Вихри углом атаки

Ввиду того что коэффициент подъемной силы пропорционален истинному углу атаки, выражение для коэффициента индуктивного сопротивления в дозвуковом потоке сжимаемого газа остается таким же, как в несжимаемой жидкости (при дозвуковой скорости вихри, сбегающие с концов крыла, по-прежнему оказывают влияние на поток вдоль всего размаха крыла). [c.100]

Влияние вихрей на корпусе. Отрыв пограничного слоя, возникающий на верхней (подветренной) стороне корпуса, принадлежащего крестообразной конфигурации летательного аппарата, движущегося под малыми углами атаки и скольжения, оказывается незначительным, поэтому он практически не влияет на момент крена, величина которого может быть принята равной нулю. [c.176]

Момент крена оперения, расположенного за крылом. Изменение такого момента происходит под влиянием вихрей, сбегающих с крыльев летательного аппарата, движущегося под углами атаки и скольжения (рис. 2.5.12). [c.206]

Увеличение угла атаки (рис. 6.1.4,а) приводит к тому, что оторвавшийся на подветренной стороне поток 1 не попадает на поверхность тела. В непосредственной близости от места перехода носовой части в цилиндрическую поток разгоняется до сверхзвуковой скорости, возникает волна разряжения 2, формируется пограничный слой 3. Ниже по потоку образуется скачок уплотнения 4, за которым происходит отрыв и появляются два вихря 5 с противоположным направлением вращения (как и при обтекании длинных тел вращения под углами атаки [45]). Если удлинить иглу (рис. 6.1.4,6), то отрыв с образованием вихрей 5 будет происходить уже на подветренной [c.387]

В момент резкого изменения угла атаки с лопасти сбегает вихрь. Этот вихрь индуцирует циркуляцию вокруг профиля, которая согласно теореме Жуковского порождает на нем импульс силы. Последний возбуждает вибрацию лопасти и звуковой импульс в рабочей среде. [c.169]

Вычисляется угол атаки РК и соответствующее изменение. Расчет угла атаки РК РОС с учетом влияния относительного вихря производится по формулам [c.208]

Рис. 9.16. Зависимость профильных потерь от угла атаки Рис. 9.17. Схема образования парного вихря в решетке

Равномерность поля скоростей, а также уровень и спектр пульсаций в выходном сечении воздухозаборника зависят, помимо состояния пограничного слоя, от суммарного угла поворота потока и длины внутреннего канала. Если внутренний канал достаточно длинный (его длина превышает 6—8 калибров от Z)bx/2 или Кл), то поток на выходе имеет приемлемые показатели равномерности и стационарности, хотя это выравнивание потока достигается за счет некоторого снижения полного давления. Если же воздухозаборник имеет более короткий внутренний канал, то может потребоваться установка специальной спрямляющей решетки для достижения требуемой равномерности и стационарности потока. Для этой же цели у поверхности центрального тела в дозвуковой части воздухозаборника, расположенной за горлом, иногда устанавливают специальные турбулизаторы (см. рис. 9.12). Турбулизаторы (генераторы вихрей) выполняют в виде коротких лопаток малого удлинения (козырьков), имеющих высоту, несколько большую толщины пограничного слоя (в 1,2—1,5 раза). При обтекании этих лопаток, устанавливаемых под большими углами атаки к потоку, возникают вихри, которые способствуют перемешиванию пограничного слоя с основным потоком. В результате этого предотвращается образование и развитие зон отрыва пограничного слоя от стенок и происходит выравнивание поля скоростей и уменьшение пульсаций потока в канале малой длины. [c.273]

В теории элемента лопасти вычисляют силы, которые действуют на лопасть при ее движении в воздухе, а по ним рассчитывают силы и аэродинамические характеристики всего несущего винта. Теория элемента лопасти — это, по существу, теория несущей линии, примененная к вращающемуся крылу. Предполагается, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа и остальной части винта полностью учтено в индуктивном угле атаки сечения. Следовательно, для решения задачи нужно рассчитать индуцируемые следом скорости на диске винта. Это можно сделать с помощью импульсной теории, вихревой теории или численными методами, учитывая неравномерность поля скоростей протекания. Теория несущей линии основана на предположении, что крыло имеет большое удлинение. Удлинение к лопасти несущего винта связано с коэффициентом заполнения и числом лопастей соотношением % = R/ = N/п)а. Для вертолетных несущих винтов с их малой нагрузкой на диск предположение о большом удлинении обычно справедливо. Однако даже при большом геометрическом удлинении могут существовать области, в которых велики градиенты нагрузки или индуктивной скорости, вследствие чего эффективное аэродинамическое удлинение может оказаться малым. Для несущего винта примерами таких областей с большими градиентами являются концевая часть лопасти и то место на ней, вблизи которого проходит вихрь, сбегающий с предшествующей лопасти. [c.59]

Рис. 2.15. Распределения угла атаки (о), нагрузки (б), мощности (в) и положения вихря (г) по сечениям лопасти несущего винта на режиме висения [G.66].

