Обтекание тонкого профиля дозвуковое

Рассмотрим вначале обтекание тонкого профиля дозвуковым потоком ). Начнем с задачи симметричного обтекания профиля [c.357]

Приведенные уравнения для потенциала возмущения дают возможность исследовать обтекание тонкого профиля, расположенного под малым углом атаки в дозвуковом сжимаемом потоке, в частности свести решение задачи об обтекании заданного профиля сжимаемым потоком к решению задачи об обтекании видоизмененного профиля несжимаемым потоком. При этом для определения коэффициента давления и аэродинамических коэффициентов [c.171]

Дозвуковое обтекание тонкого профиля [c.186]

ДОЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ТОНКОГО ПРОФИЛЯ [c.215]

Обратимся к вопросу об обтекании тонкого профиля сверхзвуковым потоком. Контур его, как и в дозвуковом потоке, будем задавать ординатами верхней (индекс 1) и нижней (индекс 2) поверхностей у = (х). [c.219]

Линеаризация уравнения для потенциала. Дозвуковое и сверхзвуковое обтекания тонкого профиля. Формулы подъемной силы. Околозвуковой закон подобия для тонких тел. [c.164]

Дозвуковое обтекание тонкого профиля, закон Прандтля-Глауэрта 165 [c.165]

Таким образом, решение задачи об обтекании дозвуковым потоком газа при докритических скоростях тонкого профиля при малых углах атаки сводится к отысканию функции ф(а , у), удовлетворяющей дифференциальному уравнению (41) и граничному условию (43). [c.33]

Метод малых возмущений Этот метод, позволяющий приближенно оценить влияние сжимаемости в плоском дозвуковом течении газа, основан на предположении, что отклонение скорости возмущенного течения от скорости невозмущенного потока настолько мало, что степенями указанного отклонения выше первой можно пренебречь, Метод дает удовлетворительные результаты при расчете обтекания тонких слабо изогнутых профилей, расположенных над небольшими углами атаки, а также при исследовании потока в каналах малой кривизны. [c.129]

Приближенная теория Прандтля—Глауэрта, основанная на методе линеаризации уравнений газовой динамики, справедлива лишь для весьма тонких профилей, обтекаемых под малыми углами атаки. Для исследования обтекания дозвуковым потоком крыловых профилей следует обратиться к точным уравнениям движения идеального газа. [c.405]

Аэродинамические коэффициенты профиля в дозвуковом сжимаемом потоке. Для определения аэродинамических коэффициентов профиля в дозвуковом сжимаемом потоке можно использовать данные об обтекании того же профиля несжимаемой средой. При этом для тонких профилей и небольших углов атаки расчет коэффициентов подъемной силы и продольного момента можно вести на основе формулы Прандтля — Глауэрта, аналогичной зависимости (4.1.32) для коэффициента давления [c.164]

Таким образом, линеаризованному потоку сжимаемого газа, обтекающему тонкий профиль, соответствует поток несжимаемой жидкости, имеющий тот же потенциал скоростей, но обтекающий профиль, толщина которого, как и угол атаки, больше в]/" 1—М раз. Физически это объясняется тем, что с ростом числа Моо дозвукового обтекания свойство сжимаемости среды приводит к более сильному увеличению местных скоростей возмущения, вызванных присутствием тонкого тела, причем [c.539]

Физически это объясняется те.м, что с увеличением числа М дозвукового обтекания свойство сжимаемости среды приводит к более сильному увеличению местных скоростей возмущения, вызванных присутствием тонкого тела, причем это увеличение пропорционально 1/1/1 — М . Такое явление обусловлено тем, что в сжимаемом газе при увеличении местных скоростей в струйках около тела уменьшение давления вызывает уменьшение плотности, а это, в свою очередь, вследствие постоянства местного расхода в струйках, равного расходу р, Усс в невозмущенном потоке перед телом, должно быть компенсировано более значительным возрастанием местной скорости, чем в сжимаемом потоке при прочих равных условиях. Это возрастание скоростей возмущения в сжимаемом потоке компенсируется увеличением толщины и угла атаки того же профиля, но обтекаемого потоком несжимаемой жидкости. [c.178]

