Отрыв атаки

При обтекании хорошо обтекаемого крыла, наклоненного под малым углом к направлению потока а на рис. 36, так называемый угол атаки), развивается большая подъемная сила Fy, при этом сопротивление Fx остается малым, и в результате отношение Fy/Fx может достичь больших значений (порядка 10—100). Так продолжается, однако, лишь до тех пор, пока угол атаки не сделается слишком большим (обычно 10°). После этого сопротивление начинает очень- быстро возрастать, а подъемная сила падать. Это явление обусловливается тем, что при больших углах атаки тело перестает удовлетворять условиям хорошей обтекаемости место отрыва сильно смещается по поверх-пости тела по направлению к его переднему краю, в результате чего след делается значительно более широким. Надо иметь в виду, что в предельном случае тела очень малой толщины, т. е. плоской пластинки, хорошее обтекание имеет место только при очень малом угле атаки отрыв происходит на переднем крае пластинки уже при малых углах ее наклона к направлению потока. [c.259]

Для взлета самолет должен разбежаться по земле и набрать скорость, при которой подъемная сила Ry может стать больше С. Чтобы ускорить наступление этого момента, самолету перед взлетом придают такое положение, при котором угол атаки близок к критическому отрыв от земли происходит при скорости, лишь немного превышающей минимальную. Поэтому обычно после отрыва от земли самолет некоторое время летит почти горизонтально и набирает скорость, прежде чем перейти к набору высоты. [c.570]

Во-первых, если угол атаки i > iap для заданного числа Mi набегающего потока, когда при обтекании верхней стороны пластинки происходит отрыв потока. Этот случай имеет малое практическое значение, так как при Mi 10 предельный угол атаки ор > 25 . [c.45]

В случае полета с достаточно большими углами атаки происходит отрыв с корпуса пограничного слоя, создающего в зоне крыла (оперения) неравномерный скос потока, обусловленный креном или скольжением летательного аппарата. Это приводит к созданию соответствующего дополнительного момента крена, определяемого экспериментальным путем. [c.617]

При углах атаки, больших критического (a p), отрыв потока распространяется по большей части поверхности крыла и коэффициент подъемной силы уменьшается. Следует отметить, что при увеличении угла атаки (в области закритических его значений) коэффициент подъемной силы изменяется по одной кривой, а при уменьшении — по другой (см. участки кривых а и ft на рис. 12.4), т. е. имеется гистерезис кривой ,ja = /( ) [c.678]

На рис. 1.8.8,3 показана готическая форма оперения (крыла). При одинаковых с треугольным оперением углах атаки оно имеет повышенные коэффициенты подъемной силы. Обтекание такого оперения носит более благоприятный характер, так как отрыв потока начинается позднее. К недостаткам оперения можно отнести более переднее расположение центра давления (или фокуса), что вызвано повышенными аэродинамическими нагрузками на переднюю часть. Более заднее расположение фокуса характерно для серповидного оперения (рис. 1.8.8,и). Особенностью этого оперения является также относительно слабое смещение фокуса в трансзвуковой области полета. [c.68]

Изложенная классическая концепция отрыва потока, связанная со свойствами пограничного слоя, достаточно достоверно описывает процессы, происходящие в случае двухмерных плоских или осесимметричных течений. Исследования показали, что эта концепция не всегда может правильно объяснить возникающий отрыв на трехмерных телах, например на крыльях конечного размаха или телах вращения, расположенных под углом атаки. [c.102]

Носовой щиток (рис. 1.12.9). В отличие от закрылка носовой щиток помещается на передней кромке крыла. Поворот такого щитка в сторону, обратную отклонению крыла на большие углы атаки, позволяет в условиях полета с дозвуковыми скоростями предотвратить отрыв потока с [c.108]

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]

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]

