Профиль крыла в ламинарном потоке

Другая составляющая FJ , направленная поперек потока, носит название подъемной силы. В качестве важнейшего примера рассмотрим возникновение подъемной силы при обтекании воздухом крыла самолета. Типичная картина безотрывного обтекания воздухом профиля крыла самолета при небольшом угле атаки а изображена на рис. 4.24а. Уже из одного только факта, что поток после обтекания приобрел составляющую импульса, направленную вниз, следует, что такой же импульс, направленный вверх, приобретает крыло. В случае ламинарного обтекания крыла, исходя из структуры линий тока, можно проанализировать распределение сил давления [c.81]

Если на поверхности крыла за точкой минимума давления существует точка отрыва ламинарного слоя, то эта точка является самой нижней (по потоку) возможной точкой перехода, так как сорвавшийся слой почти мгновенно переходит в турбулентное состояние. С возрастанием рейнольдсова числа точка перехода перемещается вверх по потоку и оказывается расположенной выше по потоку, чем точка отрыва. При этом ламинарный отрыв перестает осуществляться и заменяется турбулентным, который либо образуется, но значительно ниже по потоку, чем ламинарный, либо совсем отсутствует. Точка перехода перемещается по направлению к точке минимума давления и затем переходит в конфузорную область слоя. Схематически это показано на рис. 201 для верхней поверхности крылового профиля с затянутым конфузорным участком слоя (точка минимума давления примерно на 45% хорды) там же для сравнения приведена кривая перемещения точки потери устойчивости. [c.532]

Существующие так называемые несущие профили, имеющие обычно значительную кривизну, не обладают этим свойством. С поверхности такого рода крыловых профилей при больших углах атаки срывается турбулентный слой. На таких профилях возрастание рейнольдсова числа не приводит к увеличению критического угла атаки а р, а даже, наоборот, может привести к уменьшению их. Это объясняется уменьшением ламинарного участка на верхней поверхности крыла за счет смещения вверх по потоку точки перехода и, как следствие, утолщения турбулентного слоя, что приводит к смещению точки отрыва турбулентного слоя в направлении носка крыла, т. е. к ухудшению обтекания ). [c.543]

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]

Как мы увидим подробнее ниже, на положение точки отрыва пограничного слоя решающее влияние оказывает распределение давления во внешнем потоке. В области понижения давления, простирающейся от передней точки тела до того места, где давление имеет минимальное значение, пограничный слой ламинарный в начинающейся же затем области повышения давления пограничный слой обычно турбулентный. Необходимо отметить следующее весьма важное обстоятельство в общем случае отрыв пограничного слоя может быть предотвращен только при турбулентном течении в пограничном слое. Ниже будет показано, что ламинарный пограничный слой может преодолеть лишь чрезвычайно небольшое повышение давления и поэтому он обычно отрывается, даже если обтекаемое тело очень тонкое. В частности, такой отрыв происходит и в случае обтекания крыла при распределении давления, изображенном на рис. 1.13, причем опасность отрыва наиболее велика на подсасывающей (верхней) стороне профиля. При таком распределении давления гладкое безотрывное обтекание крыла, которое является необходимым условием возникновения подъемной] силы, возможно только при турбулентном пограничном слое. [c.51]

Если лопасть, имеющая профиль крыла, омывается ламинарным потоком воздуха, то за счет разной скорости воздуха над верхней и под нижней поверхностями лопасти возникает разность давлений и на лопасть действуют подъемная сила F и сила лобового сопротивления F. При разработке профиля стремятся к тому, чтобьг сила F была максимальной, а сила F — минимальной. Сила F] обеспечивает перемещение лопасти в плоскости ее вращения, сила F2 воспринимается опорой. Угол Р между хордой и направлением движения лопасти называется углом установки, угол у между хордой и направлением относительной скорости ветра W — углом атаки. Угол Р зависит только от ориентации ветра, а угол у от скорости ветра и скорости перемещения лопасти. Скорость и перемещения элемента лопасти зависит от расстояния г от этого элемента до оси вращения и частоты вращения (о [c.508]

