Отрыв у передней кромки

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]

Наиболее известным является то соображение, что сопротивление можно уменьшить при помощи улучшения обтекаемости. Под этим мы понимаем подбор для крыла самолета такого очертания, которое сводит к минимуму градиент противодавления. Это должно было бы задержать отрыв потока и таким образом уменьшить лобовое сопротивление, позволяя избежать застойной области у передней кромки либо отрыва вблизи нее. На практике это достигается тем, что передняя кромка округляется, а остальная часть тела постепенно суживается до острой задней кромки. [c.64]

В большинстве практических случаев толщина крыльев большого удлинения достигает более 10% длины хорды. Отрыв на таких крыльях имеет место только в концевой части, где пограничный слой турбулентный. Если удлинение прямого крыла мало и не превышает 4, а толщина профиля составляет около 4% длины хорды, то при большой дозвуковой скорости отрыв ламинарного пограничного слоя происходит у передней кромки при малой величине С/,. Поэтому, если поток не присоединяется с образованием пузыря . [c.201]

ДЛЯ обеспечения требуемых характеристик при больших скоростях необходимо устранить отрыв. Для управления отрывом вместо изменения формы сечения крыла можно использовать носовой приток, при этом пик разрежения у передней кромки смещается вниз по потоку к шарниру щитка и градиент давления уменьшается. [c.202]

Справедливость этой формулы подтверждена экспериментально Чепменом и др, [431 для тел различных форм, у которых отрыв происходит с передней кромки. [c.214]

При обтекании плоской пластинки, расположенной по потоку (угол атаки а = 0°), ламинарное течение в пограничном слое поддерживается на длине считая от передней кромки, определяемой числом Рейнольдса З-Ю —5-10 . После этого течение переходит в турбулентное. Точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный с увеличением числа Рейнольдса перемещается от задней кромки пластинки к передней. Сопротивление пластинки растет, и наибольшим оно становится, когда точка (зона) отрыва приближается к передней кромке. Важно отметить, что чем дольше сохраняется ламинарное течение вдоль пластинки, тем меньше ее сопротивление. Поэтому задача создания хорошо обтекаемых тел заключается в выборе такого профиля, у которого переход в турбулентное обтекание или отрыв вихрей происходит вблизи задней кромки тела. [c.41]

Аналогичный процесс имеет место в течении в области отрыва и при а = 24° (фиг. 3, в). Когда же внешняя линия отрыва целиком располагается в полосе ламинарного пограничного слоя в окрестности передней кромки (фиг. 3 г, д а = 26.5 27.5°), внутренний отрыв "стабилизируется". При а = 27.5° (р 5.7) отрыв турбулентного пограничного слоя прекращается, поскольку М , = 1.15 (фиг. 6, б, точки 2), что меньше указанного выше М д = 1.23. Это выражается в размывании линии внутреннего отрыва вниз по течению у задней кромки пластины (фиг. 3, д). При значениях параметров, отвечающих "несвободному" взаимодействию, когда на значительной части модели реализуется внутренний отрыв ламинарного пограничного слоя, что подтверждается его угловыми размерами, отрыв отчетливо наблюдается и на теневых фотографиях течения [3]. [c.76]

Схема течения показана слева на фиг. 1, а в декартовой системе координат х, у. На плоскости ЛF расположена каверна с плоскими стенками ВС, ОЕ и дном СО. Кромки каверны в окрестностях точек В иЕ затуплены. Начало координат совпадает с точкой пересечения линий АЕ я ВС. Набегающий поток с числом Маха внешнего невязкого течения М] и толщиной пограничного слоя 6 движется в направлении координаты х. Турбулентный пограничный слой на поверхности отмечен 7. Около передней и задней кромок каверны образуются волны возмущения 2 и 3. Внутри каверны глубиной Н формируется зона возвратно-циркуляционного течения 4, а на границе - слой смешения 5. Отрыв потока происходит в окрестности точки В, а присоединение - в окрестности Е. Разделяющая линия тока отмечена 6. [c.80]

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]