Рассмотрим подсасывающую силу, возникающую при дозвуковом обтекании крыла, у которого передняя кромка может быть закруглена. Известно, что для тонкого симметричного профиля, обтекаемого под углом атаки, коэффициент подъемной силы = 2я(а -f )- Его значение можно рассматривать как сумму ДВУХ составляющих = 2яа — коэффициента для плоской пластины под [c.203]

Заметим, что обычные профили, с которыми приходится иметь дело при дозвуковых скоростях полета, имеют закругленную переднюю кромку и не являются тонкими в смысле данного определения. Поэтому следует иметь в виду, что решение, построенное с учетом упрощений (1.2), не будет годиться в окрестности носика. Кроме того, исключаются из рассмотрения задачи об обтекании профилей под большими углами атаки. [c.174]

В рамках линейной теории решена задача о дозвуковом обтекании идеальным газом двух взаимно движуш ихся плоских решеток тонких слабонагруженных профилей. С помош ью метода интегральных уравнений [1 задача сведена к бесконечной системе сингулярных интегральных уравнений для гармонических компонент колебаний в распределении неизвестной аэродинамической нагрузки на профилях решеток. Регуляризованная система интегральных уравнений для конечного числа учитываемых гармоник решается методом коллокаций. [c.673]

Из уравнений (1.6), (1.8) и (1.10) можно определить форму каверны и число кавитации. На фиг. 3 штриховой кривой отмечено первое приближение профиля каверны за конусом с углом а = 5°, L = 200 сплошной кривой отмечено второе приближение. Из фиг. 3 следует, что второе приближение формы каверны существенно отличается от первого и вторые члены асимптотического ряда не малы по сравнению с первыми. Кроме того, в хвостовой части контур каверны становится вогнутым, что противоречит физическим закономерностям кавитационных течений. Следует отметить, что при применении теории тонкого тела к дозвуковому кавитационному обтеканию такого же конуса [7J второе приближение формы каверны мало отличается от первого и параметры кавитационного течения удовлетворяют закону сохранения импульса. [c.77]

Рассмотрим подсасывающую силу, возникающую при дозвуковом обтекании крыла, у которого передняя кромка может быть закруглена. Мы уже знаем, что для тонкого симметричного профиля, обтекаемого под [c.574]

Пренебрегая в уравнении (34) малыми величинами выше первого порядка и считая, что М настолько отличается от единицы, что разность (1 — М ) не является малой величиной, т. е. (1 — М1) ы /гг , приходим к следующему приближенному уравнению для скорости возмущения при обтекании тонкого профиля дозвуковым потоком газа при докритпческих скоростях [c.32]

Обтекание тонкого профиля, расположенного под. чалым углом атаки в сжимаемом дозвуковом потоке, -исследуется при помощи уравнення (7.1.4 ), в котором М ,<1. Заменим в этом уравнении переменные в соответствии с соотнощениями [c.254]

Проблемой учета сжимаемости при обтекании крыловых профилей занимались и виднейшие зарубежные ученые. Так, немецким профессором Л. Прандтлем и английским профессором Глау-эртом была создана приближенная теория крыла в дозвуковом потоке. Как показали исследования, она оказалась справедливой лишь для очень тонких профилей, обтекаемых под весьма малыми углами атаки. [c.22]

В 2 настоящей главы излагается приближенная теория профиля крыла для случая М< Мкр, известная в литературе под названием теории Прандтля-Глауэрта. Однако эта теория оказывается справедливой только для очень тонких профилей, обтекаемых под малыми углами атаки. В 1940 г. акад. С. А. Христианович в работе Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях [53] создал новую теорию учета влияния сжимаемости на распределение давления, а следовательно, на аэродинамические характеристики крыла. В основу своей работы С. А. Христианович положил метод изучения газовых потоков, предложенный акад. С. А. Чаплыгиным в 1896 г. и опубликованный в 1902 г. в его докторской диссертации О газовых струях , являющейся ныне фундаментом многих исследований по газовой динамике. [c.395]

