Поток около крыла

Рассмотрим физическую схему обтекания крыла, при которой появляется подъемная сила, т. е. сила давления жидкости на крыло, направленная перпендикулярно к скорости невозмущенного потока. Как мы видели, в потоке около крыла возникает циркуляция, в результате наложения которой на набегающий поток скорость над крылом становится больше, а под крылом меньше скорости невозмущенного потока. Вследствие этого [c.24]

Этот угол, как видно из (6.15), возрастает с увеличением удлинения, приближаясь к значению установочного угла атаки а. Истинный угол атаки (см. рис. 6.8) измеряется относительно фактического направления потока около крыла, отличающегося от направления невозмущенного потока за счет возникновения скоса потока. Скос же потока, как следует из (6.9), уменьшается с увеличением удлинения крыла (см. задачу 6.16). [c.169]

Применяя преобразование z = z-f о /г, где а = Ь—с, показать, что если с мало, то преобразование дает такой же поток около крыла с симметричным профилем Жуковского. Показать, что условие конечности скорости в точке возврата имеет вид [c.194]

Подъемная сила крыла, движущегося со скоростью V, перпендикулярна к скорости движения крыла. Это — та подъемная сила, с которой обыкновенно оперируют и к-рую находят при аэродинамич. испытаниях крыльев. Вследствие того что направление потока скошено на угол Да, подъемная сила также откинута назад на угол Да. Если спроектировать ее на направление движения крыла, то получится нек-рая сила направленная по скорости движения, т. е. нек-рая сила лобового сопротивления, вызванная строением самого потока около крыла и называемая индуктивным сопротивлением. Но при движении крыла от трения поверхности крыла о воздух и от различных побочных вихреобразований создается еще сила лобового сопротивления, зависящая исключительно от индивидуальных особенностей [c.56]

В свою очередь, течение около крыла 2 при можно представить ках поток около крыла с нулевым углом атаки и уравнением поверхности у=0,5 (в+(а) и наложенное на этот поток дополнительное течение, которое образуется около крыла 4 в виде пластинки нулевой толщины, совпадающей с хордой исходного [c.296]

Рис. 8.14. Сверхзвуковой поток около треугольного крыла с дозвуковыми кромками 1 — крыло 2 —линии Маха

Приближенное определение коэффициента интерференции /Ст, а также координаты центра давления на корпусе с учетом влияния сжимаемости, длины хвостового участка корпуса и сужения консоли можно осуществить непосредственно, рассмотрев область переноса нормальной силы в виде участка плоской поверхности (рис. 2.3.1,б,в). Течение здесь рассчитывается как поток около изолированной консоли полубесконечного размаха. В соответствии с данными линеаризованной теории перепад коэффициента давления, индуцированного таким крылом со сверхзвуковой передней кромкой на участке между линиями Маха, исходящими из начала и конца бортовой хорды, равен [15] [c.164]

В [1] изучено влияние угла раскрытия 27 У-образного крыла — нижней поверхности треугольного в плане волнолета на его аэродинамическое качество К при заданных удельном объеме г и коэффициенте подъемной силы Су. Расчеты проводились с использованием конической модели толщины вытеснения пограничного слоя [2, 3] (рис. 1, штриховые линии около крыла) на режимах обтекания с присоединенной к передним кромкам ударной волной. Число Маха невозмущенного потока М = 20, число Рейнольдса, вычисленное по длине корневой хорды крыла, Ке = 5 10 (ламинарный пограничный слой). [c.673]

Поэтому результирующая скорость течения около крыла складывается геометрически из скорости набегающего потока V и из скорости только что указанного движения, вызванного самим крылом. Нз обеих составляющих этого движения основную роль играет вертикальная со- [c.282]

Однако, для того чтобы такое сложение сопротивлений было возможно, необходимо, чтобы оба они были взяты для одного и того же состояния потока около элемента крыла, а отнюдь не для одного и того же угла атаки этого элемента только при соблюдении этого условия интенсивность подъемной силы на элементе крыла, один раз ограниченного боковыми стенками, а другой раз — не ограниченного, будет одинакова (если пренебречь малыми величинами). Отсюда следует, что при применении формул теории крыла целесообразнее брать за аргумент не [c.294]

Двухмерные сверхзвуковые потоки около заостренных тел и крыльев. Методы, изложенные в 8, позволяют получить отчетливую картину обтекания достаточно заостренных тел сверхзвуковыми потоками . Давление на каждом элементе поверхности таких тел, если отвлечься от небольшой потери энергии вследствие скачка уплотнения на переднем конце, полностью определяется скоростью [c.399]

