Скос потока

При растекании потока перед решеткой линии тока искривляются. Если в качестве распределительного устройства взята плоская (тонкостенная) решетка, у которой в отличие, например, от трубчатой решетки проходные отверстия не имеют направляюш,их стенок (поверхностей), то возникающее поперечное (радиальное) направление линий тока, т. е. скос потока, неизбежно сохранится и после протекания жидкости через отверстия. Это вызовет дальнейшее растекание, т. е. расширение струйки 1 и падение ее скорости за счет сужения струйки 2 и повышения ее скорости. Чем больше коэффициент сопротивления решетки, тем резче искривление линий тока при растекании жидкости по ее фронту, а следовательно, за решеткой значительнее расширение сечения и соответственно уменьшение скорости струйки 1 за счет струйки 2. Вследствие этого после определенного (критического или оптимального) значения коэффициента сопротивления опт плоской решетки, при котором поток за ней полностью-выравнивается, т. е. скорости в обеих струйках становятся одинаковыми, дальнейшее увеличение приводит к тому, что за решеткой скорость струйки 2 возрастает даже по сравнению со скоростью струйки /, возникает новая деформация поля скоростей в виде обращенной или перевернутой неравномерности (рис. 3.3). [c.80]

Измерение скоростей производили с помощью трубки Пито-Прандтля и спиртового микроманометра с большим наклоном (до 0,1). Во всех случаях, даже при значительном скосе потока (отклонении от оси рабочей ка.меры), измерялись вертикальные составляющие скоростей (параллельные оси камеры). [c.160]

Рис. 7.6. Скос потока в плоскости расширения диффузора для различных типов решеток

Лобовая сила. В 6.2 ч. 1 были получены выражения для проекций силы лобового сопротивления (6.88) с учетом изменения угла атаки (в статике). В динамике угол атаки получит дополнительное приращение из-за скоса потока (из-за ил ) [соотношение (8.41)1, поэтому [c.248]

Для этого определяется средняя по размаху крыла индуктивная скорость, вызываемая вихревыми усами и обычно называемая скоростью скоса потока Можно показать, что [c.99]

Соответственно для угла скоса потока Аа имеем следующую важную формулу теории крыла конечного размаха ) [c.99]

Для крыла бесконечного размаха (К = °°) угол скоса равен нулю (Аа = 0), т. е. истинный угол атаки равен кажущемуся (а). Чем меньше относительный размах крыла Я, тем больше угол скоса потока и, следовательно, меньше истинный угол атаки. [c.100]

В связи со скосом потока вектор подъемной силы крыла поворачивается на тот же угол Аа, так как его направление всегда перпендикулярно к истинному направлению потока (рис. 10.76). Проекция подъемной силы крыла конечного размаха ) на направление невозмущенного потока представляет собой силу так называемого индуктивного сопротивления-. [c.100]

На показания насадков полного и статического давлений может оказать значительное влияние угол скоса потока относительно оси насадка. Это влияние в значительной степени зависит от конструкции приемника давления. Комбинированный насадок Пито—Прандтля нечувствителен к углам скоса потока в диапазоне 10—15°. [c.197]

Косвенный метод измерения требует менее сложного оборудования и меньших затрат времени на измерения. Однако он менее точен, чем прямой метод, особенно при больших углах скоса потока, и требует предварительной тарировки. Прямой метод при тщательном изготовлении координатников и насадка дает возможность измерить угол атаки потока с погрешностью порядка 0,1-н0,2°, но требует значительных затрат времени на проведение самих измерений. Преимуществом прямого метода является также независимость измерений от чисел М и Ке. [c.198]

Эффективным методом решения гидродинамических задач обтекания крыльев конечного размаха является предложенный С. А. Чаплыгиным метод замены таких крыльев П-об-разной вихревой системой. Специфическая особенность обтекания крыльев конечного размаха — скос потока и наличие индуктивного сопротивления. [c.161]

Крыло прямоугольной формы в плане с размахом / = 8 м создает подъемную силу Ya = 4,9-10 Н при движении в атмосфере (плотность воздуха роо == = 1,225 кг/м ) со скоростью Уоо = ЮО м/с. Определите угол скоса потока за крылом. [c.162]