Если лопасть, имеющая профиль крыла, омывается ламинарным потоком воздуха, то за счет разной скорости воздуха в нижней и верхней части лопасти возникает разное давление и на лопасть действует подъемная сила Р и сила лобового сопротивления Р. При разработке профиля стремятся к тому, чтобы сила Р бьша максимальной, а сила Р -минимальной. Сила р1 обеспечивает перемещение лопасти в плоскости ее вращения, сила Рг воспринимается опорой. Угол р между хордой лопасти и направлением движения лопасти называется. углом установки, угол у межцу хордой и направлением относительной скорости ветра уу - углом атаки. Угол р зависит только от ориентации лопасти, угол у - от скорости ветра и скорости перемещения лопасти. Скорость V переме1ценил элемента лопасти зависит от расстояния г этого элемента, от оси вращения и от частоты вращения ш [c.146]

Продувки крыла (рис. 26), имеющего профиль в виде тонкой изогнутой пластинки, на малых Яе (от 14 000 до 42 ООО) в ламинарном потоке показывают, что без турбулизатора у него на больших углах атаки, соответствующих = 0,901,0, коэффициент профильного сопротивления Срезко растет, а С , почти не повышается, что приводит к увеличению коэффициента мощности. [c.38]

Образование области О. т. существенно влияет на аэродинамич. (гидродинамич.) характеристики тел. Напр., аэродинамическое сопротивление шара, движущегося с дозвуковой скоростью, в основном определяется О. т. на поверхности задней полусферы. Турбу-лизация ламинарного пограничного слоя изменяет профиль скорости в пограничном слое, уменьшает зону О. т. и в неск. раз уменьшает силу аэродинамич. сопротивления шара. На верхней поверхности крыла самолёта при нек-ром угле атаки также возникает О. т. (рис. 2), область к-рого с увеличением угла атаки возрастает. При этом подъёмная сила крыла сначала проходит через макс, значение при а р, а затем быстро уменьшается. Для предотвращения отрыва потока в авиац. технике на крыле устанавливают предкрылки и закрылки , увеличивающие кинетич. энергию потока в пограничном слое крыла, что позволяет увеличивать ос р и макс, подъемную силу крыла. [c.516]

Результаты многочисленных теоретических исследований устойчивости движения в ламинарном пограничном слое, на которых мы не можем здесь остановиться, позволили установить показанную на рис. 178 приближенную кривую зависимости Rej, от значений параметра /кр в критических сечениях ламинарного слоя. Этой кривой можно пользоваться для приближенного определения абсциссы точки потери устойчивости ламинарного движения на крыловом профиле. Методика расчета этой критической абсциссы крайне проста. В каждом конкретном случае об гекания данного крыла с известным распределением U х) скорости внептего потока можно по формулам (101) и (103) предыдущей главы установить функциональные связи между f hR , с одной стороны, и безразмерной абсциссой точки крыла—с другой [c.586]

Для скоростных самолетов чрезвычайно важно, чтобы сопротивление трения крыльев было возможно меньше. Из рис. 152 ясно, что это сопротивление можно очень сильно понизить, если добиться сохранения ламинарного течения на значительном протяжении крыла. Решение этой задачи облегчается тем, что сохранить ламинарным поток, в котором скорость увеличивается, легче, чем поток, в котором скорость уменьшается. Следовательно, профиль крыла должен иметь такую форму, чтобы максимальная скорость обтекающего потока получалась возможно дальше от передней точки профиля. Для этого, в свою очередь, необходимо, чтобы место наибольшей толщины профиля лежало возможно ближе к его концу. Всякого рода выступы и неровности, даже небольшие, впереди этого места недопустимы. При помощи такого рода ламиниризованных профилей удалось сохранить пограничный слой ламинарным до чисел Рейнольдса около 3 10 . [c.266]

Они установили, что критерием отрыва ламинарного потока с передней кромки может служить постоянное отношение скоростей (Ф - 3 В соответствии С эксперименталь-ными данными Голта [8] это отношение составляет 0,94. Хотя указанный критерий справедлив только для двумерных профилей, эти же результаты можно использовать и применительно к тонким стреловидным крыльям 18]. Результаты измерений [10] на про- [c.205]