Течение около крыла конечного размаха при малом угле атаки является примером трехмерного течения. В этом случае отрыв потока происходит на острой кромке и линии тока, сходящие с поверхности крыла, образуют некоторую конфигурацию, около которой формируется основное течение. Часто сходяш,ие с поверхности линии тока свертываются в вихрь, как показано на фиг. 35. Это явление описал и объяснил Дин [35]. [c.44]

Н. Е. Жуковский высказал гипотезу, согласно которой только те теоретические потоки около профиля крыла имеют практическое значение, для которых скорость у задней острой кромки профиля имеет конечную величину. Определим комплексную скорость в точке, совпадающей с задней кромкой профиля крыла, расположенного в плоскости комплексного переменного На основании формулы (90) будем иметь [c.307]

В соответствии с работой [Рубан А.И., Сычев В.В., 1973] рассмотрим трехмерный вязкий гиперзвуковой поток около пластины, расположенной под нулевым углом атаки (рис. 5.1). Ось х прямоугольной системы координат направим вдоль скорости невозмущенного потока Т4о в плоскости пластины, ось у — по нормали к ее поверхности, а ось г — перпендикулярно к указанным осям. Характерный продольный размер пластины обозначим через , а поперечный будем считать величиной порядка где го — параметр, характеризующий удлинение крыла. [c.188]

Как показано на рис. 189, анализ обтекания профиля крыла плоским потоком вязкой жидкости разбивается на несколько этапов. Сначала нужно выполнить расчет безвихревого потока невязкой жидкости около крыла. Помимо прочего, этот расчет дает расположение передней критической точки, начиная с которой пограничный слой нарастает. Как только это сделано, необходимо [c.207]

Рассмотрим некоторые особенности обтекания скользящих крыльев. Поток около таких крыльев можно разделить на два течения продольное (вдоль размаха крыла), характеризующееся скоростью параллельной передней кромке, попе- [c.284]

Рнс, 8-8.3. Несжимаемый двухмерный поток около плоской пластинки АВ, принадлежащей треугольному крылу и обтекаемой в поперечном направлении со скоростью Ко. а [c.341]

Рассмотрим расчет сопротивления стреловидных крыльев с до-звуковыми передними кромками, обтекаемых сверхзвуковым потоком под углом атаки. Как известно из предыдущего, по своим свойствам возмущенный поток около таких крыльев в направлении нормали к передней кромке является дозвуковым. Такое обтекание сопровождается перетеканием газа нз области повышенного давления в область, где оно меньше (с нижней стороны на верхнюю или обратно) и является причиной соответствующего силового воздействия на крыло. Для определения этого воздействия можно воспользоваться результатами исследования возмущенного движения несжимаемой жидкости около профиля в виде плоской пластинки, расположенной в потоке под углом атаки (см, 6,3). [c.363]

Если рассмотреть крыло 3, то поток около него, полученный в результате наложения друг на друга течений около крыла I и крыла 2. будет обладать тем свойством, что впереди него возмущения будут такими, как для крыла 2. а позади—как для крыла I. Таким образом, сила лобового сопротивления совмещенного крыла 3 равна разности сопротивлений крыльев / и 2, т. е. [c.376]

Рассмотрим некоторые особенности обтекания скользящих крыльев. Поток около таких крыльев можно разделить на два течения одно из [c.218]

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]

Покажите, что решение задачи о неустановившемся обтекании тонкого крыла сжимаемым потоком можно свести к определению параметров нестационарного течения несжимаемой жидкости около несущей поверхности видоизмененной формы в плане. [c.253]

Тонкой называется такая комбинация корпус — крыло , у которой поперечные размеры (например, размах крыла /) значительно меньше продольной длины L, т. е. 1 > L. Течение около такой комбинации носит линеаризованный характер. При этом можно принять, что хвостовой участок корпуса вместе с оперением (крыльями) находится на значительном удалении от носовой части, поэтому ее влияние на обтекание оперения пренебрежимо мало. Таким образом, хвостовой участок обтекается практически невозмущенным потоком с числом = 1,5. При этом условии рассмотрим расчет аэродинамических характеристик. [c.605]

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]

Авторы получили строгое решение газодинамической задачи для плоского потока около крыла при достаточно малых значениях числа М на бесконечности, доказали существование ее решения . Для тех же значений числа М были доказаны теорема Жуковского [Р — pFF) и сходимость метода Рэлея — Янцена. [c.320]