Как видно, получено одно уравнение с двумя неизвестными функциями Рз и С 2. Аналогично Ог. функция С э представляет собой интенсивность источников на плошади 5в, принадлежанюй области, которая расположена между левой передней кромкой и линией Маха, проведенной из вершины крыла. Таким образом, если крыло имеет дозвуковую переднюю кромку, то при помощи метода источников нельзя исследовать обтекание тонкого крыла с симметричным профилем под углом атаки, равно как и крыла с такой кромкой и несимметричным профилем при нулевом угле атаки или афО. [c.334]

Сопротивление тонких профилей при дозвуковом безотрывном обтекании обусловлено почти исключительно трением. При малых Кех<Нел кр и нулевом угле атаки сопротивление тонкого профиля практически равно сопротивлению тонкой пластины при ламинар- [c.348]

Однако около угловой точки давление и угол наклона вектора скорости меняются на порядок по величине на малой длине. Тогда в области толщиной Ве имеющей всегда дозвуковой участок профиля скорости, составляющие скорости и, е , нормальные и тангенциальные к поверхности тела, имеют одинаковый порядок величин. Из уравнений неразрывности и импульса следует, что на длинах в окрестности угловой точки продольный и поперечный градиенты давления имеют одинаковый порядок. Использование этих оценок при совершении предельного перехода Не оо в уравнениях Навье — Стокса приводит к уравнениям Эйлера. Однако решения уравнений Эйлера не позволяют удовлетворить условиям прилипания на контуре тела. Поэтому на длинах Не / приходится рассматривать еще один, более тонкий слой, в котором главные члены уравнений Навье — Стокса, связанные с вязкостью, имеют порядок инерционных членов. Из этого условия вытекает оценка толщины области вязкого течения, которая оказывается пропорциональной Не" . В случае обтекания нетеплоизолнрованного тела возникают дополнительные особенности предельного решения уравнения энергии, с которыми можно познакомиться в работе [21]. Использование известного принципа асимптотического сращивания решений в разных характерных областях течения (см., например, [41]) позволяет получить все необходимые граничные условия. Сращивание решений для локальной области, имеющей продольный и поперечный размеры Не" / , и для внешнего сверхзвукового потока дает внешнее краевое условие для локальной области. Сращивание с решением в невозмущенном пограничном слое дает профили параметров в невозмущенном набегающем потоке , т. е. при (ж/Не" /2) ----оо. Из-за малой толщины области вязкого течения [c.249]

В межзвуковом диапазоне скоростей С2 < с < физическая картина движения тонкого заостренного симметричного клина в однородной упругой плоскости имеет сходство со случаями обтекания тела дозвуковым потоком идеальной сжимаемой жидкости или упругой средой при скоростях Сд < с < С2 (рис. 3). В зависимости от профиля клина /(х) (/(0) = О, / (х) <С 1, / Ч )1 схэ) и скорости, точка отрыва совпадает с задней кромкой тела (/ = 1) или является промежуточной I < 1). Снесенные на прямую у = О смешанные краевые условия этой задачи для определения полей напряжений, смещений (и, у) и скоростей (II, V) в верхней полуплоскости у > О и дополнительные условия в форме неравенств следующие [c.662]

В двух работах (относящихся к 1956 г.) М. Д. Хаскинд, рассматривая решетку пластин с выносом, а также произвольную систему отрезков одной прямой, использует метод решения, развитый им ранее в задаче о колебании тонкого одиночного профиля в дозвуковом потоке газа (1947). Амплитудные значения комплексного потенциала возмущения разбиваются на две части ш (z) = Wq (z) + (z) wq (z) определяет бесциркуляционное обтекание решетки с заданной нормальной скоростью а (z) соответ- ствует решению однородной задачи циркуляционного обтекания неподвижной решетки в присутствии свободных вихрей. Для того чтобы найти z i(z),4T0 представляет основную трудность, вводится аналитическая функция [c.138]

Рассмотрим метод расчета обтекания установившимся несжимаемым потоком жидкости тонкого слабоизогнутого профиля под малым углом атаки (рис. 6.1.1). Получаемые в результате этого расчета аэродинамические характеристики профиля могут быть непосредственно использованы для случаев движения с небольшими дозвуковыми скоростями (Моо<0.3- -0,4), когда газ можно считать несжимаемой средой, а также применены как исходные данные при [c.227]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...