Кромка задняя сопротивление

Из анализа выражений (1.13) — (1.15) можно сделать вывод, что каждую из аэродинамических сил можно разделить на составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательным напряжением, возникающим при движении вязкой жидкости. При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части (донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления разделяют, в свою очередь, на две составляющие сопротивление от давления на боковую поверхность — головное сопротивление и сопротивление от давления на донный срез — донное сопротивление. Поэтому, например, для суммарного сопротивления и соответствующего аэродинамического коэффициента [c.26]

При неблагоприятном очертании профиля срыв потока на выпуклой поверхности вблизи задней кромки возникает уже при небольшом положительном угле атаки, и его дальнейшее увеличение смещает точку срыва потока к передней кромке. Лобовое сопротивление при этом постепенно возрастает. При значительной [c.139]

При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части (донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления обычно разделяют еще на две составляющие, а именно сопротивление от давления на боковую поверхность (головное сопротивление) и сопротивление от давления на донный срез (донное сопротивление). В соответствии с этим суммарное сопротивление и соответствующий аэродинамический коэффициент равны [c.35]

На создание ударной волны расходуется часть энергии движущегося тела. Этот новый вид сопротивления среды, которое возникает при быстром движении тел, называется волновым сопротивлением. При скоростях, превышающих скорость звука, этот вид сопротивления имеет решающее значение. Величина волнового сопротивления зависит от формы не задней (как в случае обтекания), а передней части тела. Для ослабления возникающей ударной волны, а значит и волнового сопротивления, передняя часть тела (у которой возникает ударная волна) должна быть заострена. Например, у самолетов, летающих со сверхзвуковыми скоростями, передняя кромка крыльев делается гораздо более тонкой, чем у самолетов, скорости которых меньше скорости звука. [c.585]

Пользуясь выражением (69), можно получить приближенные формулы для коэффициентов подъемной силы и сопротивления различных профилей. Так, например, для ромбовидного профиля с не очень большим раствором угла клиновидной передней кромки, равным 2(о, и при нулевом угле атаки коэффициенты давления на передней (АВ) и задней (ВС) поверхностях [c.48]

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]

Крыловыми обычно называют профили цилиндрических тел с закругленной передней и заостренной задней кромками. Такую форму или близкую к ней имеют крылья летательных аппаратов, лопасти гребных винтов и турбомашин, подводные крылья судов. Эта форма обеспечивает минимальное лобовое сопротивление и максимальную подъемную силу. [c.244]

Широкое применение на летательных аппаратах различного назначения в большом диапазоне скоростей находят прямоугольные стабилизаторы малого удлинения (рис. 1.8.8,ж). Они обеспечивают большой стабилизирующий момент, что в известной мере объясняется благоприятной интерференцией с корпусом. К числу недостатков таких стабилизаторов относятся их большое аэродинамическое сопротивление, резко возрастающее уже при сравнительно небольших числах М <<Л, а также значительное перемещение центра давления в трансзвуковой области полета. Аэродинамические исследования выявили целесообразность использования на летательных аппаратах со сверхзвуковой скоростью неподвижных стабилизаторов, поворотного оперения (крыльев) или несущих поверхностей (играющих одновременно роль хвостового оперения), имеющих сложную форму в плане (рис. 1.8.8, зл-ж). Для такой формы характерны не одна прямая кромка, а наличие нескольких изломов по передней и задней кромкам, а также кри- [c.67]

Тормозные устройства. В целях повышения аэродинамического сопротивления, необходимого для снижения скорости полета, могут применяться специальные устройства — тормозные щитки. На летательных аппаратах они размещаются у задней кромки крыла (рис. 1.12.11,а) или в хвостовой части корпуса (рис. 1.12.11,6). При этом большая сила сопротивления возникает вследствие отклонения щитков на значительные углы, близкие к 90°. К числу аэродинамических средств торможения относятся также металлические диски (рис. 1.12.11,в), надувные шары и парашюты, обычно применяемые на заключительной стадии торможения, которой предшествует торможение щитками или дисками (или совместно щитками и дисками). [c.109]

Существующие методы определения сопротивления сводятся к выражению через параметры потока на задней кромке обтекаемого тела. Эти параметры могут быть найдены как теоретическим, так и экспериментальным путем. [c.341]

Режущие кромки и примыкающие к ним передняя и задняя поверхности лезвия в совокупности образуют главное и вспомогательное лезвия. Преодолевая сопротивление обрабатываемого материала, лезвия врезаются в заготовку и снимают с нее стружку. Лезвия всех инструментов в поперечном сечении имеют форму клина, который с одной стороны ограничен передней, а с другой — задней поверхностью (см. рис. 2.1). [c.39]

В неавтомодельном течении около пластины конечной длины с поверхностью, движущейся навстречу набегающему потоку, т.е. при г o < о, поверхностное трение у задней кромки обращается в бесконечность. Эта особенность в распределении поверхностного трения дает конечный вклад в величину сопротивления пластины, увеличивая его по сравнению со случаем г o = 0. [c.107]