Другим примером потенциального потока с циркуляцией является поток около крыла самолета (рис. 63). Этот поток получатся из обычного потенциального потока без циркуляции (рис. 64) путем наложения на последний циркуляционного потока, изображеннго на рис. 65, вследствие чего при обтекании крыла также возникает циркуляция. С циркуляцией тесно связано возникновение подъемной силы крыла. Без всякого расчета легко видеть, что при наложении циркуляционного потока на обычный потенциальный поток (рис. 64) скорость последнего над крылом увеличивается, а под крылом, наоборот, уменьшается. Согласно уравнению Бернулли это означает, что над крылом давление уменьшается, а под крылом увеличивается, следовательно, возникает сила, действующая на крыло снизу вверх, т.е. подъемная сила. Кут-та (Ки11а) и Н. Е. Жуковский независимо друг от друга нашли путем теоретических расчетов, что подъемная сила на единицу длины крыла равна [c.104]

Рассмотрим физическую схему обтекания крыла, при которой появляется подъёмная сила, т. е. сила давления жидкости на крыло, направленная перпендикулярно к скорости невозмущённого потока. Как мы видели, в потоке около крыла возникает циркуляция, в результате наложения которой на набегающий поток скорости над крылом становятся больше, а нод крылом меньше скорости невозмущённого потока, вследствие чего давление над крылом понижается, а под крылом повышается этот перепад давления и даёт подъёмную силу. Возникновение циркуляции жидкости вокруг крыла в свою очередь объясняется следующими причинами. В начальный момент обтекание крыла является бесциркуляционным, но при этом в области между точкой схода струй (на верхней поверхности крыла) и задней острой кромкой крыла получается застойная зона потока. Жидкая поверхность раздела (граница между застойной зоной и потоком, стекающим с задней кромки), как показывают наблюдения, сворачивается в вихрь, который увлекается потоком. [c.363]

Из приведенного анализа можно выявить качественное различие сверхзвукового и дозвукового обтекания крыльев. Это различие проявляется в неодинаковом влиянии боковых и задних кромок на обтекание всей поверхности крыла. Если в сверхзвуковом потоке боковые и задние кромки совсем не влияют на поток около крыла (рис. 8.1.3, б) нли это влияние ограничено частью поверхности, примыкающе "1 к этим кромкам (рнс, 8.1.3, а), то в дозвуковом потоке влияние боковых и задних кромок сказывается на всей поверхности вследствие возможности распространения возмущений ках вниз, так и вверх по потоку. [c.299]

В дальнейшем не будем учитывать подсасывающую силу, которая может развиваться на передней дозвуковой кромке, что не изменяет результатов вывода. Так как потоки около крыльев слабовозыушениые, то наложением их друг на друга можно получить некоторое новое течение с параметрами, удовлетворяющими линеаризованному уравнению для потенциала скоростей. Наложение-осуществим таким образом, чтобы скорости набегающих потоков вычитались. Тогда очертание нового крыла 3 (рис. 8.13.1) будет совпадать с очертанием за данных крыльев / и 2, но изогнутость его поверхности будет иной. [c.375]

Когда тело движется в жидкости с постоянной скоростью V в определенном направлении, условия обтекания его такие же, как и в случае неподвижного тела, на которое набегает равномерный поток жидкости со скоростью К. Во многих случаях удобнее изучать это движение во второй форме таким образом мы будем рассматривать тело как неподвижное и определять движение жидкости относительно его. Представление о потоке вокруг тела в некоторый момент можно получить проводя лин и тока эти линии определяются из условия, что направление касательных к ним в любой точке совпадает с направлением движения частицы жидкости в той же точке. Вообще говоря, линии тока меняются со временем таким образом линии тона не соппадают с траекториями частиц жидкости. Часто поток с течением времени не меняет своего вида, и скорость в некоторой точке пространства не меняется по величине и направлению. В этом случае движение жидкости около тела называется установившимся (стационарным), и линии тока совпадают с траекториями частиц жидкости. Линии тока, проходящие через точки весьма малой замкнутой кривой, образуют цилиндрическую поверхность, называемую трубкой тока так как направление движения жидкости совпадает с направлением линий тока, то жидкость не протекает сквозь поверхность трубки тока. Поток около крыла или винта рассматривается почти всегда как установившийся, а жидкость, за некоторыми исключениями,—как несжимаемая и не имеющая вязкости (идеальная). [c.13]