Рудольф Бирман, один из наиболее продуктивных изобретателей и исследователей радиальных турбин, предложил метод профилирования межлопаточных каналов РК, отличающийся отсутствием диффузорного эффекта, присущего многим конструкциям РК Для обеспечения конфузорности каналов — значительного ускорения газа в относительном движении, необходимо интенсивно уменьшать проходное сечение канала по ходу газа. Это достигается устройством рабочих лопаток в виде полнотелых профилей оболочковой конструкции, что предотвратит отрыв потока от ведущей стороны лопатки, значительно уменьшит чувствительность ступени к углам атаки при входе в решетку РК, улучшит экономичность ступени в широком диапазоне uJ . Уменьшатся потери па трение, возрастет число Re. Одновременно конструкция обладает улучшенными показателями прочности и вибрационной устойчивости. [c.64]

Дело в том, что при уменьшении относительного объемного расхода в последней ступени снижается перепад энтальпии. При этом ступень работает в условиях, когда характеристическое число и/Со велико по сравнению с его величиной, обеспечивающей на номинальном режиме безударный вход потока в РК или малые углы атаки. При высоких же /Со появляются большие отрицательные углы атаки, особенно опасные в корневом сечении в случае применения активного типа профиля РЛ. К этому еще добавляется очень неблагоприятное влияние сильного раскрытия меридионального профиля у периферии ступени. Все это приводит к отрыву потока в корневом сечении. Как показали опыты, отрыв потока в ряде случаев начинается уже при объемном расходе, отнесенном к его расчетной величине, Gv — 0,6. На холостом ходу срыв может охватывать область от корневого сечения до 3/4 по высоте проточной части (см. гл. ХП). Сильные отрывы потока в последних РК были обнаружены в ступенях очень большой веерности (d < <3). При срыве поток устремляется к периферии РК и здесь вызывает запирание НА. Это сопряжено с затратой энергии от компрессорного эффекта и вентиляционных потерь и с опасными для лопаток нестационарными явлениями. [c.47]

Если при отклонении от расчетного режима угол атаки приближается к значению, при котором обтекание решетки должно стать отрывным, то отрыв потока наблюдается одновременно не на всех лопастях решетки, а лишь на определенной группе лопастей (или нескольких группах). Остальные лопасти обтекаются пока без отрыва. Зоны отрыва не остаются неподвижными, а движутся по рабочему колесу, образуя под колесом враш ающийся вихревой шнур. [c.11]

Очевидно, что при отклонении от оптимального режима в область больших положительных углов атаки вращающийся отрыв также возможен, только в этом случае область отрыва будет двигаться в сторону вращения рабочего колеса и соответствующая частота переменного усилия будет превышать частоту вращения ротора. [c.12]

На самолетах с трехколесным шасси на носовую стойку (переднюю ногу) приходится примерно 20% нагрузки от веса самолета, поэтому на скорости Vn. н. к < 1 отр (где Кп. н. к — скорость подъема носового колеса) отклонением руля высоты носовое колесо можно оторвать от земли и установить самолет на угол атаки отр > ст (где ст — стояночный угол атаки). С этого момента самолет обладает аэродинамической продольной управляемостью. [c.23]

Прежде всего, опыт показывает, что срыв потока возникает не на всех лопатках одновременно, а только на части. Это, в свою очередь, объясняется двумя причинами производственными отклонениями в геометрии профилей лопаток (так как лопатки выполняют с некоторым допуском) и ростом асимметрии потока. Как уже было ска зано во второй главе, поток не является строго осесимметричным даже на расчетном режиме работы компрессора. На глубоких нерасчетных режимах, каковыми являются срывные режимы, симметрия потока еще более нарушается. Около первоначально образовавшейся срывной зоны происходит растекание потока. Это объясняется тем, что при возникновении срыва на какой-либо группе лопаток уменьшается сечение канала, образованного двумя соседними лопатками, происходит дросселирование воздуха, поэтому набегающий поток растекается в обе стороны от срывной зоны (рис. 7.19). Направление относительной скорости по обе стороны от зоны срыва изменяется так, что углы атаки на лопатках, расположенных в направлении относительной составляющей скорости (рис. 7.19 — слева), увеличиваются, и на них происходит отрыв потока. На лопатках, расположенных по другую сторону от середины зоны, в том числе и на тех, где первоначально возник отрыв, углы атаки уменьшаются и течение становится безотрывным. [c.123]