В классической теории несущей линии рассматривается плоское неподвижное крыло большого удлинения в установившемся потоке. Применяется линеаризация, состоящая в том, что крыло и пелена описываются плоскими слоями вихрей. Допущение большого удлинения позволяет разделить задачу на две. Первая (внутренняя) задача касается аэродинамики сечения крыла. Обтекание принимается локально двумерным, а влияние остальных частей крыла и пелены описывается постоянной по сечению индуктивной скоростью, вызывающей изменение его угла атаки. Для определения аэродинамических нагрузок сечения (подъемной силы, сопротивления и момента) используются либо теория профиля, либо экспериментальные данные. Вторая (внешняя) задача состоит в определении индуктивных скоростей. Крыло изображается присоединенным вихрем, с которого [c.429]

В работе [Р.68] рассмотрен метод расчета неоднородного поля индуктивных скоростей, в котором пелена моделировалась недеформируемой сеткой вихревых отрезков. На начальной стадии расчета маховое движение полагалось известным из эксперимента и вычислялись лишь аэродинамические нагрузки. Единственной неизвестной была циркуляция присоединенного вихря лопасти, которая определялась в конечном числе точек диска винта на различных азимутах и радиусах. С помощью теории тонкого профиля эта циркуляция выражалась через углы атаки, определяемые индуктивными скоростями и движением лопасти. Индуктивная скорость вычислялась по формуле Био — Савара и зависела от интенсивности элементов вихревого следа, определяемой в свою очередь циркуляцией присоединенного вихря лопасти. Таким образом, задача сводилась к решению системы линейных алгебраических уравнений для циркуляции присоединенного вихря в ряде точек диска винта. Поскольку таких точек требуется от 100 до 200, число уравнений в этой системе оказывается весьма значительным. [c.666]

Правые части которых зависят от режима полета и движения лопасти. Влияние срыва при таком анализе учитывается путем ограничения величины циркуляции ее значениями при срывном угле атаки. Прогибы лопасти в плоскости взмаха представлялись в виде линейных комбинаций форм собственных колебаний, так что возбуждение колебаний по одной степени свободы определялось соответствующим интегралом от нагрузки по радиусу. При этом гармоники нагрузок определяли гармоники махового движения. Для совместного вычисления циркуляции и махового движения использовался метод последовательных приближений, а именно при решении уравнений для циркуляции движение лопастей определялось по приближенным формулам. (Заметим, что коэффициенты при Г/ приходится определять только один раз, так как для заданной формы пелены вихрей они не зависят от махового движения.) Зат-ем с использованием полученных значений Г/ вычислялись индуктивные скорости, после чего определялись коэффициенты Глауэрта уп разложения ул(л ), по которым находились подъемная сила и момент сечения. После этого по рассчитанным таким образом аэродинамическим силам строилось маховое движение лопасти и описанная выше процедура вновь повторялась до достижения сходимости. [c.668]

В работе [D.16] развит метод расчета переменного поля индуктивных скоростей одиночного винта и двух винтов вертолета продольной схемы. Модель пелены представлена в виде большого количества продольных вихрей конечной интенсивности, каждый из которых образован ломаной из прямолинейных отрезков. Поперечные вихри игнорируются. Пелена вихрей считается не-деформируемой. Расчеты этим методом [D.17] обнаружили существенное влияние неоднородности поля индуктивных скоростей на аэродинамические характеристики винта, связанное со значительным изменением углов атаки сечений лопасти. [c.668]

