Вихрь несущий

Из (11) для энергии Л -вихря, т. е. вихря, несущего jV квантов магн. потока, выводится следующее выражение через энергию единичного вихря [c.139]

Функция F r) —главный результат изложенной теории. Погонная циркуляция вихревого слоя в следе (которая связана с распределением циркуляции присоединенных вихрей несущего винта) определяется как [c.95]

Прямолинейный отрезок вихря является наиболее удобным элементом для построения системы вихрей несущего винта при расчетах неоднородного поля индуктивных скоростей. Ломаной ли- нией из таких элементов можно моделировать спиральные концевые вихревые жгуты. Отрезки прямолинейных вихрей позволяют также описывать продольную и поперечную завихренности, сходящие с внутренней части лопасти, причем для сглаживания особенностей поля скоростей целесообразно радиус ядра брать большим. [c.493]

Как уже говорилось, продольные и поперечные свободные вихри несущего винта образуют за каждой из лопастей винтовые поверхности. Для участков такой поверхности, достаточно удаленных от лопастей. [c.495]

Рис. 13.6. Упрощенная модель системы вихрей несущего винта.

Рис. 13.6. <a href="/info/499258">Упрощенная модель</a> <a href="/info/202458">системы вихрей</a> несущего винта.

Рис. 13.7. Модель системы вихрей несущего виита, включающая линейный концевой вихрь и прямоугольные вихревые площадки, описывающие внутреннюю пелену.

Рис. 13.7. <a href="/info/731703">Модель системы</a> вихрей несущего виита, включающая линейный <a href="/info/140532">концевой вихрь</a> и прямоугольные <a href="/info/143449">вихревые площадки</a>, описывающие внутреннюю пелену.

Метод расчета неоднородного поля индуктивных скоростей винта вертолета и высших гармоник нагрузок развит в работах Миллера [М.123, М.124] ). При постоянной или линейно изменяющейся по радиусу винта скорости протекания расчетные гармоники аэродинамических нагрузок убывают как ц" (где п — номер гармоники), тогда как по результатам измерений в определенных условиях полета (переходные режимы, посадка с подрывом) доминируют пятая и шестая гармоники нагрузки. Такие гармоники вызывают увеличение шума винта и вибраций вертолета. Основной причиной их, возникновения являются скорости, индуцируемые системой вихрей несущего винта. По- [c.663]

Поскольку наиболее важную роль в процессе образования поля скоростей и нагрузок на лопасти играют концевые вихри, определение их формы представляется наиболее важной частью задачи о форме системы вихрей несущего винта. Определение формы вихрей, сходящих с внутренней части лопасти, может быть выполнено с меньшей точностью, поскольку влияние этих вихрей на винт менее существенно. Чаще всего в расчетных или экспериментальных исследованиях системы вихрей несущего винта обращают внимание лишь на концевые вихри. При описании концевого вихря ломаной из ряда прямолинейных отрезков обычно достаточно указать расположение угловых точек ломаной. Это должно быть сделано для каждого азимутального положения лопасти, при котором проводится расчет индуктивных скоростей. [c.672]

В работе [S.47] описывается метод расчета формы свободных вихрей несущего винта, предназначенный для исследования [c.680]

В отличие от чистых сред, в которых изнашивание уплотнительных колец идет в осевом направлении, в средах с абразивными включениями изнашивание идет в радиальном направлении, вдоль ширины пояска трения. Начинается изнашивание на входной кромке вследствие ее дефектов (сколов, трещин) или эксцентричности наружной поверхности вращающегося кольца (рис, 9.39). Вследствие дефектов входной кромки вблизи нее образуется вихрь, несущий абразивные частицы и размывающий входную кромку. После образования на обеих поверхностях трения кольцевой канавки - зоны гидроабразивного изнашивания (участок I) — абразивные частицы самой мелкой фракции получают свободный доступ к стыку пары трения, образуя зону изнашивания клиновидной формы (участок II). Долговечность уплотнения зависит от скорости распространения клиновидной зоны вдоль ширины пояска трения. В процессе изнашивания пары трения уплотнительные функции несет поясок трения, свободный от воздействия абразивных частиц (участок III). [c.332]

Напряжение, распределение -- жидкости, находящейся в равновесии 19 Напряжение, распределение—идеальной жидкости 19 Напряжения 17 Насыщающее количество 41 Начальный вихрь несущей поверхности 193 Невыполненное состояние 51 Непрерывность, уравнение—для несжимаемых однородных жидкостей 91 [c.222]

