Коэффициент протекания

Xi = v/ QR) — индуктивный коэффициент протекания [c.14]

X = (К sin а + у) / QR) — коэффициент протекания (по определению положителен, когда поток направлен через диск вниз) [c.39]

Xi — V/ (QR)—индуктивный коэффициент протекания. Характеристика режима работы винта ц представляет собой отношение проекции на плоскость диска скорости набегающего потока к концевой скорости. Коэффициент протекания X представляет собой отношение суммарной скорости протекания к концевой скорости. [c.39]

Индуктивная скорость. Теория элемента лопасти выражает силу тяги несущего винта через угол установки и коэффициент протекания. Если же нужно представить Ст как функцию только 0, то необходимо найти выражение для индуктивной скорости. Импульсная теория дает следующую формулу для индуктивной скорости на режимах висения или подъема по вертикали [c.65]

Теория Голдстейна. Голдстейн [G. 93] разработал вихревую теорию пропеллера с конечным числом лопастей в осевом потоке. След был схематизирован геликоидальными пеленами свободных вихрей, движущихся в осевом направлении с постоянной скоростью как твердые поверхности. Граничное условие непротекания через пелены полностью определяет распределение завихренности в следе, которое можно связать с распределением циркуляции присоединенного вихря лопасти. Голдстейн решил задачу о потенциальном обтекании системы N заходящих одна в другую геликоидальных поверхностей, имеющих, при конечном радиусе, бесконечную протяженность в осевом направлении (т. е. был рассмотрен дальний след) и движущихся с осевой скоростью uo- Решение было получено в виде фактора концевых нагрузок F, зависящего от коэффициента протекания, числа лопастей и радиуса сечения. Голдстейн привел таблицы и графики F в зависимости от г для пропеллеров с двумя и четырьмя лопастями (в работе [G.93] фактор концевых нагрузок обозначен через К, а не через F). Этот фактор используется таким же образом, как и фактор Прандтля, описанный в предыдущем разделе. Установлено, что функция Прандтля, как правило, является хорошей аппроксимацией более сложной функции Голдстейна при малых скоростях протекания, особенно при X/N <0,1. Таким образом, решение Прандтля пригодно для несущих винтов вертолетов, а для пропеллеров необходимо использовать решение Голдстейна. [c.97]

Исключая. Ст и решая полученное уравнение относительно коэффициента протекания, получим [c.121]

Введем безразмерные составляющие скорости — параллельную диску винта и нормальную к нему. Эти безразмерные составляющие, называемые соответственно характеристикой режима работы винта р. и коэффициентом протекания %, определяются формулами [c.135]

Тогда индуктивная скорость предстанет в виде индуктивного коэффициента протекания [c.135]

Удобно разделить продольную и поперечную силы, а также аэродинамический момент на две части профильную, связанную с коэффициентом сопротивления Са, и индуктивную, связанную с коэффициентом подъемной силы i. Первое слагаемое будем обозначать индексом О, второе — индексом г. Такое разделение, подсказанное разделением профильной и индуктивной мощностей, не вполне корректно, так как в индуктивные слагаемые будет входить коэффициент протекания X, величину которого частично определяет наклон диска, необходимый для преодоления профильной части продольной силы (имеющей коэффициент Си ) Поэтому вводимое здесь разделение является, строго говоря, формальным оно основано на том, какой коэффициент имеет соответствующая элементарная сила (момент) Са или i. В разд. 5.4 из этих выражений будут получены формулы для профильной и индуктивной мощностей, согласующиеся с определениями, которые были даны в предшествующих главах. Таким образом, Ся = Ся + СЯ( , Сг = Су.и q = q + qu (сила тяги не имеет профильной части), где [c.177]

Рассмотрим условия равновесия сил, действующих на вертолет в установившемся полете (рис. 5.13). Направления силы тяги Т и продольной силы Н определены положением используемой плоскости отсчета. Сопротивление D вертолета направлено по скорости V набегающего потока. Кроме того, на вертолет действует сила тяжести W, направленная по вертикали. Вспомогательные пропульсивные или несущие устройства можно принять в расчет, вычитая создаваемые ими силы ш D к W. Поскольку траектория полета наклонена к горизонтали на угол Отр, вертолет набирает высоту со скоростью ]/с= V sin 6тр(Яс = = V /Q-R)- При малых углах W Т, и условие равновесия сил принимает вид D + H—Т а —дтр) или а = бтр-f ( > + Я)/ . Тогда коэффициент протекания можно вычислить по формуле [c.183]

Рис. 5.15. Изменение коэффициента протекания через ПКЛ в зависимости от скорости полета.