Экспериментальные и теоретические исследования последних лет раскрывают общую картину развития динамического срыва, хотя еще нельзя сказать, что протекание срыва в нестационарных условиях полностью изучено. Рассмотрим профиль, угол атаки которого периодически изменяется с большой амплитудой от значения, намного меньшего критического угла атаки в стационарных условиях, до значения, превосходящего угол атаки начала динамического срыва. Такой диапазон типичен для первой гармоники изменения угла атаки при полете вперед, причем среднее его значение соответствует большому значению параметра нагружения Ст/а, При увеличении угла атаки срыв затягивается вследствие нестационарности, так что линейный закон изменения подъемной силы и небольшие моменты на профиле сохраняются при значениях угла атаки, превышающих критический угол атаки в стационарных условиях. После того как угол атаки профиля превысит угол атаки начала динамического срыва (который в свою очередь зависит от скорости а изменения угла атаки), подсасывающая сила на передней кромке профиля пропадает, а с поверхности вблизи передней кромки начинает отходить пелена интенсивных поперечных вихрей. Эти вихри движутся над верхней поверхностью профиля по направлению к задней кромке со скоростью, значительно меньшей, чем скорость набегающего потока. Вызванное вихрями возмущение поля давления приводит к смещению назад области разрежения. В возникшем переходном процессе [c.799]

В работе [Н.26] описано экспериментальное исследование динамического срыва. Были измерены нагрузки на плоском профиле в процессе его движения при линейном возрастании угла атаки с течением времени. Для углов атаки, значительно превышающих ass, получены весьма большие значения коэффициентов подъемной силы и, момента при возникшем переходном процессе. В условиях динамического срыва разрежение на передней кромке исчезало одновременно с перемещением области разрежения назад по верхней поверхности профиля. Характер таких возмущений давления указывает на то, что при динамическом срыве с передней кромки профиля сходит слой поперечных вихрей. Возникновение в переходном процессе весьма большой подъемной силы является результатом возмущения давления, вызванного вихрями, и затягивания срыва. Большой пикирующий момент, возникающий в переходном процессе, вызван разрежением, перемещающимся назад по верхней поверхности профиля. При малых скоростях увеличения угла атаки созданная вихрями нагрузка невелика, так что нестационар-ность проявляется в возрастании максимальной подъемной силы вследствие затягивания срыва. Как видно на рис. 16.6, измеренные значения максимальных коэффициентов подъемной силы [c.810]

Обратимся к решению (3.59) при Ь = 0. Среди прочих течений вязкой или идеальной жидкости оно позволяет воспроизвести один из типов разрушения вихря. Это явление описано Верле [18] и послужило предметом многочисленных исследований. Обзоры работ по изучению этого вихревого образования можно найти в [19-24]. Там же и в альбоме Ван Дайка [25] представлены фотографии явления при обтекании под углом атаки треугольного крыла с острой передней кромкой, а также в трубах с закрученным вокруг оси потоком. На фотографиях течений в статьях Лейбовича [21] и Эскудиера [23] видна структура вихревых образований. Вихревая система утолщения ( пузыря ) включает либо один сомкнувшийся на оси кольцевой вихрь [23], либо два, один из которых вложен в другой [21, 23]. В работах [19-23] проведена аналогия между вихревым образованием и отрывом потока вязкой жидкости от [c.212]

В аэродинамике профиля крыла, обтекаемого установившимся несжимаемым потоком, важной задачей является расчет аэродинамических коэффициентов тонких слабо изогнутых профи-.аей, расположенных под малым углом атаки. Течение около таких профилей маловозмущенное, поэтому обтекание профиля можно рассчитать, заменив его системой вихрей, непрерывно распределенных вдоль средней линии профиля. Метод, основанный на замене профиля системой вихрей, предполагает, что поперечные размеры профиля малы по сравнению с длиной хорды профиля, т. е. фактически рассматривается обтекание не собственно профиля, а его средней линии. [c.161]

Влияние угла атаки и скачков уплотнения на эффективность оперения. При небольших углах атаки возрастание их значений может привести к снижению неблагоприятного воздействия интерференции. Это объясняется тем, что вихрь продолжает двигаться по направлению потока, а оперение с ростом а опускается, что приводит к увеличению координат 2 , и, как следствие, к уменьшению гоп1- Если бы положение вихря по отношению к опере- [c.200]

Кроме интерференции, связанной с образованием вихрей, при больших сверхзвуковых скоростях имеет место дополнительный интерференционный эффект, вызванный взаимодействием с возникаюгцими скачками уплотнения (рис. 2.5.8). Как видно из рисунка, при некотором угле атаки щ горизонтальное оперение расположено в зоне между хвостовым скачком и веером расширения. Вследствие этого оно оказывается для потока, прошедшего через веер расширения, под нулевым углом атаки и не будет создавать подъемной силы. Практически эффективность оперения близка к нулю (т1оп = 0)-При большем угле атаки (а2> аО угол скачка возрастает и его плоскость может оказаться перед оперением. Так как линия тока за скачком почти совпадает с направлением набегающего потока, то оперение в значительной ме- [c.201]

