Распределение давления по крыловому профилю

Распределение давления по крыловому профилю 35 [c.300]

Распределение давлений по поверхности тела характеризуется коэффициентом давления. Рассмотрим распределение давлений по крыловым профилям различной формы при различных небольших углах атаки (рис. 5-39) [c.279]

Важное практическое значение задачи об учете влияния сжимаемости или, иначе говоря, числа Mod набегающего дозвукового потока на распределение давления по поверхности крылового профиля и на его подъемную силу вызвало появление ряда упрощенных приемов этого учета. [c.254]

Влияние сжимаемости при дозвуковом обтекании профилей проявляется в возрастании разрежений на верхней поверхности профиля — факт, который уже был отмечен при изложении теории малых возмущений Прандтля — Глауэрта. На рис. 115 показаны полученные экспериментально распределения давления по верхней поверхности некоторого крылового профиля при различных числах м оо набегающего потока. Можно заметить, что с возрастанием числа Моо от значения 0,4 до 0,68 пик разрежения возрос почти вдвое. [c.258]

Докажем, что действительное распределение давления по поверхности крылового профиля при плоском его обтекании вязкой жидкостью совпадает с распределением давления при безвихревом обтекании идеальной жидкостью полутела (рис. 246), образованного наращиванием на профиль крыла и по обе стороны от нулевой линии тока в его следе толщины вытеснения, рассчитанной по действительному распределению давления, контур этого полутела назовем эффективным . [c.618]

Как показывают измерения распределений давлений по поверхности крыловых профилей, величина отношения 1/ 11 со мало разнится от единицы, если крыловой профиль сравнительно тонок и слабо изогнут, а угол атаки или соответствующий ему коэффициент подъемной силы с у невелики последнее имеет место на режимах полета с максимальной скоростью. Так, например, в этих условиях на крыловом профиле с 14%-ной относительной толщиной (Я АСА-2414) при с у =0,18 величина 11 111 со равна 0,9, т. е. на 10% меньше единицы даже при 25%-ной относительной толщине и при с у = 0,25 это отличие от единицы не превосходит 25%. [c.622]

Практически определение формы полутела и распределения давления по его поверхности следует вести ио методу последовательных приближений, принимая, например, в первом приближении распределение давления соответствующим обтеканию крылового профиля и хвостовой нулевой линии тока потенциальным потоком с выполнением условия плавного обтекания задней кромки по гипотезе Жуковского. [c.644]

Докажем, что действительное распределение давления по поверхности крылового профиля при плоском его обтекании вязкой жидкостью [c.774]

Характер распределения давлений по профилю при околозвуковых скоростях можно видеть на рис. 5-40,а (зона сверхзвуковых скоростей заштрихована). Здесь отчетливо за метны. место расположения ска-чков и повышение давлений в скачках. На рис. 5-40,6 приведена кривая коэффициентов профильного сопротивления в этой зоне скоростей для крылового профиля. [c.284]

Несмотря на значительное отличие опытных эпюр распределения скорости и давлений вокруг лопатки от теоретических, существуют некоторые общие закономерности обтекания различных решеток, которые позволяют, используя данные теоретических расчетов в сочетании с анализом по теории пограничного слоя, оценить характерные особенности обтекания различных решеток реальным вязким потоком и их сравнительную эффективность. Так, в свое время были получены опытные данные, которые подтвердили теоретические выводы о более благоприятном обтекании радиальной решетки крыловых профилей сравнительно с обычными (к. п. д. на 2,5% выше). Эти и ряд опытов с другими решетками [26, 27] позволили определить более детально структуру потока в колесах и источники возникновения потерь. [c.294]

Рассмотрим крыловой профиль (рис. 247) в безграничном плоском потоке жидкости со скоростью на бесконечности, равной С/оо, и плотностью р. Сравним опять два эквивалентных по распределению давлений потока 1) действительный, сопровождающийся образованием на поверхности крылового профиля пограничного слоя (а затем следа), и 2) воображаемый безвихревой поток идеальной жидкости, набегающий на полутело (на рис. 247 показано пунктиром) и совпадающий с действительным вне пограничного слоя. [c.620]

