Коэффициент сопротивления крылового профиля

Фиг. 190. Зависимость коэффициента профильного сопротивления крылового профиля от числа

НОЙ частью профильного сопротивления, а его коэффициент можно выразить через число кавитации. Рассмотрим схему супер-кавитационного обтекания крылового профиля (рис. 10.11). [c.404]

При числах Re, меньших критического, характеристики решетки заметно изменяются. Прежде всего, как и у изолированных крыловых профилей, возрастает коэффициент сопротивления при данном угле атаки, что приводит к значительному снижению качества решетки. Кроме того, снижение Re приводит к уменьшению угла поворота потока Лр (при неизменном угле атаки), т. е. к увеличе- [c.90]

Характеристики сил, действующих на крыло, определяются обычно испытаниями в аэродинамических трубах. Геометрические параметры крылового профиля даны на рис, 15-16. Углом атаки называют угол между линией хорды и направлением свободного потока. Экспериментальные данные, полученные при исследовании двумерного обтекания некоторого дозвукового крылового профиля, приведены на рис. 15-17 [Л. 16], где даны зависимости от угла атаки коэффициентов Свс и С А, отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления и положения центра давления. Оптимальное отношение подъемной силы к силе сопротивления для этого крыла имеет место при угле атаки около 1,5°, а подъемная сила увеличивается линейно [c.413]

Характер распределения давлений по профилю при околозвуковых скоростях можно видеть на рис. 5-40,а (зона сверхзвуковых скоростей заштрихована). Здесь отчетливо за метны. место расположения ска-чков и повышение давлений в скачках. На рис. 5-40,6 приведена кривая коэффициентов профильного сопротивления в этой зоне скоростей для крылового профиля. [c.284]

Рис. 14.19. Уменьшение лобового сопротивления крылового профиля, достигаемое ламинаризацией пограничного слоя посредством отсасывания через большое число щелей. По В. Пфеннингеру [ ]. Мощность, затрачиваемая на отсасывание, включена в коэффициент сопротивления, а) Зависимость оптимального коэффициента сопротивления от числа Рейнольдса Ре кривые (7), (2), (3) — без отсасывания - рривая (1) — плоская пластина, ламинарное течение кривая (2) — плоская пластина, переход ламинарной формы течения в турбулентную кривая (3) — плоская пластина, полностью турбулентное течение, б) Поляры сопротивления при двух различных числах Рейнольдса. Самые малые коэффициенты сопротивления имеют место в весьма широкой области коэффициентов подъем-

Рис 25.3. Зависимость коэффициента профильного сопротивления крыловых профилей при несжимаемом течении от числа Рейнольдса. По расчетам Сквайра и Янга [ ]. зсдер — положение точки перехода [c.684]

Экспериментальное значение коэффициента сопротивления пластины, поставленной нормально к потоку, может достигать значений G = 2. Следует, однако, иметь в виду, что структура течения в ближнем следе, а значит, и давление на тыльной стороне обтекаемого тела существенно зависят от числа Рейнольдса. По рис. 10.2 можно проследить характер изменения структуры потока за сферой при изменении Re от 9,15 до 133, а по рис. 10.7 — за цилиндром при Re == 0,25. .. 57,7. Но возможны и другие конфигурации потока. Они в значительной степени определяются также формой и положением обтекаемого тела. Так, например, при обтекании цилиндрических тел крылового профиля при малом угле атаки (см. рис. 8.30, а) возможно практически безотрывное течение, при котором форма линий тока для вязкой жидкости близка к форме этих линий для идеальной жидкости. Но при возрастании угла атаки увеличиваются положительные градиенты давлений на выпуклой части поверхности профиля и это в итоге приводит и отрыву пограничного слоя, который быстро сверты- [c.391]

Судя по характеру кривых рис. 210, можно думать, что в точке перехода Т происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием уже турбулентного пограничного слоя к поверхности шара. Такой турбулентный пузырь (английский термин ЬпЬПе) отрыва в развитом своем виде уже давно наблюдался на лобовых участках крыловых профилей. Появление его и исчезновение приводило к загадочным изменениям подъемной силы и сопротивлений крыльев на больших углах атаки, к гистерезису коэффициента подъемной силы при начальном возрастании и последующем убывании угла атаки и др. Одно из первых описаний этого явления можно найти в сборнике монографий, вышедшем под редакцией С. Голдстейна [c.541]

Как видно нз графика, смещение назад места максимальной толщины симметричного профиля приводит при нулевом угле атаки к более плавному распределению давлений по поверхности профиля, чем у симметричного профиля Жуковского (на рис. 98 — пунктир) той же относительной толщины. В дальнейшем будет показано, что при прочих равных условиях, в частности, при том же коэффициенте подъемной силы, плавность распределения является положительным признаком крылового профиля с точки зрения его сопротивления и поведения при больших скоростях. Далее из графиков видно, как меняется распределение давления при всзрастанни угла атаки, как возникает пик разрежения на верхней поверхности и насколько он быстро разви- [c.317]

На рис. 198 правая пунктирная переходная кривая относится к случаю сравнительно большой протяженности ламинарного участка в носовой части пластины, левая — к случаю малого ламинарного участка. Из рассмотрения переходных кривых вновь вытекает, что чем больше, при одном и том же рейнольдсовом числе, относительная длина ламинарного участка, тем коэффициент сопротивления меньше. Отсюда следует уже высказанное ранее положение о выгодности тщательной полировки лобовой части пластины или крылового профиля с целью затягивания ламинарного режима течения в пограничном слое. Что такое затягивание практически возможно, следует из указанных в 91 численных значений Квкр (от 3100 до 9300). Крылья с затянутым ламинарным пограничным слоем называют ламинизирован-ными. 1 [c.629]

Еслн встать па точку зрения указанных выше аналогий между ламинарным и турбулентным слоями, то легко заключить об отрицательном влиянии числа М (сжимаемости газа) потока на обтекаемость крылового профиля. Подобно тому, как это имело место в случае ламинарного слоя (вспомнить сказанное в конце 91), увеличение числа М, приводящее к обострению пиков разрежений (увеличению отрицательных значений i/ ), должно, согласно (79). вызвать отрыв, расположенный ближе к лобовой точке разветвления потока, чем при М = 0. Это объясняет, почему, наряду с явлением затягивания. кризиса обтекания на ббльшие R, с ростом М возрастают также и докрити-ческие величины коэффициента сопротивления шара (рис. 185). Аналогичное объяснение можно дать наблюдаемому на многих крыловых профилях явлению убывания максимального коэффициента подъемной силы с ростом влияния сжимаемости (числа М). [c.637]

Фор.чула (90) лежит в основе практических расчетов профильного сопротивления крылоев и дает хорошее совпадение с опытными материалами. Были составлены специальные номограммы (сетки), по которым, задаваясь геометрическими параметрами крылового профиля и положением точки перехода, можно легко определить коэффициенты профильного сопротивления крыла при данном рейнольдсовом числе набегающего на него потока. Эти сетки, состав.тенные сперва для случая обтекания профилей несжимаемой жидкостью (М = 0), были в дальнейшем обобщены и для различных значений чисел М. Соответствующие данные можно найти в специальных справочниках и курсах аэродинамического расчета. [c.651]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...