Рассмотрим физическую картину интерференции на примере летательного аппарата с плюсобразным расположением рулей и несущих поверхностей в виде оперения (рис. 3.2.1). Для простоты примем, что движение происходит без скольжения под некоторым малым углом атаки. В этом случае задача связана с исследованием воздействия на обтекание в основном вертикальных рулевых консолей. С этих консолей, повернутых на некоторый угол б ф, сбегают вихри, располагающиеся несимметрично относительно продольной оси и создающие поэтому неодинаковый скос потока у несущих поверхностей. Это обусловливает различные нормальные и поперечные силы соот- [c.255]

С горизонтальных поворотных консолей также с(5егают вихри, однако они расположены симметрично относительно плоскости углов атаки и поэтому [c.256]

Рассмотрим пластинку АС (рис. 11.13), расположенную в потоке несжимаемой невязкой жидкости под некоторым углом атаки а к направлению скорости потока Ус,. Предположим, что течение характеризуется числом кавитации х, каверна заканчивается двумя односпиральными вихрями в точках и D, за которыми образуется тонкий вихревой след, монотонно сужающ,ийся к бесконечности. Обозначим V, —скорость на границе каверны, да = ф + ii] . — комплексный потенциал скорости течения, точка В — точка разветвления потока на пластинке. [c.83]

Величина коэффициента потерь от угла атаки зависит от многих факторов. Если рабсматривать единичный профиль по отдельной линии тока, то, как уже указывалось, на коэффициент потерь от угла атаки будет влиять форма всего профиля, в частности форма входного и выходного участков и их обработка. При обтекании же поверхности лопасти образуются дополнительные вихри вследствие того, что угол атаки не будет постоянным по ширине входной кромки [c.58]

Жесткое крепление лопастей на ступице и ободе в радиально-осевых турбинах приводит к тому, что гладкое обтекание в них возможно только на одном, так называемом расчетном режиме, обычно соответствующем 80% от полной мощности при расчетном напоре. При нерасчетных режимах (Л гур / и Я,ур //) поток набегает на входные кромки лопастей с определенным углом атаки, в результате чего образуются вихри, обычно сходящиеся на выходе из рабочего колеса в общий вихревой жгут спиральной формы, вращающийся с определенной частотой и вызывающий внезапные изменения и пульсапию давления в потоке. В турбине при этом возникают вибрация и удары, которые могут сделать недопустимой эксплуатацию. Эти так называемые нестационарные явления усиливаются при все более отличающихся от расчетного режимах. Необходимым условием эксплуатации является требование, чтобы при любой мощности и при напорах от 0,6Я до Н неспокойные режимы были допустимыми. Обычно они наиболее выражены при мощностях (0,2-т 0,6) N и более [c.29]

При увеличении расхода воздуха (отрицательные углы атаки профиля) срыв потока происходит с вогнутой. стороны лопатки. Образующиеся при этом вихри прижимаются основным потоком к профилю и имеют устойчивый характер (рис. 6.2). Наступает турбинный режим. Приведенное объяснение физической сущности явлений, приводящих к ломпажу, находится в соответствии с формой характеристики (рис. 6.3) левой ее ветви соответствует помпаж, крайней части правой ветви — турбинный режим и режим запирания. [c.152]

Возникновение вращающегося срыва можно объяснить следующим образом. Пусть в группе лопаток возник местный срыв потока. Так как при этом наступает частичное или полное перекрытие межлопаточных каналов вихрями, то это приводит к растеканию потока перед рещеткой (рис. 6.6). В результате углы атаки лопаток, расположенных правее срыва, будут уменьшаться, что улучщит их обтекание и предотвращает появление у них срывов потока. Наоборот, углы атаки лопаток, расположенных левее срыва, будут возрастать это ухудщит их обтекание и приведет к срыву потока. Область срыва начнет перемещаться справа налево, в сторону противоположную вращению ротора. [c.154]

