Профиль, задняя кромка

Экспериментально установлено, что для широкого диапазона крыловых профилей удлиненной формы и для достаточно широкого диапазона их углов атаки имеет место плавное обтекание со сходом струй с задней кромки (рис. 16.11), [c.268]

Условие плавного обтекания профиля или условие того, что задняя кромка профиля является критической точкой течения представляет постулат Чаплыгина — Жуковского. [c.268]

При плавном стекании л идкости с задней кромки крылового профиля, как это показано на рис. 327, циркуляция Г определяется формулой [c.249]

Н. Е. Жуковский доказал основную теорему о подъемной силе крыла, сформулировал гипотезу для подсчета циркуляции скорости около профиля крыла с острой задней кромкой, предложил ряд теоретических профилей крыльев и разработал вихревую теорию гребного винта. Все это сделало его творцом новой науки —аэромеханики, являющейся теоретической основой авиационной техники. [c.18]

Но с увеличением угла атаки резко понижается давление над крылом, и поэтому подъемная сила сначала быстра растет с увеличением угла атаки. Однако, когда угол атаки достигает некоторой определенной величины (для рассматриваемого профиля—около 15 ), картина обтекания резко меняется. Условия обтекания передней верхней части крыла при больших углах атаки становятся сходными с условиями обтекания задней стороны цилиндра, и, так же как в случае цилиндра, обтекающий поток отрывается от крыла уже не у самой задней кромки позади крыла образуется завихренное пространство. С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро перемещается от задней кромки крыла к передней. [c.556]

Для обычного дозвукового крылового профиля характерны округленная передняя часть (носок) и заостренная задняя кромка (рис. 10.1). Сверхзвуковой профиль, в отличие от дозвукового, имеет острую (клиновидную) переднюю кромку. В ряде [c.5]

В целях выяснения этого условия рассмотрим обтекание потоком несжимаемой жидкости профиля, имеющего острую заднюю кромку, наличие которой характерно для современных аэродинамических профилей. Предположим сначала, что циркуляция скорости отсутствует (Г = 0), т. е. нет подъемной силы. Получающаяся в этом гипотетическом случае картина так называемого бесциркуляционного обтекания профиля может быть построена известными методами теоретической гидродинамики. [c.22]

Изменение угла атаки приводит к изменению по.ложения передней и задней критических точек. Например, в случае, изображенном на рис. 10.8, при увеличении угла атаки передняя критическая точка движется по нижней поверхности, приближаясь к задней кромке профиля, а задняя критическая точка, перемещаясь по верхней поверхности, приближается к лобовой части профиля уменьшение угла атаки приводит к перемещению [c.22]

В общем случае ввиду невозможности обтекания острой задней кромки (гл. II, 11) такое течение сопровождается отрывом потока от поверхности профиля. Только при некотором частном значении угла атаки (обычно отрицательном) точка схода струй совпадает с задней кромкой профиля, т. е. получается безотрывное бесциркуляционное течение соответствующий угол атаки ао называется углом нулевой подъемной еилы. [c.23]

Рассмотрим теперь другой крайний случай обтекания крыла — чисто циркуляционное обтекание. Под чисто циркуляционным течением будем понимать течение, обусловленное только наличием циркуляции вокруг профиля при отсутствии набегающего потока, когда и = О, Г 0. Примером чисто циркуляционного течения является рассмотренное в гл. II круговое течение, поле скоростей которого вызвано одиночным вихрем. В случае чисто циркуляционного течения отсутствуют передняя и задняя критические точки, и линии тока представляют собой замкнутые кривые, огибающие профиль. Такое течение независимо от значения циркуляции требует наличия бесконечной скорости в точке, лежащей на задней кромке профиля и, следовательно, так же как бесциркуляционное течение, не может быть реализовано без отрыва потока. [c.23]

Очевидно, что при некотором вполне определенном значении циркуляции Г вокруг крыла задняя критическая точка совпадет с задней острой кромкой профиля (рис. 10.8, б). В этом единственном случае циркуляционное течение может быть физически реализовано безотрывным образом. При всех других значениях циркуляции требуется обтекание задней кромки, что, как указывалось, невозможно без отрыва потока. [c.23]

Пусть теперь при конформном преобразовании данного произвольного профиля на круг единичного радиуса задняя кромка профиля В переходит в точку В окружности (рпс. 10.10). Это [c.25]

У симметричных профилей хорда совпадает с осью симметрии, вследствие чего угол нулевой подъемной силы ао = 0. Для дужки круга направление бесциркуляционного обтекания соответствует прямой, проходящей через заднюю кромку и середину профиля. [c.26]

Заметим, что, как уже указывалось (гл. II), вследствие нереальности такого давления безотрывное обтекание становится невозможным, и с передней острой кромки пластины происходит срыв струй. Поэтому применение описанных выше математических методов для определения обтекания невязким потоком пластины или других профилей с острыми передней и задней кромками, строго говоря, носит несколько условный характер. Исключение составляет только случай обтекания профиля под таким углом атаки, при котором точка разветвления струй совпадает с острой передней кромкой ). В этом случае обе острые кромки, передняя и задняя, лежат на линии раздела потоков, обтекающих верхнюю и нижнюю стороны профиля, и струи жидкости плавно входят и сходят с него. [c.27]