Большое ускорение означает быстрый рост скорости и энергии движения у потока. Но перевалив за точку наибольшего разрежения, поток встречает противодействие и постепенно снижает скорость. Падение скорости в конце концов приводит к тому, что ламинарный пограничный слой переходит в турбулентный. Но у тонкого изогнутого профиля, как мы видели, надо погасить ускорение в 6 раз больше, чем у толстого профиля, поэтому у тонкого профиля замедление скорости потока происходит более резко, из-за чего у этот профиля пограничный слой оказывается турбулентным. Следовательно, изменяя борму профиля крыла на более тонкую, можно вызпатт-. переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при меньшем числе Яе. [c.27]

Утолщение ламинарного пограничного слоя на лбу крылового профиля приводит к раннему отрыву в области передней кромки, где слой ламинарен и легко под действием обратного перепада давления отрывается. В этом случае, если наблюдение производится в малотурбулентных трубах или в натурных условиях полета в малотурбулентной атмосфере, вероятно образование пузыря отрыва, т. е. замкнутой отрывной области, которая, расширяясь с возрастанием угла атаки, превратится в полный разомкнутый срыв потока с поверхности крыла, приводящий к тому резкому нарушению циркуляции [c.542]

Отрыв турбулентного потока (тип 1) рассматривался в гл. IV. Отрыв с присоединением (тип 3) рассматривался в гл. УП. Явление отрыва с передней кромки (тип 2) изучается в данном разделе. При отрыве потока этого типа ламинарный слой может оторваться от верхней поверхности профиля вблизи передней кромки при некотором угле атаки. Хотя Крэбтри II] не наблюдал присоединения на профиле RAE 101, в общем случае присоединение возможно ниже по потоку с образованием пузыря на верхней поверхности. Как указывалось выше, существуют пузыри двух видов короткие и длинные, в зависимости от их протяженности. Короткий пузырь представляет наибольший интерес при исследовании отрыва с передней кромки, поскольку при внезапном разрушении короткого пузыря происходит отрыв с передней кромкв с последующим срывом потока, вызывающим резкое падение подъемной силы и внезапное повышение сопротивления. Поскольку такой срыв крайне нежелателен с точки зрения аэродинамических характеристик крыльев, необходимо понять физическую природу отрыва потока этого типа. [c.201]

Применение метода Спенса проиллюстрировано на примере расчета пограничного слоя при обтекании воздухом стреловидного крыла при отсутствии теплообмена число Маха набегающего потока Моо = 2 число Рейнольдса в месте перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный (при Хи=0,2 ло хорде профиля как определяющему размеру) составляло 9,5-10 . Расчет ламинарной части пограничного слоя выполнен по методу А. Д. Янга [Л. 269]. Из этого расчета получена величина 6 в месте перехода, которая принята за начальное значение толщины потери импульса при расчете турбулентного пограничного слоя. Результаты расчета значений толщины потери импульса 0 и касательного напряжения на стенке сопоставлены с данными, полученными по методу А. Д. Янга. В табл. 13-3 приведены данные расчета по двум методам. Видно, что [c.490]

Влияние рейнольдсова чис/ а на положение точки перехода на поверхности гладкого крыла выражается в смещении точки перехода при возрастании рейнольдсова числа в направлении к передней кромке. Для разных крыловых проф илей это смещение происходит различно, причем оно зависит также от условий С1пыта, т. е. турбулентности набегающего потока и др. Можно, однако, уделать некоторые общие замечания по этому поводу. Если на поверхности крыла за точкой минимума давления существует точка отрыва ламинарного слоя, то эта точка является самой нижней (по потоку) возможной точкой перехода, так как сорвавшийся слой почти мгновенно переходит в турбулентное состояние. С возрастанием рейнольдсова числа точка перехода перемещается вверх по потоку и оказывается расположенной выше по потоку, чем точка отрыва. При этом ламинарный отрыв перестает осуществляться и заменяется турбулентным, который либо осуществляется, но значительно ниже по потоку, чем ламинарный, либо совсем отсутствует. Точка перехода перемещается по направлению к точке минимума, давления и затем переходит в конфузорную область слоя. Схематически это показано на рис. 218 для верхней поверхности крылового профиля с затянутым кон-фузорным участком слоя (точка минимума давления примерно на 45% хорды) там же для сравнения приведена кривая перемещения точки потери устойчивости. Как вид1ю из графика, ламинарный участок пограничного слоя на этом профиле простирается почти на всю переднюю [c.674]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...