Прежде чем приступить к рассмотрению полученных результатов, отметим, что последний коэффициент не оказывает никакого влияния. Действительно, совокупность свободных вихрей несущей системы дает полную циркуляцию, равную нулю. Следовательно, вихрю Г, расположенному в точке А, должен соответствовать другой вихрь —Г, расположенный в какой-либо другой точке внутри круга, из чего следует, что зеркальные изображения вихрей в центре, VoГ и —VoГ, взаимно уничтожаются. [c.403]

Вихревая модель плоской несущей поверхности представляет собой совокупность множества дискретных вихревых систем, каждая из которых представляет собой нестационарный подковообразный (прямой или косой) вихрь. Такой вихрь размещается в элементарной ячейке поверхности, расположенной на пересечении разграничивающих линий, идущих вдоль размаха крыла, с прямыми, параллельными корневой (центральной) хорде (сечениями крыла). Рассмотрите методы деления полосы (сечения) на ячейки, а также размещения в них дискретных нестационарных вихрей и контрольных точек, для которых определяются граничные условия. [c.249]

Найдите общие выражения для координат середин элементарных дискретных присоединенных вихрей, их размаха, а также тангенсов углов стреловидности в случае равномерного и неравномерного размещения по сечению ячеек несущей поверхности и расположенных в них вихрей. [c.249]

Рассмотрите общее выражение для циркуляции дискретного вихря в какой-либо ячейке базовой плоскости (рис. 9.8) для случаев симметричного или несимметричного движения несущей поверхности. [c.250]

Напишите общее выражение для индуцированной скорости в контрольной точке от присоединенного вихря дискретной подковообразной вихревой системы, а также всех таких вихрей, покрывающих несущую поверхность (рис. 9.8). Представьте эту скорость как функцию производных циркуляций по кинематическим параметрам и учтите особенности симметричного (Q,. = 0) и асимметричного (й,. Ф 0) движений. Рассмотрите случай гармонического изменения кинематических параметров и числовой пример расчета функции, определяющей индуцированную скорость в какой-либо контрольной точке от нескольких дискретных вихрей (по данным задачи 9.38). [c.250]

В соответствии с гипотезой Чаплыгина—Жуковского при плавном обтекании крыла поток обычно не огибает заднюю кромку, а сходит с нее (рис. 9.13, в). При этом скорости на острых задних кромках несущей поверхности конечны. Сход потока с таких кромок сопровождается образованием начального (разгонного) вихря и, как следствие, формированием свободных нестационарных вихрей, отделяющихся от присоединенных. Изменение интенсивности присоединенных вихрей вызывает сход с них пелены свободных вихрей, параллельных присоединенному вихрю. Эта вихревая пелена располагается на самой несущей поверхности и за ее пределами, сходя с задней кромки. Таким образом, в этом случае циркуляция по произвольному контуру, охватывающему сечение крыла, не равна нулю. [c.289]

Рассмотрим задачу об обтекании несжимаемым установившимся потоком крыла произвольной формы в плане. При решении этой задачи можно не находить потенциал скоростей ф (9.421), а использовать метод, в соответствии с которым несущая поверхность заменяется системой дискретных стационарных вихрей, каждый из которых представляет собой косой подковообразный вихревой шнур. По вычисленным значениям циркуляции этих вихрей можно определить распределение давления и аэродинамические коэффициенты. [c.350]

Выражение (2.5.12) соответствует коэффициенту эффективности т)оп, найденному в предположении, что вихревая пелена, сбегающая с крыльев, расположена в плоскости оперения и участок этого оперения, покрытый вихревой пеленой, полностью теряет свои несущие свойства. В действительности это предположение, как уже указывалось, не является полностью оправданным и, следовательно, формулу (2.5.12) надо рассматривать как зависимость, определяющую лишь порядок величины АУ(т,оп)в- Чтобы уточнить эту зависимость, можно внести в нее поправочный множитель, который учитывает влияние на нормальную силу отклонения вихря, характеризующегося его вертикальной координатой (рис. 2.5.3). В соответствии с этим нормальная сила [c.197]

Один из методов расчета производных устойчивости при нестационарном обтекании основан на представлении тонкой конфигурации летательного аппарата в виде базовой плоской поверхности, являющейся проекцией аппарата на плоскость связанных осей Охг, и последующей ее замене несущей вихревой пеленой, которая в свою очередь представляется приближенной системой дискретных нестационарных вихрей [4 5]. [c.219]

Решение задачи об определении момента крена, обусловленного интерференцией передних управляющих и задних несущих поверхностей, сводится в основном к нахождению положения вихрей и вычислению индуцированных ими вертикальных и боковых скосов потока у задних консолей. [c.256]

По величине г/о можно вычислить относительную координату вихря у — = Ув/ оп (рис. 3.2.1) у задней несущей поверхности, используя формулу [c.256]