На фиг. 5 показано распределение давления в турбулентном пограничном слое на крыловом профиле при отрыве, индуцированном скачком уплотнения [2]. Давление увеличивается вниз по потоку. [c.245]

Рис. 1U.14. Распределение давления по крыловому профилю при разных числах Маха набегающего потоком и постоянном угле атаки сплошная линия-эксперимент (Ami k I. L., NA A Т № 2174), штриховая линия — расчет по теории Прандтля — Глауэрта

Фиг. 56. Распределение давления по крыловому профилю NA A 64А-006, показывающее влияние длинного пузыря [30].

Как видно нз графика, смещение назад места максимальной толщины симметричного профиля приводит при нулевом угле атаки к более плавному распределению давлений по поверхности профиля, чем у симметричного профиля Жуковского (на рис. 98 — пунктир) той же относительной толщины. В дальнейшем будет показано, что при прочих равных условиях, в частности, при том же коэффициенте подъемной силы, плавность распределения является положительным признаком крылового профиля с точки зрения его сопротивления и поведения при больших скоростях. Далее из графиков видно, как меняется распределение давления при всзрастанни угла атаки, как возникает пик разрежения на верхней поверхности и насколько он быстро разви- [c.317]

Чтобы составить представление о разнице между распределениями давления по поверхности удлиненного тела вращения и соответствующего ему по форме поперечного сечения крылового профиля, приведем сравнительные графики распределения коэффициента давления для чечевицеобразного десятипроцентного симметричного профиля, образованного дугами параболы и имеющего то же меридианное сечение тела вращения при М. = 1,4 (рис. 138). На графике отчетливо видно резкое падение давления на крыловом [c.330]

В современных расчетах крыльев и винтов самолета, лопаток рабочих колес н направляющих аппаратов турбомашнн, вентиляторов и др. приходится определять обтекания разнообразного типа профилей, значительно отличающихся от теоретических профилей и имеющих настолько большую относительную толщину и вогнутость, что уже нельзя применять изложенную в предыдущем параграфе теорию тонкой слабо изогнутой дужки. Для решения этих задач встал вопрос о создании практического метода расчета обтекания крылового профиля произвольной заданной формы основной целью такого расчета является определение распределения скоростей и давлений по поверхности профиля, причем технические требования к точности расчета оказываются по необходимости весьма высокими. [c.308]

С этой точки зрения полезно вернуться к рассмотрению распределений давлений по симметричному крыловому профилю, показанных на рис. 67 гл. V. Если на пятнадцатипроцентном профиле экспериментальные точки (крестики) вблизи хвостика лишь слабо отходят от расчетной теоретической кривой, то на сорокапроцентном профиле отклонения измеренных (на рисунке — точки) давлений от рассчитанных уже очень велики. Особенно разительно сказывается обратное влияние пограничного слоя на внешний поток в случае плохо обтекаемых тел. Для иллюстрации этого факта достаточно вспомнить кривые распределения давления по круглому цилиндру, [c.639]

Для расчета, помимо подъемной силы и других характеристик обтекания крылового профиля в решетке, в частпост , его кавитационных свойств, местных нагрузок от давления потока на профиль, моментных характеристик профиля в решетке уже недостаточно знания вектора скорости набегающего потока и величины наложенной циркуляции. Необходимым становится разыскание распределения скоростей по обводу профиля, а тем самым и распределения давления по его поверхности. [c.265]

Излол<енные выше соображения пригодны лишь для значений М , не слишком 6.1ИЗКИХ к единице. При возрастании числа Мсо вблизи поверхности обтекаемого крылового профиля возникают сложные явления, трудно поддающиеся теоретическому анализу. Вернемся к кривым рис. 117. Прежде всего обращает на себя внимание явление смещения пика разрежения вниз по потоку, начиная примерно с М.ю = 0,5. Это емейл,ение не может быть объяснено ранее изложенными простейшими соображениями о влиянии сжимаемости на распределение давлений. По-видимому, здесь мы встречаемся с обстоятельствами совершенно другой природы. Увеличение крутизны спада кривой давления за пиком с ростом тесла М , отчетливо наблюдаемое на рис. 117, приводит к резкому возрастанию влия1П1я внутреннего трения (вязкости) газа, с точки зрения идеальной жидкости эквивалентного некоторому утолщению самого профиля в средней и задней его части, что и может вызвать замеченное смещение минимума давлений. [c.333]