Для того чтобы подъемная сила была большой, а сопротивление — малым, обтекание лопасти должно быть безотрывным, т. е. поток должен примыкать к ее поверхности. В потоке, обтекающем поверхность лопасти, от носка до точки наибольшего разрежения имеют место большие ускорения частиц воздуха. На остальной части верхней поверхности лопасти, вплоть до задней кромки, течение замедляется. Чтобы течение не отрывалось от поверхности, замедление в нем должно быть небольшим. Срыв при больших углах атаки возникает тогда, когда [c.793]

Снижения лобового сопротивления можно достичь уменьшением размера спутной струи, т. е. части неразделенного воздушного потока, расположенного за задней частью кузова. В то время как гладкий профиль крыла самолета плавно омывается потоком воздуха от передней до задней кромки, плохо обтекаемый профиль кузова автомобиля неизбежно вызывает возмущение потока и его турбулентность. Хотя поток остается безвихревым, слой воздуха прилипает к кузову вблизи тонкого пограничного слоя, затем сносится назад до тех пор, пока его скорость не сравняется со скоростью основного потока. При этом возникают касательные силы вязкого трения, которые складываются с силами сопротивления воздуха, всякий раз, когда происходит возмущение плавного потока неровностями поверхности или другими возмущающими элементами. Резкие нарушения контура поверхности могут вызвать срыв потока, который является предпосылкой для завихрения спутной струи. [c.39]

Очертание задней кромки профиля до последнего времени не отличалось разнообразием — применялись острые кромки. Для дозвукового обтекания они были наивыгоднейшими во всех отношениях. Однако для сверхзвуковых скоростей (особенно для Af>2) могут оказаться выгодными тупые задние кромки они позволяют без ущерба для прочности крыла сделать более острой переднюю кромку профиля и уменьшить положительные избыточные давления перед крылом, которые при больших сверхзвуковых скоростях играют большую роль в создании волнового сопротивления, чем разрежение сзади. [c.79]

Наиболее известным является то соображение, что сопротивление можно уменьшить при помощи улучшения обтекаемости. Под этим мы понимаем подбор для крыла самолета такого очертания, которое сводит к минимуму градиент противодавления. Это должно было бы задержать отрыв потока и таким образом уменьшить лобовое сопротивление, позволяя избежать застойной области у передней кромки либо отрыва вблизи нее. На практике это достигается тем, что передняя кромка округляется, а остальная часть тела постепенно суживается до острой задней кромки. [c.64]

Таким образом, удлинение влияет на средний коэффициент сопротивления только в том случае, если вся задняя кромка будет находиться целиком внутри конусов Маха, выходящих из обоих концов передней кромки. [c.21]

В этом случае для распределения подъемной силы и сопротивления бесконечного треугольного крыла можно дать математические выражения в замкнутом виде. При этом согласно правилу запрещенных сигналов и общих свойств крыльев, имеющих в плане форму с дозвуковыми и сверхзвуковыми задними кромками, решение для бесконечного крыла без изменений будет пригодно также м для конечного крыла, если только оно имеет сверхзвуковую заднюю кромку. [c.46]

Используя, как и в случае единичного профиля, изложенный ранее прием перехода от сечения в следе к сечению на задней кромке профиля (о = 0 , и=и , будем иметь следующие формулы для потери напора/) и силы сопротивления [c.653]

Теория крыла . Если крыло имеет конечный размах, то на задней его кромке образуется, как об этом уже было рассказано в 7 гл. II (см. рис. 46), поверхность раздела. Края этой поверхности свертываются, вследствие чего возникают два вихри, простирающиеся позади крыла на протяжении всего его пути. В каждый промежуток времени длина этих вихрей увеличивается на длину пути, пройденного крылом, поэтому кинетическая энергия вихрей должна все время возрастать. Но для этого, на основании закона сохранения энергии, необходимо, чтобы крыло все время совершало работу. Очевидно, что эта работа может состоять только в преодолении сопротивления. Таким образом, крыло конечного размаха испытывает сопротивленце даже при движении в жидкости, лишенной трения. Приближенное вычисление этого сопротивления возможно следующим образом. [c.282]

Вырезы у задней кромки профиля или разделительная пластина, оказывающие слабое влияние в стационарном потоке, способствуют росту донного давления при нестационарном режиме донного течения. Вырезы у задней кромки профиля снижают сопротивление благодаря их стабилизирующему влиянию на присоединенные вихри, свойственные возникающему стационарному донному течению, которые на профилях без вырезов нестационарны и периодически сбегают вниз по потоку с образованием вихревой дорожки. Разделительная пластина также оказывает стабилизирующее действие. [c.18]

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]