Рассмотрим дополнительный момент крена от консолей оперения, вызванный влиянием вихрей, сбегающих с вертикальных консолей передних несущих поверхностей, повернутых на некоторый угол (8ф)кр [c.261]

Метод замены подъемной силы крыла действием лишь одного вихря используется в так называемой теории вихревой несущей линии (рис. IX. 12, а). Подъемную силу крыла можно создать не одним присоединенным вихрем, как это сделал Н. Е. Жуковский, а системой вихрей, непрерывно распределенных по контуру профиля крыла (рис. IX. 12, б). Теория, имеющая в своем основании такую схему, значительно сложнее первой она называется теорией вихревой несущей поверхности. [c.219]

По теории вихревой несущей линии крыло конечного размаха заменяется П-образным вихрем, состоящим, как показано на рис. IX. 13, а, из присоединенного вихря постоянной интенсивности, переходящего на концах крыла в свободные вихри той же интенсивности. Очевидно, по такой схеме подъемная сила крыла, а следовательно, и циркуляция не постоянны по размаху крыла их распределение определяется только интенсивностью присоединенного вихря. В середине крыла они имеют наибольшее значение, по мере приближения к концам убывают и у концов обращаются в нуль. [c.220]

Переход к крупным каплям сопровождается значительным возрастанием концевых потерь по сравнению с потерями при перегретом паре для решеток С-9012А. Физически этот результат легко объясним возрастают потери кинетической энергии. на трение в периферийных движениях пленок, а также в концевых вихрях, несущих крупнодисперсную влагу. Распределение коэффициентов потерь по высоте решетки подтверждает интенсификацию вторичных течений в потоке влажного пара. [c.117]

Рассмотрим определение этого коэффициента, основываясь на теории несущей лниии>. В соответствии с этой теорией крыло конечного размаха заменяется одним присоединенным вихрем (несущей линией). При этом для несущей линии циркуляция Г(г) будет такой, как и для соответствующих сечений самого крыла (рис. 6.4.4). При такой замене плоская вихревая пелена начинается непосредственно на несущей линии и имеет изменяющуюся вдоль размаха погонную интенсивность dT z) dz. Скос потока в данном сечении будет определяться для полубесконечного вихревого жгута интенсивностью dY[z) dz]dz. В соответствии с этим суммарный угол скоса для сечения согласно рис. 6.4.4 [c.246]

Основным элементом этой задачи является нахождение расстояния /о между свободными (свернувшимися) вихрями. При этом будем исходить из того, что для крыла с размахом I вихревая схема крыла может быть заменена одним П-образным вихрем с постоянной циркуляцией Го, соответхггвующей корневому сечению. Принимается также, ЧТО присоединенный вихрь (несущая линия) проходит через фокус крыла с координатой лгго. Величина этой циркуляции может быть определена по уравнению связи, согласно которому [c.250]

При исследовании установив шегося обтекания несжимаемой жидкостью несущей поверхности сложной формы она заменяется вихревой моделью, представляющей собой бесконечную совокупность распределенных элементарных вихревых систем. Каждая такая система представляет собой косой подковообразный вихрь, состоящий из присоединенного косого вихря и двух отходящих от него свободных вихревых шнуров. Определите скорость, вызванную указанной вихревой системой, в некоторой точке, лежащей в той же плоскости, что и рассматриваемая система. Найдите числовое значение скорости в соответствии с геометрическими размерами вихря и координатами точки, а также заданными скоростью Voo = = 100 м/с и циркуляцией Го = 2 м /с. [c.247]

Определение аэродинамических характеристик несущей поверхности в случае нестационарного движения основано на замене эквивалентной базовой плоскости вихревой системой, состоящей из совокупности дискретнглх косых подковообразных присоединенных вихрей с отходящей от них пеленой нестационарных свободных вихрен. Рассмотрите скорость, индуцированную дискретным подковсобраз- [c.247]

Рассмотрим схемы дозвукового обтекания сечения несущей поверхности, изображенные на рис. 9.13, а, б. Такой характер обтекания, когда критическая точка сдвинута относительной задней кромки, наблюдается в редких случаях и лишь в начальный момент как следствие резкого изменения параметров движения. В этот момент циркуляция еще не возникает, свободные вихри не отделяются от присоединенных, начальный вихрь не сходит с задней кромки. Таким образом, этому моменту соответствует бесциркуляционное течение, при котором циркуляция по замкнутому контуру, охватывающему любое сечение крыла, равна нулю. Очевидно, в данном случае ни за крылом, ни на его поверхности свободные вихри не появ- [c.288]