В общем случае явление значительно усложняется, т. к. у передней кромки крыла возникает головная ударная волна присоедипеппая — в случае острой кромки или отошедшая — в случае тупой кромки. Наличие скачков уплотпепия может вызвать отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. В случае крыльев конечною размаха треугольного или стреловидного тина, когда составляющая скорости набегающего потока, нормальная к передней или задней кромке крыла, меньше скорости звука, явление еще более усложняется. См. также Сеерхивуковое течение. [c.86]

Когда силы аутогезии значительны и превосходят адгезионные, то отрыв происходит по границе раздела поверхность — слой пыли. В этом случае преодолеваются силы адгезии [280]. Этот процесс называют денудацией. При денудации отрыв частиц начинается от передней кромки пылеотложения и пылевое облако быстро заполняет весь канал. Существует определенный класс частиц, у которых / ад Рцут. В таких системах денудация не проявляется. К числу подобных систем относятся комнатная пыль, сланец, некоторые сорта гипса, карбонат и др. [c.326]

Щель между передней 2 и задней 9 панелями в воздухозаборнике играет важную роль. При отсутствии щели отрыв потока происходит на малых углах поворота панелей. Наличие щели обеспечивает безотрывную работу во всем диапазоне режимов. Щель имеет переменное сечение. Она служит для отсоса образовавшегося пограничного слоя на клине 1 и панели 2, а также для перепуска излишнего воздуха через щель, образованную панелью 6, а также для впуска воздуха через эту же щель на взлегно.м режиме. Когда двигатель работает на низких режимах по частоте вращения, у него малый расход воздуха — щель в этом случае широко открыта и избыток воздуха перепускается в атмосферу. С увеличением частоты вращения щель уменьшается и соответственно уменьшается количество перепускаемого воздуха. Для улучшения устойчивости работы двигателя на режимах приемистости была увеличена толщина губы нижней кромки воздухозаборника, а также применен перепуск воздуха из промежуточных ступеней компрессора. Благоприятна с точки зрения устойчивой работы двигателя и воздухозаборника работа панели перепуска в режиме впуска воздуха. Все эти эффекты представлены на рис. 2.25, где дана зависимость коэффициента запаса устойчивости двигателя или воздухозаборника от толщины губы без створки и со створкой перепуска воздуха. Увеличение толщины губы, как видно из графиков, приводит к существенному росту коэффициента запаса по помпажу, а применение створки перепуска обеспечивает скачок в величине коэффициента запаса устойчивости. При этом наблюдается существенно меньшее влияние толщины губы нижней кромки воздухозаборника. Примерно так же влияет устройство замедления темпа снижения частоты вращения ротора двигателя при резком снижении тяги и расхода воздуха с целью предотвращения возможности возникновения неустойчивой работы силовой установки. [c.76]

Анализ пульсаций статического давления позволил построить зависимости положения отрыва пограничного слоя по углу атаки, х р(а) для исследованных чисел М = 0.778-0.828 (фиг. 7). Здесь же приведена зависимость Д я этих чисел М. Область отрывного обтекания верхней поверхности скользящего крыла заштрихована. Отметим наличие вертикальных участков у кривых Xs p(a), показывающих полностью отрьшное обтекание поверхности от скачка уплотнения ( sep.min) вплоть до задней кромки (х = I) при фиксированных значениях угла атаки и числа М. Например, при М = 0.808 и угле атаки а = 3° волновой отрыв распространяется на всю диффузорную часть профиля крыла (от X = 0.52 до х == 1, фиг. 7). Отклонение влево от вертикального участка зависимости х 5р(а) свидетельствует о наличии диффузорно-волнового отрыва, согласно [4], т.е. отрыва пограничного слоя, обусловленного наличием скачка уплотнения в передней части. Так, например, при числе М = 0.808 и угле атаки а = 2.75° положение скачка уплотнения по хорде = 0.49 (фиг. 4), а точка отрыва при этом находится вблизи задней кромки (х р = 0.9, фиг. 7). Увеличение числа М приводит к снижению значения а р. Так, например, увеличение числа М от 0.778 до 0.828 уменьшает величину от 3.75 до 2.5°. [c.120]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...