Отсюда можно найти коэффициент протекания Л = ц tg а + Л. Заметим, что формулу для а можно записать в виде [c.236]

В гл. 4 было выведено уравнение баланса мощностей Р = = Г( I/ sin а 4- и) = Р 4- Рвр + Рс для случая полета вперед вертолета с идеальным винтом (без профильных потерь). На рис. 4.4 представлено решение этого уравнения, полученное по элементно-импульсной теории и экспериментальным данным в виде зависимости Р/Рп = (V sin а + и) /ив от V os a/ve и V sin a/vs- По импульсной теории индуктивный коэффициент протекания при полете вперед равен [c.271]

Здесь X — коэффициент протекания, а а — коэффициент заполнения винта. Функция уменьшения подъемной силы при гармониках колебаний с малыми приведенными частотами k принимает вид [c.465]

Теперь определим постоянные составляющие и возмущения скоростей. Скорость полета вперед на балансировочном режиме имеет в качестве проекций на оси системы координат, связанной с ПВ, характеристику режима и коэффициент протекания [c.514]

Рис. 13.8. Коэффициент протекания через плоскость концов лопастей в зависимости от азимута на ряде радиусов при ц = 0,25, r/ff = 0,12, 0KP = —8° и 1/А = = 0,015.

Рис. 13.9. Распределение коэффициента протекания через плоскость концов лопастей по диску винта при = 0,25,

В работе [М.121] отмечено существование этого фактора, уменьшающего демпфирование вертолета. В работе [А.14] получено выражение для демпфирующих моментов от несущего винта вертолета по тангажу и крену с учетом влияния дополнительных продольных сил на втулке, вызывающих отклонение равнодействующей силы на винте от оси конуса лопастей. Там же было установлено небольшое влияние поступательной скорости на это демпфирование до значений = 0,5. Результаты были подтверждены летными испытаниями, которые показали, что вертолет имеет низкое демпфирование на больших скоростях полета и при наборе высоты (когда коэффициент протекания максимален) и что при выполнении маневров с перегрузкой, намного меньшей 1, может иметь место отрицательное демпфирование. Таким образом, использование допущения о том, что равнодействующая сила перпендикулярна плоскости концов лопастей, при оценке демпфирования вертолета по тангажу и кре-, ну может привести к неверным результатам. Учет дополнительной продольной силы Я всегда важен. В работе [А. 19] также [c.719]

При этом условии расчетные коэффициенты протекания потока через водосливы, на перепадах, при истечении из-под щита и через другие подобные сооружения не зависят от числа Рейнольдса. [c.319]

Я — коэффициент протекания [A, = (l/sina + + у)/(Й/ )], положителен, когда поток через диск направлен сверху вниз) удлинение лопасти Хс — коэффициент скорости [c.14]

X = (Ksin а — y)/(Qi )—коэффициент протекания через винт, по определению положителен, когда поток протекает через диск вверх [c.41]

Т. е. Up = V - - V и 7- = 2 . Из предположения о малой нагрузке на диск несущего винта вертолета следует, что коэффициент протекания = (У + мал (по импульсной теории типичное значение этого коэффициента на режиме ви-сения составляет 0,05—0,07). Тогда отношение UpJut — V + v)/ Qr) — XR/г тоже мало везде, кроме корневой части лопасти, где мал скоростной напор и нагрузками всегда можно пренебречь. Таким образом, для несущих винтов вертолетов приемлемо предположение о малости углов ф, 6, а, т. е. условие ф, 6, а <С 1. Отсюда следует, что ф ыр/ыу, созф 1, sin ф ф и t/ Uj. Другое предположение состояло в том, что эффектами срыва и сжимаемости можно пренебречь, так что коэффициент подъемной силы является линейной функцией угла атаки, т. е. i = аа. Здесь а — градиент подъемной силы по углу атаки для профиля в двумерном потоке (с учетом реальных свойств воздуха обычно полагают а = 5,7), Тогда формулы сил, действующих в сечении лопасти, принимают вид [c.64]

Здесь Я — коэффициент протекания, величина которого определяет расстояние между вихревыми пеленами. Для режима висения при данейном распределении индуктивных скоростей [c.96]