Благодаря влиянию вихрей скорость частиц в этой зоне будет больше, чем при безотрывном обтекании, а давление меньше (рис. 1.11.3). Поэтому появляется дополнительное сопротивление от перераспределения давления, называемое сопротивлением подсасывания (или вихревым сопротивлением). Увеличение сопротивления можно объяснить тем, что на образование вихрей и отрыв потока затрачивается дополнительная часть кинетической энегии потока, обтекающего тело. Такой вид отрыва на несущей поверхности (крыло, оперение), нежелательный с аэродинамической точки зрения, обычно называют срывом потока. [c.99]

Учет этих эффектов позволяет получить более достоверные сведения об интерференции. При этом ее исследование можно осуществлять, исходя из упрощенной вихревой модели комбинации корпус — крыло (рис. 2.5.3), в соответствии с которой каждая из консолей заменена присоединенным вихрем интенсивностью Го несвободным вихрем той же интенсивности, сбегающим с задней кромки консоли. Так как корпус обладает несущей способностью, то он тоже должен быть заменен участком присоединенного вихря и вихрем, сходящим вниз по потоку. Эти вихри с интенсивностью Го называются сопряженными. Их расположение соответствует правилу сопряженных радиусов, согласно которому г, = гУгц. [c.196]

Схема Х+ (рис. 2.5.15,6). Производная от коэффициента нормальной силы, развиваемой передними несущими поверхностями летательного аппарата, выполненного по схеме X + , определяется при помощи формулы (2.5.53). Что касается плюсобразного оперения, то при нахождении создаваемой им нормальной силы следует учитывать влияние на него двух пар вихрей (3—3 и 4—4 на рис. 2.5.15,6), создаваемых наклонными консолями крыльев. [c.212]

Схема + Х (рис. 2.5.15,в). Задние иксобразные несущие поверхности находятся в зоне влияния пары вихрей 3—3, возникших за передними горизонтальными консолями. Так как их нормальная сила в / раз больше, чем наклонных, то в это же.число раз больше будет напряжение вихрей и, следовательно, угол скоса перед иксобразным оперением. В соответствии с этим для консолей такого оперения [c.212]

Рассмотрим физическую картину интерференции на примере летательного аппарата с плюсобразным расположением рулей и несущих поверхностей в виде оперения (рис. 3.2.1). Для простоты примем, что движение происходит без скольжения под некоторым малым углом атаки. В этом случае задача связана с исследованием воздействия на обтекание в основном вертикальных рулевых консолей. С этих консолей, повернутых на некоторый угол б ф, сбегают вихри, располагающиеся несимметрично относительно продольной оси и создающие поэтому неодинаковый скос потока у несущих поверхностей. Это обусловливает различные нормальные и поперечные силы соот- [c.255]

Физическая природа явлений, вызывающая этот эффект, недостаточно выяснена. Можно предположить, что при наличии зазора на выходе из рабочего колеса скорости сильно возрастают и образуется завихренный слой в потоке, который, попадая в горловину, пересекает поток и, отрываясь от стенок, образует кольцевой вихрь на входе. Это приводит к уменьшению действующего сечения в горловине и повышению местных значений скорости. Из этих соображений желательно в диагональных турбинах зазор принимать равным (0,0007н-s-0,001) Di, но прп этом его минимальные фактические значения не должны быть меньше 0,0005Di. При нагружении рабочего колеса гидравлической осевой силой его центр перемещается вдоль оси турбины на A/i, т. е. на значения прогиба опоры, несущей пяту агрегата, и растяжения вала. При этом зазор между лопастью и камерой уменьшается на б = A/i os 0, где 0 — угол между направлением радиуса, проведенного к точке, в которой определяется зазор, и осью турбины. Наибольшие б будут, очевидно, при минимальных 0 у горловины отсасывающей трубы. Поэтому при сборке, когда сила гидравлического давления отсутствует, зазор следует задавать как сумму = 6 f б и указывать точку, в которой он задан. [c.45]

Таким образом были заложены основы аэродинамики крыла бесконечного размаха. Почти одновременно с разработкой этой теории были предприняты исследования в теории крыла конечного размаха. Одной из первых работ, в которой для построения течения около крыла использовалась вихревая схема, был трактат Ф, Ланчестера, опубликованный в 1907 г. [43]. В 1910 г. Чаплыгин предложил вихревую схему крыла, а в 1913 г. на основе замены крыла П-образным вихрем дал метод расчета индуктивного сопротивления крыла. Аналогичная идея была использована Л. Прапдтлем, опубликовавшим теорию несущей линии [44], пригодную для расчета индуктивного сопротивления крыла достаточно большого удлинения. Ему же принадлежат важные для последующего развития аэродинамики результаты в теории пограничного слоя (1904 г.), в том числе объяснение сопротивления формы при обтекании тела с отрывом пограничного слоя от его поверхности [45]. [c.288]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...