Пограничный слой не только управляется внешним потоком, но и оказывает на него обратное влияние. Строго говоря, даже нельзя задавать наперед распределение давлений или скоростей во внешнем потоке, так как это распределение в свою очередь зависит от развития пограничного слоя а следовательно, является функцией рейнольдсова числа, шероховатости поверхности и других факторов однако практически, если тело обтекается без срывов и рейнольдсовы числа достаточно велики, то пренебрел<ение обратным влиянием пограничного слоя на распределение давлений н скоростей во внешнем потоке оказывается допустимы . Обратное влияние пограничного слоя на внешнее обтекание проявляется особенно сильно на участках пограничного слоя, где слой наиболее толст, например вблизи точки отрыва. Вернемся к рассмотрению распределений давлений по симметричному крыловому профилю, показанных на рис. 59. Если на пятнадцатипроцентном профиле экспериментальные точки (крестики) вблизи задней кромки крыла лишь слабо от.чодят от [c.772]

Как показывают измерения распределений давлений по поверхности крыловых профилей, величщ1а отношсшш мало разнится от еди- [c.779]

Как уже было указано в конце 97, приближенное определение о (х) по теоретическому распределению и (х) в задней критической точке крылового профиля, где скорость обращается в нуль, а давление восстанавливается до давления в нокоящейся жидкости, становится невозможным. Опираясь на только что доказанную теорему, утверждающую, что в действительности, благодаря оттеснению линий тока указанное полное восстановление давления фактически не происходит, можем при расчете первого приближения заменить теоретическое распределение скоростей вблизи задней кромки профиля, проведенной на глаз , прямой, экстраполирующей распределение скоростей в кормовой части профиля в точку, совпадающую с задней кромкой. [c.645]

Рассмотрим крыловой профиль (рис. 202) в безграничном плоском гготоке жидкости (в общем случае сжимаемой) со скоростью на бесконечности равной У и плотностью Сравним опять два эквивалентных по распределению давлений потока 1) действительный, сопровождающийся образованием на поверхности крылового профиля пограничного слоя (а затем следа), и 2) воображаемый безвихревой поток [c.645]

Отрывный пузырь способствует турбулизации пограничного слоя ниже по течению. Это случай так называемого срыва с задней кромки. Все три случая (короткие и длинные пузыри, а также срыв с задней кромки) изучены Маккаллохом и Голтом [31] для толстого крылового профиля (NA A 6З3-О18) и некоторых других крыловых профилей (фиг. 52). На таком толстом крыловом профиле короткий пузырь образуется при умеренных углах атаки и сжимается, но не разрушается до достижения максимальной подъемной силы вследствие перемещения точки отрыва турбулентного слоя вверх по потоку. Образование короткого пузыря возможно только в определенном интервале чисел Рейнольдса, зависящем от распределения давления, кривизны и неровностей поверхности, а также от турбулентности набегающего потока. [c.61]

