящую из расчета индуктивных скоростей, создаваемых в сечении лопасти вихревым следом винта. Что касается внутренней задачи, то при стационарном обтекании плоского профиля аэродинамические нагрузки могут быть получены из эксперимента и представлены в виде табулированных зависимостей их от угла атаки и числа Маха. При нестационарном досрывном обтекании применимы результаты теории тонкого профиля. Решение внешней задачи затруднено тем, что система вихрей винта имеет весьма сложную конфигурацию. За каждой из вращающихся лопастей тянутся взаимодействующие винтовые вихревые поверхности, деформирующиеся в поле создаваемых ими индуктивных скоростей с возникновением областей сильной завихренности в виде концевых вихревых жгутов. Аналитическое определение индуктивной скорости на лопасти без весьма существенных упрощений модели вихревого следа (например, представления винта активным диском) оказывается невозможным. На практике неоднородное поле индуктивных скоростей определяют численными методами, подробно обсуждаемыми в гл. 13. Ввиду сказанного ниже не предполагается отыскивать зависимость между индуктивной скоростью и нагрузкой путем введения функции уменьшения подъемной силы. Напротив, сами индуктивные скорости являются фактором, учитываемым явно в нестационарной теории профиля. Для построения схемы несущей линии желательно, чтобы вычисление индуктивных скоростей производилось лишь в одной точке по хорде. Проведенное выше исследование обтекания профиля на основе схемы несущей линии указывает способ, который позволяет аппроксимировать нестационарные нагрузки с достаточно полным отображением влияния пелены вихрей. Применительно к лопасти достаточно рассмотреть лишь часть пелены, расположенную вблизи ее задней кромки. При построении нестационарной теории обтекания вращающейся лопасти надлежит учесть влияние обратного обтекания и радиального течения. Теоретические нагрузки должны быть скорректированы таким образом, чтобы они отражали влияние [c.480]

Под хлопками лопастей подразумевается весьма резкий звук ударов, следующих с частотой прохождения лопастей, который создается несущим винтом в определенных условиях полета. Хлопки лопастей определяются периодическими импульсами звукового давления и могут считаться предельным случаем шума вращения. Когда указанные импульсы существенно превышают уровень шума других источников в диапазоне частот от 20 до 1000 Гц (для несущего винта), они воспринимаются как четко выраженные хлопки. Эти хлопки чаще всего наблюдаются при таких маневрах, как заход на посадку, полет с небольшим снижением, резкий разворот с торможением, а также при полете вперед с большой скоростью. У некоторых вертолетов хлопки лопастей отмечаются и при полете вперед с умеренной скоростью. Наиболее вероятной причиной таких хлопков представляется взаимодействие лопастей с вихрями и влияние толщины, лопасти при больших числах Маха. Эти аэродинамические явления сопровождаются большими по величине и локализованными изменениями сил на лопасти, что приводит к им- пульсному характеру звукоизлучения. Возможно, определенную роль играет возникновение местных срывных зон и областей со сверхзвуковым потоком. У вертолета продольной схемы такие хлопки возникают вследствие того, что лопасти заднего винта пересекают концевые вихри лопастей переднего винта. [c.823]

В работе [S.185] исследован импульсный шум винта на режиме висения. Установлено, что граница роста подъемной силы (где d ifdM = 0) профиля исследуемого винта хорошо согласуется с оцениваемым на слух началом возникновения интенсивных хлопков лопастей. Известно, что у данного профиля достижение границы роста подъемной силы сопровождается возникн0вен1 ем скачков уплотнения на верхней поверхности. Поэтому авторы предлагают следующее объяснение механизма возникновения хлопков лопастей у изолированного винта на режиме висения. Сходящ,ий с лопасти концевой вихрь создает перед следующей за ней лопастью переменное поле скоростей, которое вызывает на этой лопасти скачок уплотнения или перемещает уже имеющийся там скачок. Сопутствующее таким изменениям местных условий обтекания звуковое давление и проявляется в виде хлопков лопастей. Основанные на этой схеме расчеты дают приемлемые значения величин импульса давления. Сделан вывод, что хлопки лопастей могут быть уменьшены путем применения профилей, у которых прекращение роста подъемной силы с ростом угла атаки наступает при больших числах Маха. [c.867]

Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси [20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущаюнщх поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2) она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. [c.204]

Влияние числа М на выходе из решетки. При числах М < 0,4 как профильные, так и концевые потери энергии в решетке с суживающимися каналами не зависят от М. При числах М > 0,4 проявляется влияние сжимаемости, причем в диапазоне 0,4 < М < М (М — минимальное число Маха на выходе из решетки, при котором появляются сверхзвуковые скорости на спинке профиля) потери энергии уменьшаются с увеличением числа М за счет благоприятного изменения градиентов давления вдоль потока (увеличенная конфузорность потока) для скоростей М > М на потери существенное влияние оказывают волновые потери энергии, связанные со скачками уплотнения в потоке на спинке профиля при М <М<1,0иза выходными кромками при М > 1,0 (рис. 2.38). [c.74]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...