Расход воздуха через ступени, расположенные за перепускными окнами, и осевые скорости в этих ступенях уменьшаются. Последнее при неизменных окружных скоростях приведет к увеличению углов атаки i на последних ступенях. Отрыв потока с вогнутых поверхностей лопаток этих ступеней уменьшится или совсем исчезнет, гидравлические потери снизятся, а КПД и Як этих ступеней возрастут. В целом - 1 т]к увеличится. [c.136]

Если крыло нагружено слишком сильно, например, за счет увеличения угла атаки, то происходит отрыв пограничного слоя на верхней поверхности крыла и в результате за крылом возникает сильно развитый турбулентный след. Это приводит к потере подъемной силы и к увеличению лобового сопротивления. Такой режим обтекания со срывом потока, показанный на рис. 15-15,г, невозможно легко описать в рамках теории потенциальных течений, потому что расположение точки отрыва S зависит от характера течения в пограничном слое. [c.413]

Если бы это было не так, то полет самолета был бы крайне затруднен. Это заметил Рэлей ([12], т. I, стр. 287, и т. III, стр. 491) уже в 1876 г. К счастью, модель Жуковского из 8 является гораздо лучшим приближением действительной картины при малых углах атаки. (Кроме того, отрыв потока можно намного задержать при помощи соответствующей конструкции крыла, как уже было объяснено в 29.) [c.85]

Отрыв у передней кромки пластинки с турбулентным обратным присоединением. Пластинка тоже установлена под углом атаки 2,5, но при более высоком числе Рейнольдса, равном 50000. Теперь пограничный слой, прежде чем присоединиться [c.28]

Отрыв пограничного слоя при достижении некоторого угла атаки начинается в том сечении крыла, где значение СуГ наиболее близко к Суатах (сечение на рис. 12.5—12.7). С прямоугольного крыла отрыв потока начинается у центроплана [c.679]

На основании полученных данных (рис. 5.3.8) можно сделать вывод о том, что изменение угла атаки несущих поверхностей в рассмотренном диапазоне их значений (а = +10°) сравнительно слабо влияет на индуцирование подъемной силы. Исключение составляют лишь случаи, когда управляющие органы находятся непосредственно в струе двигателя, т. е. в области повышенного скоростного напора (бу= О и 15°), или происходит отрыв потока с несущей поверхности при больщих углах наклона сопла (бу > 60°). [c.377]

Нарастание пограничного слоя и особенно его отрыв существенно влияют на отклонение потока. Об этом свидетельствует то, что отклонение потока растет с увеличением положительных угяов атаки. Пфлейдерер [57] отмечает, что в центробежном потоке течение несколько благоприятнее в связи с тем, что пограничный слой некоторым образом отсасывается центробежными силами, но, с другой стороны, конечная толщина лопастей вместе с поджатием потока на входе усиливает необходимое торможение . У турбин вследствие кон-фузорности потока на выходе влияние потерь, меньще. [c.74]

Основные особенности формы профилей (каналов) сопловых решеток на влажном паре капельной структуры сводятся к следующим. На мелкой влаге при дозвуковых скоростях потери, обусловленные тепло- и массообменом, будут уменьшаться с уменьшением градиентов скорости вдоль каналов. Очевидно, что сопловые каналы в этом случае должны иметь меньшую суммарную и локальную конфузорность. Снижению интенсивности процесса коагуляции способствует уменьшение кривизны спинки и вогнутой поверхности при заданном угле поворота потока и радиуса скруг-ления входной кромки. Так как при мелкой влаге пленки образуются только локально, то выходные кромки следует выполнять относительно тонкими, а шаг лопаток выбирать близким к оптимальному для перегретого пара. Профилирование сопловых решеток для парокапельных потоков с крупной влагой осуществляется с учетом механического взаимодействия фаз. На выходе из рабочей решетки предшествующей ступени (на входе в сопловуЮ решетку последующей ступени) имеет место рассогласование скоростей по значению и направлению. В этом случае целесообразно несколько увеличить геометрический угол входной кромки и. уменьшить тем самым угол ее атаки потоком крупных капель. Кроме того, отличие профилей для крупной влаги состоит в более толстых выходных кромках и несколько уменьшенном относительном шаге, выбранном из соображений оптимальной внутриканаль-ной сепарации, включающей отсос пленок на спинке и выходной кромке или наддув пограничного слоя греющим паром. Важна правильная организация потока на спинке в косом срезе, где течение диффузорное его следует выполнить менее криволинейным с тем, чтобы предотвратить возможный отрыв пленки и слоя. [c.145]