Если местные значения Сь во всех сечениях между центральной частью и концом крыла одинаковы, то одинаковы и распределения давления и нагрузки по хорде. Хотя распределение кривизны или крутки удовлетворяет заданным требованиям только при одном значении Сь, модификация формы в плане теоретически эффективна для всех значений Сь- Так как отрыв может произойти на всем крыле одновременно, если только форма центрального сечения крыла не изменена, чтобы обеспечить меньший пик разрежения, отрыв нельзя задержать. Соответствующие модификации формы других сечений по размаху привели бы к дальнейшим изменениям в распределении кривизны и крутки, так как свойства заданной средней линии профилей изменяются вдоль размаха стреловидного крыла [15]. С учетом поведения пограничного слоя оптимальную форму будет иметь крыловой профиль с увеличенным участком хорды, на котором градиент давления отрицателен, и уменьшенным участком хорды, на котором градиент давления положителен. Путем увеличения радиуса скругления передней кромки можно получить большой благоприятный градиент давления на первых нескольких процентах хорды профиля и избежать отрыва, максимально сократив участок с положительным градиентом давления, на котором напряжение трения равно нулю или близко к нулевому значению можно избежать также перехода и получить наиболее эффективный профиль для заданных условий [181. Вортман снизил сопротивление на 20% но сравнению с существующими профилями с малым сопротивлением [19]. [c.203]

При расчете крыльев, на которых пограничный слой должен оставаться ламинарным (безразлично, благодаря ли отсасыванию или вследствие придания крыловому профилю специальной формы), весьма важную роль играет точное знание теоретического потенциального распределения скоростей вдоль профиля. В том и другом случае необходимо, чтобы падение давления происходило на возможно большей части контура профиля. Обширные исследования, связанные с этим вопросом, выполнены С. Голдстейном и его сотрудниками [ ]. Для сохранения пограничного слоя ламинарным по возможности до задней кромки были предложены профили, вдоль которых давление понижается (а скорость течения возрастает) вплоть до некоторого небольшого расстояния от задней кромки, где, наконец, происходит скачкообразное увеличение давления (рис. 14.20). Если, как это предложил Гриффит [ ], расцоложить щель для отсасывания в этом месте, то можно сохранить пограничный слой ламинарным вплоть до щели даже для очень толстых крыльев и, кроме того, предупредить отрыв позади щели. Б. Регеншайт [ ], 1 4 и Б. Твэйтс предложили использовать отсасывание пограничного слоя для такого регулирования подъемной силы очень толстого крыла, чтобы получать одно и то же ее значение независимо от угла атаки. В последнее время неоднократно ставился вопрос об использовании в реактивных самолетах воздуха, отсосанного из пограничного слоя, для получения тяги [ ]. [c.370]

Чтобы разобраться в природе обратного влияния пограничного слоя на внешний поток и, в частности, в причинах искажения теоретического распределения давлений в безвихревом обтекании крылового профиля идеальной жидкостью, сравним какую-нибудь действительную линию тока (рис. 266, а, сплошная линия), приходящую в точку М данного сечения М Мх пограничного слоя, и показанную на рис. 266, а пунктиром линию тока безвихревого потока идеальной жидкости, совпадающую с предыдущей в удалении впереди тела. Отрезок ММ представляет смещение действительной линии тока по отношению к идеальной. Из условия оди-наковости объемного расхода жидкости в сравниваемых движениях сквозь сечения М М = г/ и МоМ — у — ММ, являющегося следствием совпадения обеих линий тока вдалеке от тела вверх по потоку, заключим, что (через О обозначена продольная скорость на внешней границе слоя) у [c.774]

Поставлена и решена задача построения и аэродинамического расчета крылового профиля, скользящего своей задней кромкой по плоскому горизонтальному экрану. Известная нижняя часть контура профиля представляет собой прямолинейный отрезок, образующий заданный угол с экраном, верхняя - отыскивается по заданному распределению скорости. Это распределение берется из класса гидродинамически целесообразных распределений, гарантирующих бе-зотрывность обтекания профиля в рамках принятой математической модели течения. Описанная задача сведена к смешанной краевой задаче в полуплоскости, решение которой получено в аналитической форме. Для вычисления коэффициента подъемной силы введено предположение о наличии тонкой струйки, протекающей между горизонтальным участком контура профиля в его кормовой части и экраном. Исследовано влияние закона падения давления в этой струйке (от давления торможения до давления на выходе) на величину коэффициента подъемной силы. На основе проведенных расчетов сделаны выводы о влиянии угла наклона прямолинейного участка на форму контура профиля, а также показано, как влияют угол наклона и величина максимальной скорости на профиле на его форму и коэффициент подъемной силы. [c.201]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...