Первые три профиля отличаются простотой изготовления. Преимущество треугольной и ромбовидной форм заключается в придании оперению большей жесткости по сравнению с трапециевидной формой. С точки зрения аэродинамики некоторой выгодой обладает трапециевидный профиль, так как при одинаковой с треугольным и ромбовидным профилями толщине он может обеспечить меньшее сопротивление и большее аэродинамическое качество. У чечевицеобразного профиля сопротивление еще меньше, чем у трапециевидного (при одинаковой относительной толщине). Выбором соответствующих углов заострения передней и задней кромок можно добиться хорощей жесткости крыла. Увеличивая углы заострения передней кромки, следует учитывать возможность возрастания волнового сопротивления, а также повышенную чувствительность режима обтекания к изменению углов атаки. Так, с увеличением углов заострения уменьшаются углы атаки, при которых наступает режим обтекания с отошедшей волной, когда резко возрастает сопротивление, нарушается безотрывный характер течения, что вызывает снижение подъемной силы и, как следствие, ухудшение устойчивости. [c.63]

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]

ДТРД Пегас 11 имеет трехступенчатый вентилятор без ВНА, приводимый двухступенчатой неохлаждаемой турбиной вентилятора. Околозвуковой вентилятор имеет рабочие лопатки всех ступеней с противовибрационными полками, причем лопатки рабочего колеса первой ступени сконструированы более толстыми с тупой передней кромкой для лучшего сопротивления удару при попадании посторонних предметов на вход в двигатель. За последней ступенью вентилятора некоторое количество воздуха отбирается для охлаждения турбины и подшипников задних поворотных сопел, а также вентиляции двигательного отсека. [c.193]

Донный насадок МВ-5 (см. рис. 2) использован для проверки эффективности тепломассоподвода с целью снижения донного сопротивления за счет воздействия его на пограничный слой перед донным торцом. Вдув проводился по нормали к цилиндрической поверхности элемента и частично непосредственно в ближний след вблизи кромки донного среза (за счет смещения задней кромки отверстий к центру донного среза модели МВ-5). В качестве источника рабочего тела в ДГГ использованы составы с калорийностью (5т = 24.0 и 26.6 МДж/ кг. Получено, что при относительном расходе продуктов сгорания О 0.27% уменьшение донного сопротивления состав- [c.513]

Лри числах М, не намного превышающих единицу, треугольное крыло несколько хуже стреловидного в отношении сопротивления (рис. 3.21) у стреловидного и передняя и задняя кромки дозвуковые, -поэтому нет ни головного, ни хвостового скачков, а у треугольного крыла на прямой задней кромке формируются хвостовые скачки, как у прямого крыла. Но при более высоких числах М меньшим оказывается уже сопротивление треугольного крыла. Дело в том, что головная вол на у треугольного крыла возникает лишь по достижении такого числа М, при котором передняя кромка станет сверхзвуковой, но к этому моменту коэффициент сопротивления, обусловленный хвостовыми скачками, значительно уменьшается. Таким образом, неодновременное возникновение головных и хвостовых скачкор как бы выравнивает кривую [c.94]

Коэффициента сопротивлёйия faKoro крыла. У стреловидного же крыла без сужения передняя и задняя кромки становятся сверхзвуковыми одновременно, при этом получается максимум коэффициента сопротивления, который может оказаться выше, чем у треугольного крыла. Это и показано на рис. 3.21. [c.95]

Одним практически чрезвычайно важным примером действия потока является подъемная сила крыла самолета, или подъемная сила пластины, наклоненной под углом к потоку. Крыло самолета представляет собой пластинку определенного профиля, закругленную спереди (передняя кромка) и заосгренную сзади (задняя кромка) (рис. 319). Если пластинка поставлена под некоторым углом к потоку а (этот угол называют углом атаки), то реакцию жидкости на пластинку можно разложить на две составляющие нормальную к потоку силу и силу лобового сопротивления / . При маленьких углах атаки а сила Р,, много больше R. Обычно самолет летит при таком [c.395]

Для того чтобы понять этот процесс, рассмотрим несколько картин течения. На рис. 53 показана структура потока нормального дозвукового течения вокруг крыла. Здесь нет отрыва, за исключением небольшого стремления к отрыву возле задней кромки, которое может быть просто утолш,ением иограпичиого слоя, вызываюш,им малое сопротивление следа. Сначала течение ускоряется вдоль верхней поверхности крыла, но не достигает значения скорости звука затем, достигнув максимальной скорости в некоторой точке новерхности, течение снова замедляется. [c.130]

Аналогичные выводы сделал Хорнер [6]. Он сравнил данные для профилей с затупленными задними кромками и для стыков металлических листов (соответствующих небольшому уступу, расположенному по потоку) и показал, что сопротивление возрастает приблизительно по степенному закону в зависимости от отношения высоты уступа к толщине пограничного слоя в степени /з-По сравнению с данными Нэша и др. [9] такой закон дает заниженные значения донного давления или завышенные значения сопротивления. При дозвуковых скоростях донное давление зависит [c.17]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...