Измерения показывают, что угол скоса потока за крылом эллиптической формы в плане е = 2°. Определите подъемную силу этого крыла при условии, что его площадь в плане 5кр = Ю м , а размах / = 8 м. Скорость воздушного потока Voo = 100 м/с, а плотность ра, = 1,225 кг/м , [c.163]

Объясните, к чему приводит возникновение угла скоса потока за крылом конечного размаха. [c.163]

Как изменяется угол скоса потока при переходе к крылу конечного размаха с меньшим удлинением [c.163]

Определим угол скоса потока г, вызываемый такой вихревой системой в некоторой точке А (рис. 6.7), расположенной на расстоянии L от крыла [c.167]

Рис. 6.7. Схема для определения угла скоса потока за крылом (/) от П-образного вихря (2)

Равенство е = + 2е2 означает, что скос потока вызывается присоединенным [c.168]

Угол скоса потока для крыла конечного размаха произвольной формы Б плане [c.168]

У крыла эллиптической формы в плане скос потока постоянен вдоль размаха и подсчитывается по формуле (6.9), в которой т = 0. Таким образом, [c.168]

Скос потока, возникающий за крылом конечного размаха, вызывает уменьшение угла атаки на угол скоса е. В соответствии с этим истинное значение угла атаки [c.168]

Угол скоса потока за крылом определяется зависимостью (6.9) и в соответствии с ней возрастает при уменьшении удлинения Хкр = l/b v Физически это можно объяснить следующим образом. Скос потока обусловлен П-образной системой вихрей, индуцирующих в окружающей крыло среде некоторое поле скоростей, направленных вертикально, причем индукция вихрей быстро убывает с расстоянием (рис. 6.9). Рассмотрим средний скос потока вдоль некоторой линии а—а, лежащей за крылом в плоскости вихрей. [c.169]

Таким образом, суммарный средний угол скоса потока за крылом тем больше, чем меньше размах и больше хорда крыла, т. е. чем меньше вытянутость крыла вдоль размаха, характеризуемая удлинением Хкр = / ср- [c.169]

Этот угол, как видно из (6.15), возрастает с увеличением удлинения, приближаясь к значению установочного угла атаки а. Истинный угол атаки (см. рис. 6.8) измеряется относительно фактического направления потока около крыла, отличающегося от направления невозмущенного потока за счет возникновения скоса потока. Скос же потока, как следует из (6.9), уменьшается с увеличением удлинения крыла (см. задачу 6.16). [c.169]

В соответствии с (6.13) коэффициент индуктивного сопротивления уменьшается с уменьшением угла скоса потока. Такое влияние удлинения на индуктивное сопротивление можно объяснить следующим образом. С физической точки зрения возникновение индуктивного сопротивления обусловлено потерями части кинетической энергии движущегося крыла, затрачиваемой на образование вихрей, сходящих с его кромок. При этом чем больше удлинение, тем меньше суммарный средний угол скоса потока за крылом за счет меньшего индуцирующего влияния этих вихрей. Соответственно меньше доля кинетической энергии движущегося крыла, идущая на вихреобразование, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления. [c.169]

Уравнения (9.495) позволяют определить потенциальную функцию на крыле, если во всей области влияния источников известны скосы потока [c.257]

Из этой зависимости следует, что производную потенциала д(р]ду, равную вертикальной составляющей скорости (скос потока), также можно выразить некоторой гармонической функцией, т. е. для обтекаемой поверхности [c.361]

В формулу (9.471) для искомого потенциала скоростей p(Xi, у , Zy, t) входят производные дц>/ду (скосы потока) как функции времени t = t — Aij и = t — — A4, определяющие воздействие в момент t на рассматриваемую точку источников передним фронтом (за промежуток AiJ и задним фронтом (за промежуток Aij) [c.361]

Граничное условие для скосов потока соответствует требованию, при котором на базовой плоскости в каждой точке возмущенные скорости Г,, погашали составляющую, обусловленную влиянием угла атаки, а также угловых скоростей крыла Йх и йг- Это условие имеет вид [c.364]

Ф и Входящие в них скосы потока д lдv uY,=Q опреде- [c.373]