На рис. 5.10 представлены величины, которые характеризуют движение лопасти, скорости потока, обтекающего винт, и действующие на него силы при заданной плоскости отсчета. Оси х и у невращающейся системы координат лежат в плоскости отсчета, а ось г нормальна к ней. Углы взмаха и установки измеряются от плоскости отсчета. Скорость набегающего потока V образует с плоскостью ху угол а (положителен, когда ось z наклонена вперед). Индуктивная скорость v считается нормальной к плоскости отсчета. Безразмерные составляющие скорости — параллельная плоскости отсчета и нормальная к ней — носят соответственно названия характеристики режима работы винта и коэффициента протекания %, т. е. [c.169]

Коэффициент силы тяги при полете вперед можно выразить формулой, содержащей угол установки 60,75 лопасти на радиусе г = 0,75/ (00,75 = 00 + 0,75бкр), и коэффициент протекания Аппу через плоскость постоянных углов установки (Хппу = = Я —[х0и) [c.180]

Это наиболее компактная формула, но особенно важен физический смысл коэффициента протекания через плоскость концов лопастей [к — [х0и — Хпкл—иСРк + 0is)], так как угол атаки ПКЛ определяется непосредственно величиной сопротивления вертолета (включая несущий винт). Следовательно, для расчета силы тяги нужно знать угол + 0и наклона ПКЛ относительно ППУ. [c.180]

Бейли [В.4] придал теории Уитли практическую форму, сделав ее удобной для стандартных расчетов. Для этого все расчетные величины были представлены как явные функции общего шага лопастей, их крутки и коэффициента протекания через. [c.256]

Верхняя граница срыва, за которой работа вертолета нежелательна, определяется условием qja) макс = 0,008. Тэннер на основе элементно-импульсной теории построил графики характеристик вертолета на режиме висения (зависимо-сти Ст/а от Ср/а). Результаты представлены также в виде таблиц, в которых помимо параметров, фигурирующих на графиках, даны величины коэффициента протекания и коэффициентов махового движения (до третьей гармоники). [c.293]

Влияние вихревой системы винта на нестационарные аэродинамические силы лопасти может быть учтено путем приближенного расчета возмущения коэффициента протекания X. Другой подход заключается в использовании квазнстатической подъемной силы, умноженной на функцию уменьшения подъемной силы (k). Эту функцию С нужно включить в подынтегральные выражения для аэродинамических коэффициентов, например [c.518]

ОТНОСЯТСЯ к одним и тем же условиям полета (характеристика режима [i = 0,25, нагрузка на лопасть Сг/о = 0,12, сопротивление вертолета f/A —0,0 5). Индуктивные скорости определялись без учета деформации системы вихрей. При расчете движения лопасти не учитывались ее крутильные деформации и деформации цепи управления, которые при рассмотренном сильном нагружении существенно влияют на распределение нагрузок (см. гл. 16). Зависимости коэффициента протекания Я-пкл через плоскость концов лопастей от азимута при ряде значений радиусов приведены на рис. 13.8, а распределение пкл по диску винта показано на рис. 13.9. Для сравнения отметим, что полученное по теории количества движения среднее значение коэффициента протекания Я,пкл равно 0,034, причем индуктивная скорость ki составляет 0,024, а скорость протекания цапкл вследствие наклона диска равна 0,010. Коэффициент протекания больше в задней части диска винта и меньше в передней. Вблизи азимутов = 90 и 270° имеют место резкие изменения индуктивной скорости, связанные с приближением к лопасти концевого вихря, сошедшего с впереди идущей лопа- [c.659]

При получении этого результата пренебрегалось концевыми потерями и влиянием обратного обтекания, распределение индуктивных скоростей полагалось постоянным, а для формы махового движения было принято Т1= г. Приведенные выражения дают основу для описания поведения несущего винта. Общий шаг прямо зависит от полетного веса вертолета. Он также значительно меняется в зависимости от скорости полета главным образом в результате изменения коэффициента протекания по (X. Требуемое значение общего шага вначале уменьшается по мере увеличения скорости полета от нуля вследствие уменьшения индуктивной скорости затем, на больших скоростях полета, оно снова увеличивается вследствие роста вредного сопротивления вертолета и увеличения Я,пкл = цсспкл + Л,,-. Результаты [c.704]

Величина потерь металла на угар и разбрызгивание, а также значения коэффициентов плавления и наплавки вависят от сварочного тока. Увеличение тока приводит к повышению температуры дуги, т. е. к интенсивности расплавления электрода н ускорению протекания химических реакций. [c.25]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...