У задней кромки профиля в точке С снова образуется косой скачок уплотнения, пройдя через который поток отклоняется [c.42]

При малой относительной протяженности клиновидного участка отраженные волны Маха пересекаются с поверхностью профиля у его задней кромки. По мере дальнейшего уменьшения I все большая поверхность профиля оказывается под воздействием отраженных волн Маха и при Г = 0, т. е. в случае чечевицеобразного профиля уже нет такого элемента поверхности, на который не приходила бы соответствуюш ая отраженная волна. [c.47]

Иначе обстоит дело на верхней поверхност , где взаимодействие образующегося вблизи задней кромки косого скачка происходит уже с максимально развитым пограничным слоем. В результате этого взаимодействия и возникающего здесь отрыва пограничного слоя эксперимента.льное разрежение у задней кромки профиля становится меньше теоретического. С увеличением угла атаки скорость перед косым скачком увеличивается, соответственно увеличивается и разница между расчетной и экспериментальной эпюрой давлений на верхней части профиля и расширяется вверх по потоку область поверхности, где эта разница наблюдается. [c.54]

По мере дальнейшего увеличения числа М[ сверхзвуковая зона расширяется и система скачков уплотнения продвигается к задней кромке профиля. При этом сопротивление круто растет (рис. 10.31). При сверхзвуковых скоростях набегающего потока [c.56]

Во втором случае (рис. 10.57, б) все торможение осуществляется в системе из трех косых скачков и задняя кромка имеет конечную толщину. Характерной особенностью третьей решетки (рис. 10.57, в) является отсутствие угловой точки в средней части профиля. Здесь течение расширения происходит при обтекании плавной кривой, являющейся или дугой окружности или [c.79]

Аналогично правее волн Маха, проходящих через точку В, строится спрямляющее течение, трансформирующее заданный неравномерный поток в равномерный с приведенной скоростью Аг. Совмещая теперь прямолинейные участки двух произвольных линий тока, получаем некоторый криволинейный профиль с бесконечно тонкими передней и задней кромками. В результате последовательного проведения подобного рода операций приходим к решетке, составленной из таких профилей. Густота решетки, направление ее фронта и соответственно направление потока, набегающего на решетку (характеризуемое углом РД, непосредственно находятся в процессе построения. Путем подбора соответствующих величин Ав и Ан можно в ряде случаев построить решетку и при наперед заданном значении угла [c.81]

Экспериментальная проверка теоретической формулы для коэффициента подъемной силы пластины Су = 2л sin а показала, что для достаточно тонких тел с заостренной задней кромкой (крыловых профилей), при обтекании которых обеспечен плавный сход [c.242]

Академик С. А. Чаплыгин совместно с Н. Е. Жуковским сформулировал постулат, устраняющий неопределенность величины циркуляции для цилиндров, имеющих крыловой профиль (скругленная носовая часть и заостренная задняя кромка). Мы разъясним этот постулат в следующем параграфе. [c.252]

Экспериментальная проверка теоретической формулы для коэффициента подъемной силы пластины Су — 2л sin а показывает, что для достаточно тонких тел с заостренной задней кромкой (крыловых профилей), при обтекании которых обеспечен плавный сход струй с этой кромки, указанная формула приближенно применима при малых углах атаки (а < 12°). [c.259]

В точке 10 задней кромки, где рю = 0,1 рад, величина рю == 0. Аналогично определяем коэффициенты давления в остальных точках нижней стороны профиля. Найдем распределение чисел М. Сначала определим число М в точке передней кромки, используя формулы [c.194]

В условиях околозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полета могут оказаться более целесообразными профили с затупленной задней кромкой (рис. 1.8.6). Коэффициент подъемной силы таких профилей [c.63]

Вместе с тем отрыв потока может оказаться полезным при использовании некоторых видов летательных аппаратов или их элементов. Например, тонкий профиль, пригодный для полета с большой скоростью, можно приспособить для малых скоростей, вызвав искусственным путем отрыв потока в каком-либо месте на верхней стороне и обеспечив затем его присоединение к стенке на некотором удалении от задней кромки. В результате достигается эффект утолщенного профиля, который более пригоден для полета с малой скоростью. Благодаря отрыву могут быть улучшены различные аэродинамические характеристики аппаратов. Отдельные части аппаратов могут работать в условиях высоких температур. Используя отрыв, можно в отдельных случаях добиться их снижения, обеспечив допустимый режим теплопередачи. [c.97]

В случае сверхзвукового обтекания (рис. 1.11.1,6) скорость в направлении к задней кромке профиля непрерывно возрастает, следовательно, давление и производная <1р( 1(1х уменьшаются, т. е. на всей поверхности течение в пограничном слое будет испытывать влияние отрицательного градиента давления. [c.98]

