Обтекание крыловых профилей

Так как при конформном преобразовании циркуляции по соответствующим контурам неизменна, то формула (165.51) определяет циркуляцию по крыловому профилю. Соответствующий вихрь называется присоединенным. Таким образом, кинематическая картина обтекания крылового профиля полностью решается, если известно его конформное преобразование на окружность. [c.268]

В связи с применением лопаточных машин, работающих на газах, отличающихся от воздуха, возникает вопрос о влиянии показателя Пуассона и числа Маха на обтекание крылового профиля. [c.39]

ПОСТАНОВКА ОБЩЕЙ ЗАДАЧИ ОБ ОБТЕКАНИИ КРЫЛОВОГО ПРОФИЛЯ [c.244]

Рис. 8.30. Схемы обтекания крылового профиля

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

Для грубых расчетов в случае обтекания крыловых профилей считают, что при Re = Ю ч-Ю точка перехода совпадает с точкой максимума скорости. При Re < 10 точка перехода переме-щается в диффузорную часть, а при Re > 10 она перемещается в конфузорный участок. [c.326]

Симонов Л. А., Расчет обтекания крыловых профилей и построение профиля по распределению скоростей на его поверхности, ПММ 11, № 1, 1947. [c.509]

Разработаны и другие приближенные методы учета сжимаемости при обтекании крыловых профилей и решеток [3, 31, 43, 55, 76]. [c.73]

Постулат Жуковского — Чаплыгина позволяет однозначно определить величину циркуляции Г, наложение которой приводит к безотрывной форме обтекания крылового профиля с конечной скоростью на задней его кромке. [c.181]

Исключая из параметрической системы (59) циркуляцию при помощи формулы (62), получим однозначное решение задачи о внешнем обтекании крылового профиля. Вывод формулы (62) основывался на наличии у крылового профиля острой задней кромки. В случае обтекания профиля плавной формы без угловой точки на задней кромке постулат Жуковского — Чаплыгина не имеет места и циркуляция остается неопределенной. Теоретический расчет обтекания такого рода профилей требует или специальных допущений, или задания положения задней критической точки. [c.183]

Разобранные в предыдущем параграфе примеры обтекания эллиптического контура и, в частном случае, пластинки не дают полного представления об обтекании крыловых профилей. [c.188]

Приближенный метод расчета обтекания крылового профиля произвольной формы изложен в предыдущих изданиях настоящего курса. При современных возможностях машинного счета такие приближенные методы, по-видимому, становятся излишними. [c.190]

Околокритическое обтекание крылового профиля [c.260]

Эта гипотеза, сообщающая условным плоским сечениям потока смысл подлинных плоских движений, сводит расчет крыла конечного размаха к решению изложенной в гл. V задачи о плоском обтекании крыловых профилей, образующихся в пересечении крыла конечного размаха плоскостями, нормальными к оси крыла, и к последующему суммированию результатов по всем плоским сечениям крыла. Такое допущение имеет смысл только для крыльев значительного удлинения. Изложенная гипотеза плоских сечений несправедлива для крыльев малого удлинения. [c.305]

Чтобы разобраться в природе обратного влияния пограничного слоя на внешний поток и, в частности, в причинах искажения теоретического распределения давлений в безвихревом обтекании крылового профиля идеальной жидкостью, сравним какую-нибудь действительную линию тока (рис. 245, а, сплошная линия), приходящую в точку М данного сечения пограничного слоя, и показанную на рис. 245, а пунктиром линию тока [c.617]

Предположим, что задано плоское обтекание крылового профиля реальной (вязкой) жидкостью, сопровождаемое образованием на теле пограничного [c.618]

Л. А. Симонов. Расчет обтекания крыловых профилей и построение профиля по распределению скоростей на его поверхности.— Прикл. матем. и мех., 1947, т. XI, вып. 1, стр. 69—84. [c.292]

Определение обтекания крылового профиля произвольной формы [c.308]

Как можно заключить из предыдущего, задача об определении обтекания крылового профиля произвольной формы не представляет теоретических трудностей. Существующие в настоящее время работы посвящены, главным образом, улучшению вычислительных приемов. [c.317]