Дженни, Олсон и Лендгриб [J.10] сравнили несколько методов расчета аэродинамических характеристик на режиме висения а) простые формулы с равномерной скоростью протекания и постоянным коэффициентом сопротивления, б) элементно-импульсную теорию, в) вихревую теорию Голдстейна — Локка, г) численное решение с неравномерной скоростью протекания без учета и с учетом поджатия следа (в последнем случае структура следа была заранее задана по экспериментальным данным). Обнаружилось, что классические методы и численное решение без учета поджатия следа завышают величину потребной мощности на висении, причем ошибка возрастает с увеличением нагрузки лопасти Сг/а (а также с увеличением концевого числа Маха и коэффициента заполнения и уменьшением крутки). Ошибки были объяснены тем, что не учтено под-жатие спутной струи или, другими словами, не принята во внимание действительная форма концевых вихрей. На нагрузку лопасти сильное влияние оказывает концевой вихрь, сходящий с предыдущей лопасти, т. е. нагрузка в значительной степени зависит от положения этого вихря по радиусу и вертикали относительно лопасти. Влияние вихря заключается в увеличении углов атаки внешних (для вихря) сечений лопасти и уменьшении углов атаки внутренных сечений. При умеренных (0,06 Ст/о 0,08) и больших нагрузках лопасти вихрь может вызвать срыв в концевой части, а значит, ограничить достижимую нагрузку концевой части и увеличить ее сопротивление, снизив тем самым эффективность несущего винта. Так как в концевой части лопасти нагрузка максимальна, аэродинамические характеристики винта в сильной степени зависят от характера обтекания концевых частей, а следовательно, от небольших изменений положения вихря (а также изменений профиля и формы лопасти в плане). Эффекты сжимаемости тоже играют важную роль, так как число Маха на конце лопасти максимально. Если бы сжимаемость воздуха и срыв не сказывались, влияние концевых вихрей на распределение нагрузки было бы еще сильнее, но эти факторы действуют взаимно исключающим образом. Если поджатием следа пренебречь, то все сечения лопасти становятся внутренними для вихря и он нигде не увеличивает углов атаки. При использовании схемы распределенной по следу завихренности или даже более простых схем влияние концевых вихрей вообще нельзя оценить. Таким образом, уточнение формы следа является решающим моментом в усовершенствовании методов расчета амодинами-ческих характеристик винта на режиме висения. Положение концевого вихря по радиусу и вертикали относительно следующей лопасти, к которой он подходит очень близко, имеет [c.99]

Займемся дальнейшим развитием, нестационарной теории профиля с тем, чтобы приспособить ее к анализу обтекания вращающейся лопасти. Хотя основы теории уже излагались в предыдущих разделах, приложение ее к лопасти несущего винта требует учета целого ряда дополнительных факторов. Применение схемы несущей линии разделяет задачу расчета нестационарных аэродинамических нагрузок при пространственном обтекании на две части внутреннюю, в которой исследуются аэродинамические характеристики профиля, и внешнюю, состоящую из расчета индуктивных скоростей, создаваемых в сечении лопасти вихревым следом винта. Что касается внутренней задачи, то при стационарном обтекании плоского профиля аэродинамические нагрузки могут быть получены из эксперимента и представлены в виде табулированных зависимостей их от угла атаки и числа Маха. При нестационарном досрывном обтекании применимы результаты теории тонкого профиля. Решение внешней задачи затруднено тем, что система вихрей винта имеет весьма сложную конфигурацию. За каждой из вращающихся лопастей тянутся взаимодействующие винтовые вихревые поверхности, деформирующиеся в поле создаваемых ими индуктивных скоростей с возникновением областей сильной завихренности в виде концевых вихревых жгутов. Аналитическое определение индуктивной скорости на лопасти без весьма существенных упрощений модели вихревого следа (например, представления винта активным диском) оказывается невозможным. На практике неоднородное поле индуктивных скоростей определяют численными методами, подробно обсуждаемыми в гл. 13. Ввиду сказанного ниже не предполагается отыскивать зависимость между индуктивной скоростью и нагрузкой путем введения функции уменьшения подъемной силы. Напротив, сами индуктивные скорости являются фактором, учитываемым явно в нестационарной теории профиля. Для построения схемы несущей линии желательно, чтобы вычисление индуктивных скоростей производилось лишь в одной точке по хорде. Проведенное выше исследование обтекания профиля на основе схемы несущей линии указывает способ, который позволяет аппроксимировать нестационарные нагрузки с достаточно полным отображением влияния пелены вихрей. Применительно к лопасти достаточно рассмотреть лишь часть пелены, расположенную вблизи ее задней кромки. При построении нестационарной теории обтекания вращающейся лопасти надлежит учесть влияние обратного обтекания и радиального течения. Теоретические нагрузки должны быть скорректированы таким образом, чтобы они отражали влияние [c.480]

Смотреть страницы где упоминается термин Вихри углом атаки : [c.351] [c.352] [c.385] [c.386] [c.619] [c.177] [c.194] [c.201] [c.201] [c.139] [c.14] [c.45] [c.412] [c.100] [c.447] [c.662] [c.670] [c.686] [c.800] [c.809] [c.811] [c.811]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...