На рис. IX. 1 показаны четыре типа профилей. Форма первого профиля, относительно нетолстого и мало изогнутого, с закругленной передней кромкой, типична для крыльев и винтов дозвуковых самолетов, для компрессорных и гидротурбинных лопаток, второго профиля с острыми передними и задними кромками, — для крыльев сверхзвуковых самолетов форма третьего и четвертого профилей, довольно толстых и достаточно изогнутых — для лопаток реактивных и активных ступеней паровых турбин. [c.201]

Постулат Жуковского—Чаплыгина накладывает ограничения на величину циркуляции. Циркуляция должна быть выбрана так, чтобы екорость на задней кромке профиля была конечной. [c.210]

При преобразовании окружности в профиль крыла в результате нарушения конформност- на острой задней кромке будет бесконечная скорость, если она не является критической. Таким образом, постулат Чаплыгина — Жуковского — условие отсутствия бесконечной скорости на профиле крыла. Используем постулат для определения Г. Так как критической точке профиля соответствует на окружности критическая точка 0 = 0, то из формулы (165.45) найдем [c.268]

Рис. 10.57. К построению чисто сверхзвуковой решетки с диффузорными и конфузорными участками течения, о) Односкачковая решетка с частичным торможением потока косым скачком, 6) трехскачковая решетка с конечной толщиной задней кромки, в) односкачковая решетка, составленная из профилей без угловой точки, г) решетка без головного сопротивления (изоэнтропическая решетка)

Таким образом, цилиндр крылового профиля в зависимости от его положения в потоке может быть удобо- или неудобообтекаемым телом. В первом случае его сопротивление давления мало и сила лобового сопротивления почти полностью определяется вторым слагаемым в формуле (10.4), т. е. сопротивлением трения. Во втором случае, наоборот, сопротивление давления велико, а трение в большинстве случаев пренебрежимо мало. Применяя уравнение количества движения, можно показать, что сопротивление давлен ния тем меньше, чем меньше ширина гидродинамического следа (вихревой зоны за телом). Поэтому удобообтекаемыми могут быть только такие тела, которые имеют заостренную или тонкую заднюю кромку. Для них при безотрывном обтекании теоретическая ширина следа равна нулю. [c.393]

Выполняя профиль таким, чтобы его наиболее толстое сечение, приблизительно или точно совпадающее с сечением минимума давления, располагалось по возможности близко к задней кромке профиля, можно увеличить или затянуть участок ламинарного пограничного слоя и уменьшить участок турбулентного. При этом общее сопротивление трению уменьшится. Такие профили называют ламинаризованными. [c.398]

Статическая устойчивость летательного аппарата может быть обеспечена при помощи кольцевых стабилизаторов (рис. 1.8.11). Такой стабилизатор характеризуется углом установки профиля ао относительно продольной оси симметрии, радиусом окружности, проходящей через задние кромки сечений ( донный радиус), удлинением 2rjb (Ь — хорда профиля). [c.70]

Экспериментальные исследования профилей крыльев выявили сильную зависимость положения места перехода от градиента давления внешнего течения. При этом оказалось, что в первом приближении координата точки минимума давления определяет место перехода. В свою очередь эта координата также с известным приближением совпадает с местом наибольшей толщины профиля. Поэтому ламинаризированные профили с большой протяженностью ламинарного пограничного слоя имеют смещенные к задней кромке участки наибольшей толщины. По экспериментальным данным, точка минимума давления может быть удалена от передней кромки на расстояние 60—65% хорды профиля. Сопротивление такого профиля, обусловленное воздействием ламинарного трения, может быть снижено по сравнению с обычным профилем в полтора-два раза. [c.90]

Пусть в физической плоскости г (см. рис. IX.4),заданный крыловой профиль с угловой точкой Ai на задней кромке будет обте каться плоским потенциальным потоком со скоростью на бесконеч ности УоогИ с циркуляцией по контуру,охватывающему профиль. [c.209]

Ранее было отмечено, что характер обтекания цилиндра зави- сит от величины циркуляции. Как видно из рис. IX.4, каждому значению циркуляции соответствуют свои критические точки. Следовательно, если в физической плоскости z не наложить каких-либо ограничений, то критические точки могут разместиться в произвольных точках обвода профиля. Если заднюю критическую точку расположить не на задней кромке, а на профиле выше или ниже точки Ai, то на острой кромке в точке Ах будут возникать бесконечно большие скорости. С. А. Чаплыгин и Н. Е. Жуковский, имея в виду невозможность возникновения бесконечно большой скорости в какой-либо точке профиля, предложили считать практически осуществимым лишь такое обтекание, при котором поток плавно с конечной скоростью сходит с заостренной задней кромки профиля. Это предложение было впоследствии названо постулатом, Жуковского—Чаплыгина. Опыт показывает, что такое обтекание 1профиля может происходить не при одном значении угла атаки, а в некотором интервале углов атаки, а следовательно, и циркуляции. [c.210]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...