Рис. 9.37. Скос потока за треуголь-ным крылом

Продолжая, вычислим по той же формуле скосы потока в фиктивных ячейках 15—18, которые в силу симметрии обтекания такие, как и отыскиваемые в соответствующих ячейках на правой стороне. Очевидно, по той же причине найденные в ячейках 1—14 первого ряда слева скосы одинаковы с их соответствующими значениями в тех же ячейках справа. Рассчитываем [c.396]

Определим скос потока в соседней ячейке II вихревой области [c.401]

Указанное перетекание жидкости не происходит при наложении на плоскую решетку спрямляющего устройства в виде ячейковой решетки. Стенки ячеек не дают струйкам, вытекающим из отверстий плоской решетки, продолжить радиальное растекание, а направляют их параллельно осям ячеек. В результате степень выравнивания потока на конечном расстоянии за решеткой возрастает с увеличением р, и распределение ско-росте11 приближается к наблюдае.мому непосредственно на решетке Н = -- 0). Вместе с тем следует отметить, что рассматриваемое спрямляющее устройство в виде ячейковой решетки очень эффективно с точки зрения устранения за плоской решеткой радиального скоса потока, а следовательно, предотвращения перетекания жидкости из центральной области сечения к стенкам аппарата. Однако выравнивающее устройство в виде плоской решетки с наложенной на нее ячейковой решеткой при больших значениях / о Не может обеспечить полного выравнивания поля скоростей. [c.165]

Рис. 10.75. Схема сворачива- Рис. 10.76. Скос потока за крылом конеч-ния вихревой пелены за кры- ного размаха

Ввиду того что уг.ты скоса малы, подъемная спла при скосе потока почти не меняется [c.100]

Дальнейшим развитием рассмотреннего метода является метод трубки-выступа, предложенный и исследованный в [10]. Конструкция такого датчика поверхностного трения состоит из круглой цилиндрической трубки внешним диаметром В и внутренним д.. Открытый торец трубки устанавливается перпендикулярно к обтекаемой поверхности и выступает над ней на небольшое расстояние к, не превышающее 0,4—0,5 мм. Достоинством этого метода являются малые габариты датчика трения, независимость его показаний от скоса потока, работопособность в потоках с продольным градиентом давления. [c.206]

Вихревая система, эквивалентная крылу конечного размаха прямоугольной формы в плане, индуцирует в потоке дополнительные скорости и этим вызывает скос потока. По формуле Жуковского = РооУооГср/ определяем среднюю циркуляцию по размаху крыла Г р = [c.167]

Из решения задачи 9.72 известно, что для определения производных потенциальной функции в зоне влияния источников необходимо найти в этой зоне скосы потока дР1ду]. Рассмотрите метод расчета этих скосов на крыле в возмущенной области, ограниченной передней, боковой кромками и линиями Маха с вершинами в соответствующих точках крыла, а также на вихревой пелене. [c.258]

Искомый потенциал скоростей и скосы потока должны также удовлетвор.чть условию на вихревой пелене, соответствующему требованию, чтобы на верхней и нижней сторонах пелены отсутствовал перепад давлений [c.364]

Таким образом, > a (tgxs = 0,843 а = 0,663). Следовательно, и задняя кромка дозвуковая. В соответствии с этим вихревая пелена, образующаяся за крылом, оказывает влияние на обтекание части поверхности, ограниченной линией Маха и задней кромкой. Рассмотрим точку A x , z ) на крыле. Зона влияния источников на эту точку заключена в пределах обратного характеристического конуса (рис. 9.22,(з). Поэтому необходимо знать скосы потока в этой зоне и соответствующие граничные условия. На участке 1 между передней кромкой и линией Маха выполняется условие (9.509). В области И на крыле граничное условие имеет вид (9.497). [c.366]

Согласно приведенным зависимостям, скос потока в точке P irh, sh) определяется суммированием значений скосов в ячейках, расположенных в полосе i = onst (слева от оси см. рис. 9.33) или в полосе т = onst (справа от оси ). Расчет производят последовательно, начиная с ячейки в вершине крыла, где скос известен 1см. (9.574), (9.575)1. [c.387]

Здесь принято во внимание, что на участке площади крыла (рис. 9.36) 01 + 01 = = ОЕАВ скосы потока известны, а в областях = ОРЕ и Од = ОСВ, расположенных за пределами поверхности, эти скосы надо определить дополнительно. Находим интеграл [c.393]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...