Профиль крыловой

Крыло (см. также Профиль крыловой) [c.732]

Протекание сквозь канал осесимметричное безвихревое 289 Противодавление 115 Профиль крыловой 178 [c.734]

Существенным моментом решения обратных краевых задач аэрогидродинамики является построение замкнутого контура профиля крылового профиля. Для этого надо, чтобы функция г(0 была однозначной, т.е. чтобы в бесконечно удаленной [c.203]

Экспериментально установлено, что для широкого диапазона крыловых профилей удлиненной формы и для достаточно широкого диапазона их углов атаки имеет место плавное обтекание со сходом струй с задней кромки (рис. 16.11), [c.268]

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]

На крыловой профиль со стороны жидкости действуют силы давления, которые согласно интегралу Бернулли — Эйлера определяются по формуле [c.269]

Эта формула позволяет подсчитать главный момент сил, действующих на крыловой профиль, если известен комплексный потенциал, определяющий обтекание контура, и называется второй формулой Чаплыгина — Блазиуса. [c.270]

Противоречащий наблюдениям результат об отсутствии воздействия потока на движущееся s нем тело объясняется тем, что благодаря силам вязкости (которые в рассматриваемых схемах течения отсутствовали) будет срыв потока с поверхности н образование за телом вихрей (рис. 16.14), а ие плавное обтекание, как это изображено на рис. 16.13. Присоединенный вихрь, определяемый постулатом Жуковского — Чаплыгина, представляет своеобразный учет вязкости при изучении движения крылового профиля в идеальной жидкости. [c.273]

При плавном стекании л идкости с задней кромки крылового профиля, как это показано на рис. 327, циркуляция Г определяется формулой [c.249]

Из условия перпендикулярности главного вектора сил давления к вектору скорости набегающего потока следует, что в случае плоского потока идеальной жидкости составляющая главного вектора по направлению вектора скорости набегающего потока — сила сопротивления движению крылового профиля— независимо от его формы равна нулю. Это утверждение представляет собой частный случай более общего парадокса Даламбера. [c.249]

В части 2 рассмотрены гиперзвуковые течения,, элементы магнитной гидродинамики, течения разреженных газов, а также теории крыла и решеток крыловых профилей. В пятое издание (4-е изд.— 1976 г.) включены материалы по численным методам, сверхзвуковой газовой динамике, новые сведения о струях и спутном потоке. [c.2]

Основные геометрические параметры крылового профиля и решетки профилей [c.5]

Для обычного дозвукового крылового профиля характерны округленная передняя часть (носок) и заостренная задняя кромка (рис. 10.1). Сверхзвуковой профиль, в отличие от дозвукового, имеет острую (клиновидную) переднюю кромку. В ряде [c.5]

Прямолинейной решеткой профилей называют совокупность бесконечного числа одинаково расположенных идентичных крыловых профилей, находящихся друг от друга на одном и том же расстоянии. Линия, соединяющая соответственные точки профилей в решетке, называется фронтом решетки, а нормаль к ней — осью решетки (рис. 10.3). [c.6]

Рассмотрим обтекание прямолинейной бесконечной решетки крыловых профилей установившимся потоком газа. Будем предполагать, что профили, образующие решетку, имеют бесконечный размах, и течение является плоскопараллельным. [c.8]

В обычных крыловых профилях величина (//2) пренебрежимо мала, и поэтому для них принимают [c.26]

Эти соображения подтверждаются многочисленными экспериментами с диффузорами, конфузорами и крыловыми профилями. [c.28]

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]

Рис. 10.26. К определению составляющих равнодействующей сил давления приложенных к крыловому профилю в — верхняя поверхность крылового профиля ( спинка ), н — нижняя поверхность крылового профиля ( корытце ), с — средняя линия крылового профиля ( дужка )

Вогнутость крылового профиля относительная 6 [c.298]

Густота решетки крыловых профилей 7 [c.298]

Распределение давления по крыловому профилю 35 [c.300]

Решетка крыловых профилей 13—16 [c.300]

Средняя линия крылового профиля 5 Стокса формула 145 Струхаля число 206 [c.300]

Фронт решетки крыловых профилей 6 [c.301]

ЧаплыХ" - Жуковского ружности на крыловой профиль цирку- [c.267]

В связи с появлением учебников по теории лопаточных машин, включающих сведения о расчете решеток крыловых профилей, соответствующая глава предлагаемой книги (гл. X) сокращена. Главы I—III, V, IX, XI—XIII перенесены из четвертого издания. Поправки к главе VI внес автор этой главы Н. М. Белянин. Главы VIII, X, взятые из предыдущего издания, исправлены мною. [c.8]

Аналогичная картина взаимодействия имеет место при наличии во внешнем потоке косого окачка уплотнения, при возникновении скачка уплотнения в местной сверхзвуковой зоне на крыловом профиле, при нерасчетном истечении из сопла. [c.344]

Рис. 1U.14. Распределение давления по крыловому профилю при разных числах Маха набегающего потоком и постоянном угле атаки сплошная линия-эксперимент (Ami k I. L., NA A Т № 2174), штриховая линия — расчет по теории Прандтля — Глауэрта

Рис. 10.17. К возможности увеличе- Рис. 10.18. Влияние числа М1 на НИН критического числа Маха дозву- величину Су/ёа, для крыловых кового профи.ля профилей с различной относи-

На рис. 10.19, а изображены зависимости распределения значений числа Маха по верхней (спинка) и нижней (поверхностям) крылового профиля в решетке для двух газов (аргона — к = 1,67 и фреона — к= 1,14) при кМ. = onst = 0,6. На рис. 10.19, б — г [c.40]

Оетроградского — Гаусса теорема 181 Ось решетки крыловых профилей 6 [c.299]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...