Что касается области больших дозвуковых скоростей, то исследования опирались в то время только на эксперимент. Первые систематические опыты с применением критерия подобия по числу М поставил Дж. Стэк в 1934 г., в результате чего дана количественная оценка резкого изменения состояния потока около профиля крыла при подходе к скорости звука Это явление наступало при скорости невозмуш енного потока, для которой местная скорость обтекания на поверхности крыла впервые достигает значения местной скорости звука. Такая скорость невозмущенного потока была названа критической , а соответствующее ейчисло М впоследствии обозначалось как Мкр- [c.320]

При сравнении потоков вокр]уГ тел различной формы, но похожих др г на друга, например труб разных сечений, крыльев разных самолетов и т. п., число Ке примерно указывает на изменение соотношения между силами инерции и силами вязкости. Характер потока около тела, например отрыв потока, определяется не только формой тела, но и соотношением между силами инерции и силами вязкости. Для выяснения влияния этого соотношения на обтекание рассмотрим в следующем параграфе подробнее пограничный слой и связь его с вихреобразованием и отрывом потока. [c.390]

Таким образом, вместо пространственного течения около крыла буде"м рассматривать в каждом сечении z — onst плоское обтекание профиля потоком, скорость которого у, зависит от Z. [c.237]

К работам по теории крыла конечного размаха тесно примыкают исследования взаимодействия несущих поверхностей с телами вращения (интерференция). А. А. Дородницыным (1944) было предложено решение задачи об определении несущих свойств системы, состоящей из крыла большого удлинения и тонкого длинного фюзеляжа. Крыло заменялось несущей линией (пронизывающей фюзеляж) с переменной по размаху циркуляцией и сходящими с нее свободными вихрями, а фюзеляж — соответствующими особенностями, расположенными на оси. В. Ф. Лебедев (1958) обобщил метод А. А. Дородницына на случай стреловидного крыла и крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем. В работе А. А. Никольского (1957) предложено правило расчета подъемной силы а индуктивного сопротивления и рассмотрены некоторые задачи оптимизации системы крыло — фюзеляж в случае, когда крыло мало возмущает осесимметричный поток вокруг фюзеляжа. Вихревые линии, сходящие с крыла, при этом криволинейны и расположены вдоль линий тока исходного осесимметричного потока около изолированного фюзеляжа. А. И. Го-лубинский (1961) разработал метод решения задачи для обтекания крыла с бесконечно длинным цилиндрическим фюзеляжем. При этом для крыла использовалась теория несущей поверхности, а на поверхности фюзеляжа удовлетворялись граничные условия и путем разложения в ряды с помощью цилиндрических функций решалась соответствующая краевая задача. Расчет и опыты показали, что если диаметр фюзеляжа сравним с размахом крыла, то аэродинамическая сила, возникающая вследствйе интерференции, получается того же порядка, что и сила, действующая на изолированные консоли крыла. [c.97]

На фиг. 86 приведена фотография обтекания хвостовой части крылового профиля при большой дозвуковой скорости невозмущённого набегающего потока. В образующейся при этом около крыла местной сверхзвуковой зоне виден скачок уплотнения [c.208]

Теперь посмотрим, какие изменения вносит скос в картину об-екания крыла, расположенного под углом атаки а (называемым акже установочным углом) в потоке со скоростью V . По- вление скоса потока за крылом на угол 8 приводит к тому, что его бтекание в рассматриваемом сеченин будет характеризоваться начениями скорости Г и угла атаки Ои, отличающимися от соот-четствующих значений Г и а. которые определяют течение около выля бесконечного размаха. Истинный угол атаки Ои се- [c.245]

При М] > М р около поверхности крыла возникает зона течения со сверхзвуковыми скоростями, в связи с чем течение приобретает новые качества. Величина М1 р является границей двух основных режимов обтекания профиля при дозвуковой скорости набегающего потока докритического (М1<М1кр) и закритиче-ского (М1>М [c.30]

В аэродинамике профиля крыла, обтекаемого установившимся несжимаемым потоком, важной задачей является расчет аэродинамических коэффициентов тонких слабо изогнутых профи-.аей, расположенных под малым углом атаки. Течение около таких профилей маловозмущенное, поэтому обтекание профиля можно рассчитать, заменив его системой вихрей, непрерывно распределенных вдоль средней линии профиля. Метод, основанный на замене профиля системой вихрей, предполагает, что поперечные размеры профиля малы по сравнению с длиной хорды профиля, т. е. фактически рассматривается обтекание не собственно профиля, а его средней линии. [c.161]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...