Хорда крылового профиля

Хорда крылового профиля 5 [c.301]

Характеристики сил, действующих на крыло, определяются обычно испытаниями в аэродинамических трубах. Геометрические параметры крылового профиля даны на рис, 15-16. Углом атаки называют угол между линией хорды и направлением свободного потока. Экспериментальные данные, полученные при исследовании двумерного обтекания некоторого дозвукового крылового профиля, приведены на рис. 15-17 [Л. 16], где даны зависимости от угла атаки коэффициентов Свс и С А, отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления и положения центра давления. Оптимальное отношение подъемной силы к силе сопротивления для этого крыла имеет место при угле атаки около 1,5°, а подъемная сила увеличивается линейно [c.413]

Хотя характеристики двумерного обтекания и полезны для сравнения параметров различных крыловых профилей, необходимо учитывать трехмерный характер обтекания большинства несущих поверхностей. Удлинение (относительный размах) крыла есть отношение квадрата размаха к площади проекции на плоскость хорды. Для прямоугольного а плане крыла [c.415]

Под плоской решеткой профилей (рис. 85) понимают бесконечную совокупность периодично расположенных в плоскости одинаковых крыловых профилей, каждый из которых получается из смежного параллельным переносом на некоторую, называемую шагом длину i в направлении, определяющем ось решетки. Угол р между хордой профиля и перпендикуляром к оси [c.202]

Что касается первых двух масштабов, то их конкретизация не нуждается в особых разъяснениях. За величину можно взять, например, диаметр обтекаемого жидкостью кругового контура, хорду или максимальную толщину крылового профиля, внутренний радиус трубы, на входе в которую образовался пограничный слой, и т. д. За масштаб продольных скоростей естественно выбрать скорость С/оо набегающего на тело потока или скорость на входе в трубу. Масштаб завихренности 2q из дальнейшего рассуждения выпадает, и его нет необходимости конкретизировать. [c.440]

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]

Под плоской решеткой профилей (рис. 99) обычно понимают совокупность одинаковых крыловых профилей, каждый из которых получается из смежного параллельным переносом на некоторую, называемую шагом, длину t, в заданном направлении, определяющем ось решетки. Угол р между хордой профиля и перпендикуляром к оси решетки иногда называют углом выноса, дополнительный угол —углом установки профиля в решетке. Вектор 1, равный по длине шагу и направленный перпендикулярно оси решетки в сторону течения, назовем Вектором-шагом-, такое векторное представление шага позволит нам [c.317]

Фиг. 1. Распределение давления в окрестности передней кромки крылового профиля с хордой 122 см Не = 1,7-10 Г4].

Фиг. 49. Донное давление за крыловым профилем в зависимости от числа Рейнольдса, рассчитанного по хорде [53].

Отсос пограничного слоя является также очень полезным средством улучшения характеристик сверхзвукового крыла. Опыты Грота [53] с двояковыпуклым крыловым профилем толщиной 5% при числе Рейнольдса, вычисленном по длине хорды, 12,5-Ю , и числах Маха 2,23 и 2,77 показали, что можно получить увеличение подъемной силы при малом сопротивлении. [c.219]

Крупный этап развития теории решеток заключается в распространении на них методов, развитых в двадцатых годах в теории обтекания тонких крыловых профилей. Эти методы возникли из представления о присоединенных вихрях, распределенных вдоль хорд профилей, которое, по существу, было гидро- У [c.111]

Типичный крыловой профиль с плавной носовой частью и острой задней кромкой показан на рис. 5.16. Характерные параметры крыла Ь — хорда, к — толщина, ЫЬ — относительная толщина, а — угол атаки. [c.86]

В формулы для и Су Крыловых профилей вводится площадь крыла, равная произведению хорды профиля на длину крыла. [c.282]

Перейдем теперь к решению общей задачи в прямой, имеющей непосредственное практическое применение постановке определим плоское безвихревое течение идеальной несжимаемой жидкости при заданных твердых границах и условиях г абегания потока. Рассмотрим задачу плоского обтекания любого замкнутого, себя не пересекающего плавного контура, а затем перейдем к наиболее важному частному случаю обтекания крылового профиля. Под крыловым профилем понимают плавный, вытянутый в направлении набегающего на него потока, замкнутый и самонепересекающийся геомет])ический контур с закругленной передней кромкой ( лоб профиля) и заостренной задней кромкой ( хвост профиля). Отрезок прямой, соед1 яяющей некоторую точку передней кромки с вершиной угла на задней кромке, называют хордой крылового профиля (выбор хорды может быть весьма разнообразен), а длину хорды— длиной профиля максимальную толщину профиля в направлении, перпендикулярном к хорде, называют толщиной профиля, а отношение толщины к длине — относительной толщиной крылового профиля. Угол, образованный вектором скорости набегающего потока вдалеке от профиля (вектором скорости на бесконечности ) и направлением хорды, носит наименование угла атаки. Условившись в этой обычной терминологии, [c.222]

На рис. 114 приведено для иллюстрации сравнение с опытом результатов расчета коэффициента давления Ср в точке, находящейся на расстоянии 30% хорды от носика, при угле атаки а = —2° и при различных значениях числа Мсх) для верхней поверхности крылового профиля NA A 4412. [c.258]

На рис. 212 приводятся кривые равных скоростей (изотахи) вблизи такого пузыря, образовавшегося за точкой минимума давления на сравнительно толстом, восемнадцатипроцентном крыловом профиле при нулевом угле атаки ). Опыты проводились в аэродинамической трубе низкой степени турбулентности. Число Рейнольдса, построенное по длине хорды с, равнялось 1,7 -10 . Границе замкнутой отрывной области на рисунке соответствует изотаха с отметкой нуль. [c.541]