В предыдущем параграфе рассматривались лишь те простейшие случаи до- и Сверхзвуковых течений, которые приводили к возможности использования линеаризированных уравнений движения. Малость возмущений, создаваемых обтекаемыми телами, позволяла отбрасывать вторые и старшие степени, а также произведения возмущенных элементов потока и их производных. При обтекании крыловых профилей сравнительно большой толщины и вогнутости уже нельзя пользоваться линеаризированными уравнениями и граничными условиями, а приходится обращаться к общим, нелинеаризированным уравнениям течения сжимаемого газа. [c.340]

В предыдущем параграфе предполагалось, что в рассматриваемых условиях обтекания крылового профиля и при выбранном значении числа Мсо в набегающем потоке нигде, ни на поверхности профиля, ни вне его, не образуется область сверхзвукового течения, или, точнее, не возникает скорость движения газа, равная местной скорости звука. [c.356]

Изложенные соображения показывают, насколько важно уметь определять критическое число Mj p для заданных условий обтекания крылового профиля. Для вычислении М р составим формулу связи между давлением р о и числом М о в бесконечном удалении от крылового профиля, с одной стороны, и соответствующими величинами в точках на профиле — с другой. Принимая поток в делом адиабатическим я изэнтропическим (при М 1 скачков уплотнения быть не может ), составим выражения [c.356]

Ламинарный пограничный слой на пластинке при любом законе связи между вязкостью и температурой и при числе о= 1. Обтекание крылового профиля потоком больших скоростей [c.575]

Все изложенное выше предполагает, что для рассматриваемого случая обтекания наперед задано распределение скоростей и (л ) на внешней границе пограничного слоя. Вспомним, что теоретическое распределение скорости, получаемое из условия безвихревого обтекания крылового профиля идеальной жидкостью, приводит к полному восстановлению давления и обращению скорости в нуль на задней кромке профиля. При этом, как показывают предыдущие формулы, величины /, 8 , 8 обращаются в бесконечность. [c.634]

Для подтверждения правильности только что высказанного положения предположим, что задано плоское обтекание крылового профиля реальным (вязким и сжимаемым) газом, сопровождаемое образованием на теле пограничного слоя (а за телом — аэродинамического следа), толщина которого предполагается малой по сравнению с продольными размерами тела. [c.642]

Практически определение формы полутела и распределения давления по его поверхности следует вести ио методу последовательных приближений, принимая, например, в первом приближении распределение давления соответствующим обтеканию крылового профиля и хвостовой нулевой линии тока потенциальным потоком с выполнением условия плавного обтекания задней кромки по гипотезе Жуковского. [c.644]

Специальный вид отрыва неустановившегося ламинарного потока от движущейся стенки, который может возникать на лопатках компрессоров, был исследован авторами работ [12, 13] на примере двумерного вращающегося цилиндра диаметром 10 см (максимальное число оборотов 2000 об/мин). Цилиндр помещен в свободный поток, скорость которого менее 9 м/с. Чтобы имитировать характер изменения давления, соответствующий обтеканию крылового профиля, вращающийся цилиндр был экранирован. Важным в данном случае свойством срыва потока является присутствие неустановившегося пограничного слоя, в котором точка отрыва движется относительно стенки. Определенная нестационарность существует в пограничном слое во всех угловых положениях с отрицательным Г/м , где Г — составляющая скорости, перпендикулярная к направлению и причем направление к поверхности цилиндра принимается отрицательным. Эта нестационарность постепенно возрастает с увеличением угла, но ни в одном угловом положении не существует заметного скачка в величине пульсации скорости. Такой скачок мог бы указывать на отрыв потока. Отрыв неустановившегося потока такого типа отличается от отрыва установившегося потока, [c.223]

Так, например, при обтекании крылового профиля неограниченным стационарным потоком воздуха при наличии отсоса пограничного слоя необходимо задать форму крыла угол атаки, т. е. положение крыла по отношению к вектору скорости набегающего потока на бесконечности распределение мест отсоса на крыле и их относительные размеры относительное распределение скорости отсоса по отдельным точкам относительную скорость отсоса, т. е. отношение скорости отсоса в выбранной характерной точке к скорости невоз-мущенного потока. [c.12]