Для безотрывного обтекания лопаток характерно увеличение подъемной силы с увеличением угла атаки. При этом изгибные колебания лопаток демпфируются потоком. В случае достаточно больших углов атаки происходит отрыв пограничного слоя, после чего с увеличением угла атаки уменьшается величина подъемной силы [Л. 9]. При этом критическая скорость флаттера может быть невысокой. Этот так называемый срывной флаттер может оказаться опасным для лопаток турбин. [c.99]

Третий вид взлета (промежуточный). При определенной скорости самолет выводится не на взлетный, а на несколько меньший угол атаки, равный около половине взлетного, и совершается разбег до скорости, близкой к скорости отрыва (примерно на 20 км меньше Уотр) Затем самолет переводится на взлетный угол атаки. При таком взлете исключается опасность заброса угла атаки сверх допустимого и отрыв самолета на малой скорости. [c.25]

Срыв потока с поверхности лопаток ступени может иметь место не только при положительных, но и при больших отрицательных углах атаки, т. е. при Са Саот- Однако в этом случае отрыв потока происходит в условиях, когда значение Н не максимально, а, наоборот, очень мало или даже отрицательно. Поэтому резкого-торможения потока в срывных областях и связанного с ним нарушения устойчивой работы ступени не происходит. Наблюдается лишь увеличение гидравлических потерь в межлопаточных каналах и соответственно еще более резкое снижение развиваемого ступенью напора. [c.139]

Судя по характеру кривых рис. 210, можно думать, что в точке перехода Т происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием уже турбулентного пограничного слоя к поверхности шара. Такой турбулентный пузырь (английский термин ЬпЬПе) отрыва в развитом своем виде уже давно наблюдался на лобовых участках крыловых профилей. Появление его и исчезновение приводило к загадочным изменениям подъемной силы и сопротивлений крыльев на больших углах атаки, к гистерезису коэффициента подъемной силы при начальном возрастании и последующем убывании угла атаки и др. Одно из первых описаний этого явления можно найти в сборнике монографий, вышедшем под редакцией С. Голдстейна [c.541]

Все сказанное относится, конечно, только к таким крыловым профилям, на лобовой части которых при больших углах атаки создаются условия для появления кризиса обтекания, т. е. к профилям, форма носка которых обеспечивает наличие ламинарного слоя на верхней поверхности профиля и отрыв пограничного слоя при ламинарном режиме движения в нем. Таковы, например, симметричные и малоизогнутые профили со сравнительно значительным удалением от носка максимальной толщины ( ламинаризованные профили). [c.543]

Угол атаки самолета. Отрыв самолета происходит при угле атаки аотр, которому соответствует с отр- Однако разбег может [c.257]

Отрыв у передней кромки пластинки с ламинарным обратным присоединением. Плоская пластинка относительной толщины 2" с кромками со снятой фаской наклонена под углом атаки 2,5 к потоку. Ламинарный пограничный слой отрывается о1 верхней поверхности у передней кромки. При данном числе Рейнольдса, рассчитанном по д/1ине [c.28]

Глобальный отрыв над пластинкой под углом атаки. По мере увеличения угла атаки локальная зона ламинарного отрыва у передней кромки, показанная выше, быстро распространяется в направлении задней кромки. В данном случае, при числе Рейнольдса 10000 и угле атаки 20, огрыв течения имеет место на всей верхней поверхности. Фото ОМ КА. Werle. 1974] [c.28]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...