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]

А. Е. Дёнхоф и Н. Тетер-вин [-Л 92] выполнили большое количество измерении на различных крыловых профилях, причем многие пограничные слои имели малые значения числа Рейнольдса Re Здесь использованы три пограничных слоя на профиле NA A 65(212)-222. Эти слои соответствуют следующим числам Рейнольдса Re , составленным по хорде профиля с, и углам атаки ф набегающего потока Re =0,92 10 , al)=8jr Re = 2,G4 106 Re = [c.449]

У крыловых профилей с наибольшей толщиной, далеко отодвинутой назад, иногда при увеличении числа Рейнольдса наблюдается скачкообразное перемещение точки перехода вперед к носику профиля. Это явление легко объяснить с точки зрения теории устойчивости. На рис. 17.12 показан расчет устойчивости для симметричного профиля с максимальной толщиной, равной 15% хорды и отодвинутой назад на 70% хорды профиля угол атаки равен 0°. Кривая предела устойчивости этого профиля имеет минимум, лежащий далеко впереди около носика профиля, и последующий максимум. Такая форма, обусловленная соответствующим ходом изменения формпараметра Л, приводит к тому, что в некоторой области чисел Рейнольдса Uoolh кривые Ujrfiih пересекаются с кривой предела устойчивости в трех [c.461]

Метод определения профильного сопротивления, предложенный Б. М. Джонсом, нашел широкое применение как при измерениях в полете, так и при измерениях в аэродинамических трубах [ ], [ ], [ ], [ ], [ ], [26], [39] [40] [46] [47] всех случаях получаются весьма удовлетворительные результаты. Г. Дёч [ ] показал, что при измерениях позади крылового профиля формулы Бетца и Джонса можно применять на расстояниях от задней кромки крыла, составляющих всего только 5% хорды крыла. В этом случае дополнительный член в формуле Бетца составляет по своей величине около 30% от величины первого члена. Особенно пригоден экспериментальный метод определения профильного сопротивления для установления влияния шероховатости обтекаемой поверхности на профильное сопротивление, а также для определения очень малого сопротивления ламинаризованных профилей. [c.680]

Определение профильного сопротивления путем расчета, поясненное в предыдущем параграфе для отдельного крылового профиля, распространено Г. Шлихтингом и Н. Шольцем [30], [34] случай течения через крыловые или лопаточные решетки. Если в турбине или в компрессоре с осевым протеканием через направляющее и рабочее колёса провести цилиндрическое сечение с осью, совпадающей с осями обоих колес, и затем развернуть это сечение в плоскость, то в последней получится так называемая плоская решетка из отдельных профилей крыльев или лопаток. Параметрами этой решетки являются относительный шаг ///, т. е. отношение шага 1 решетки к хорде профиля, и угол установки Руст профиля (рис. 25.7). При потенциальном обтекании отдельного крыла давление далеко впереди и далеко позади крыла одинаково. При потенциальном же течении через решетку такое равенство давлений в общем случае нарушается, а именно позади решетки возникает понижение давления, если решетка преобразует давление в скорость (турбинная решетка), и, наоборот, возникает повышение давления, если решетка преобразует скорость в давление (насосная, или компрессорная, решетка). Совокупное действие такого понижения (или повышения) [c.686]

Профиль лопатки в кольцевой решётке характеризуется теми же геометрическими параметрами, как и крыловой профиль в прямой решётке средней дужкой (средней линией) профпля, т. е. гео метрическим местом точек, равно удалённых от противоположных сторон профиля максимальной относительной кривизной дужки / и её расположением максимальной относительной толщиной профиля с и её положением углом изгиба профиля б, т. е. углом между касательными к средней линии, проведёнными в носике и задней точке профиля хордой профиля, т. е. отрез ком прямой, соединяющим крайние точки средней линии Про филя установочным углом (между прямолинейной хордой профиля и осью и). [c.595]

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]

На рис. 228 приводятся кривые равных скоростей (изотахи) вблизи такого пузыря , образовавшегося за точкой минимума давления на сравнительно толстом, восемнадцатипроцентном крыловом профиле при нулевом угле атаки ). Опыты проводились в аэродинамической трубе низкой степени турбулентности. Число Рейнольдса, построенное по длине. хорды с равнялось 1,7-Ю . Границей замкнутой отрывной области на рисунке соответствует изотаха с отметкой нуль. Аналогичные замкнутые отрывные зоны наблюдались в окрестности передней кромки крыловых профилей при сравнительно больших углах атаки ) и на поверхности эллиптического цилиЕдра ). Следует отметить, что образование пузыря наблюдалось только в трубах малой турбулентности. [c.684]

Сделанное ранее допущение заставляет считать отрывное значение /й при больших докритических счоростях не зависящим от Мо . Вспоминая, что возрастание числа Моо в докритической области вызывает резкое увеличение разрежения, а следовательно, и уклона и х) за точкой минимума давления, заключим, согласно (135), что это повлечет за собой убывание Хз, т. е. перемещение точки отрыва вверх по потоку. Отсюда следует, что сжимаемость жидкости при докритических скоростях предваряет отрыв ламинарного лограничного слоя, т. е. ухудшает обтекание тела. Расчеты подтверждают это соображение. Так, например, точка отрыва ламинарного слоя с верхней поверхности крылового профиля ЫАСА-4412 при Су = 0,146 и М , = О лежит примерно на 11% хорды от передней кромки, а прн Моо = 0,4 перемещается в точку, лежащую на 5% хорды от носика. [c.852]

Крыловые профили имеют удлиненную форму, как изображено на последних рисунках. Наибольший линейный размер I профиля называется хордой крыла. Угол а между хордой крыла и направлением потока, обтекающе- [c.133]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...