Обратимся теперь к рассмотрению приложения метода конформных отображений к решению прямой задачи определения обтекания крыловых профилей. Под крыловым профилем понимают плавный, вытянутый в направлении набегающего на него потока, замкнутый и самонепересекающийся [c.178]

Причина этого заключается в том, что применение изложенного в работе метода годографа скоростей выходит далеко за рамки той сравнительно узкой цели обобщения теории струйного обтекания тел Кирхгоффа — Жуковского на случай сжимаемого газа, которую поставил перед собой С. А. Чаплыгин. Метод этот получил дальнейщее развитие в известных исследованиях акад. С. А. Христиановича, относящихся к определению влияния сжимаемости газа на обтекание крылового профиля при больщих докритических скоростях потока. [c.35]

В современных расчетах крыльев и винтов самолета, лопаток рабочих колес н направляющих аппаратов турбомашнн, вентиляторов и др. приходится определять обтекания разнообразного типа профилей, значительно отличающихся от теоретических профилей и имеющих настолько большую относительную толщину и вогнутость, что уже нельзя применять изложенную в предыдущем параграфе теорию тонкой слабо изогнутой дужки. Для решения этих задач встал вопрос о создании практического метода расчета обтекания крылового профиля произвольной заданной формы основной целью такого расчета является определение распределения скоростей и давлений по поверхности профиля, причем технические требования к точности расчета оказываются по необходимости весьма высокими. [c.308]

Диссертация С. А. Чаплыгина содержит изложение ряда применений предыдущих уравнений к расчету струйных обтеканий тел. Д71Я решения этой задачи устанавливаются общие разложения в ряд, которые позволяют непосредственно судить о влиянии сжимаемости газа при дозвуковом течении на струйное обтекание тел. Отсылая интересующихся к оригиналу, обратимся к рассмотрению другой задачи — о дозвуковом безотрывном обтекании крылового профиля. [c.344]

С. А. Христианович исследовал общий случай циркуляционного обтекания крылового профиля и предложил метод интегрирования строгой системы уравнений (51) путем последовательных приближений. [c.345]

Как уже было упомянуто ранее, основным затруднением в решении задачи является определение коэффициентов А при продольном и —при поперечном обтеканиях тела. Чем проще будет связь между X и >., определяющая форму контура в меридиональной плоскости, тем меньше коэффициентов С можно брать в разложениях потен-одала скоростей. Самая простая связь представляется равенством Х = onst, т. е. разобранным ранее случаем обтекания эллипсоида. Отсюда следует вывод чем ближе по форме исследуемое тело к эллипсоиду, тем легче может быть разрешена задача. В связи с этим решим прежде всего вопрос о выборе положения начала координат на продольной оси тела. Совершенно так же, как при решении плоской задачи об обтекании крылового профиля произвольной формы ( 48 гл. V), заметим, что фокусы удлиненного эллипсоида вращения находятся посредине отрезка, соединяющего точки пересечения наибольшей оси с поверхностью эллипсоида и центры кривизны поверхности в этих точках. Начало координат следует выбирать совпадающим с серединой отрезка, соединяющего фокусы при таком выборе начала координат, чем ближе обтекаемое тело к эллипсоиду, тем меньше уравнение контура будет отличаться от простейшего равенства X= onst. [c.430]

Изложенный упрощенный прием расчета пограничного слоя пригоден лищь для режимов обтекания крыловых профилей, не связанных с отрывом турбулентного слоя. Этот прием может с успехом применяться, например, для расчета сопротивления крыла самолета на режиме максимальной скорости, но совершенно не пригоден для расчета посадочных режимов. Этот же прием полезен для расчета сопротивления решетки профилей, имитирующей рабочее колесо турбины, но не достаточен для аналогичного расчета компрессорной решетки, отдельные профили которой работают обычно на режимах, близких к отрывным. [c.634]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...