Срыв потока с задней кромки

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]

Экспериментальные и теоретические исследования последних лет раскрывают общую картину развития динамического срыва, хотя еще нельзя сказать, что протекание срыва в нестационарных условиях полностью изучено. Рассмотрим профиль, угол атаки которого периодически изменяется с большой амплитудой от значения, намного меньшего критического угла атаки в стационарных условиях, до значения, превосходящего угол атаки начала динамического срыва. Такой диапазон типичен для первой гармоники изменения угла атаки при полете вперед, причем среднее его значение соответствует большому значению параметра нагружения Ст/а, При увеличении угла атаки срыв затягивается вследствие нестационарности, так что линейный закон изменения подъемной силы и небольшие моменты на профиле сохраняются при значениях угла атаки, превышающих критический угол атаки в стационарных условиях. После того как угол атаки профиля превысит угол атаки начала динамического срыва (который в свою очередь зависит от скорости а изменения угла атаки), подсасывающая сила на передней кромке профиля пропадает, а с поверхности вблизи передней кромки начинает отходить пелена интенсивных поперечных вихрей. Эти вихри движутся над верхней поверхностью профиля по направлению к задней кромке со скоростью, значительно меньшей, чем скорость набегающего потока. Вызванное вихрями возмущение поля давления приводит к смещению назад области разрежения. В возникшем переходном процессе [c.799]

В работе [М.28] описано экспериментальное исследование отрыва пограничного слоя и срыва потока на серии профилей при малых числах Маха, но сравнительно больших числах Рейнольдса. Во всех случаях при динамическом срыве происходил сход вихрей с передней кромки. При развитии срыва на большей части верхней поверхности образующиеся вблизи передней кромки зоны завихренности отделялись от нее и уносились в направлении задней кромки со скоростью в 2—3 раза меньшей, чем скорость набегающего потока. Для большинства профилей. [c.817]

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]

При увеличении угла атаки а>0 передняя критическая точка/С перемещается вниз по профилю к точке Б, а точка схода струй В — вверх по профилю к точке А (рис. 18.2, б). Если было бы возможно плавное обтекание жидкостью задней острой кромки, то установилось бы новое бесциркуляционное обтекание профиля — Г=0, Яу = . Однако, при радиусе закругления острой кромки г->-0, скорость безотрывно обтекающей жидкости должна беспредельно возрастать (см. п. 3.8), так что давление, вычисленное по уравнению Бернулли, должно было бы неограниченно уменьшаться р- -(—оо), что невозможно. В действительности на верхней поверхности профиля самопроизвольно возникает течение жидкости к задней критической точке, где давление понижено. Это течение возвращает точку схода струй в заднюю острую кромку профиля. При этом поток жидкости срывается с острой кромки в виде начального или разгонного вихря, вращающегося против часовой стрелки с циркуляцией (—Г) и сносится потоком (рис. 18.3). [c.344]

При дальнейшем увеличении угла атаки или скорости набегающего потока происходит аналогичное явление с задней острой кромки срывается новый разгонный вихрь, вращающийся в ту же сторону, что и первый, и на величину его циркуляции возрастает циркуляция вокруг профиля, а вместе с ней и Ry и струи плавно стекают с задней острой кромки. [c.345]

В полете воздушная нагрузка уравновешивается упругим прогибом крыла и дополнительным индуктивным натяжением ткани паруса и троса задней кромки (см. рис. 15). Из рисунка видно, что нрп а = 0 профиль крыла симметричен, а с увеличением угла атаки возникает кривизна профиля, увеличивающаяся с ростом а. Аэродинамический эффект такого явления эквивалентен эффекту автоматического закрылка крыла. Благодаря ему крыло имеет очень мягкий срыв потока на критических углах атаки, в результате чего полет сменяется крутым, но медленным снижением. В этом режиме аппарат инертен по рысканью. [c.32]

С одной стороны поверхности крыла на другую с верхней на нижнюю в случав е) и с нижней на верхнюю в случае а). При этом на овтрой кромке либо должны образовываться бесконечно большие скорости, что приводит к физически невозможным бесконечно большим отрицательным давлениям, либо должны происходить срывы потока с поверхности профиля и вихреобразования. Среди трех указанных возможных форм обтекания только одна форма б) с задней критической точкой В, совпадающей с угловой точкой на задней кромке профиля, приводит к плавному стенанию струй жидкости с задней кромки крыла с конечной скоростью. [c.181]

В обычных условиях при начале движения крыла можно заметить образование вихря у задней кгромки крыла (рнс. 321). Это объясняется тем, что вначале при небольшой скорости поток обтекает крыло примерно так, как и идеальная жидкость частицы жидкости под действием давления стремятся обогнуть снизу заднюю кромку, но вследствие вязкости теряют свою кинетическую энергию и останавливаются встречный поток, который должен был бы остановиться, тормозится давлением частиц потока, идущих назад, и поэтому он не останавливается, а продолжает движение вдоль поверхности, образуя вихрь. Вихрь срывается с задней кромки и уносится потоком. После этого течение принимает ста- [c.398]

Отрывный пузырь способствует турбулизации пограничного слоя ниже по течению. Это случай так называемого срыва с задней кромки. Все три случая (короткие и длинные пузыри, а также срыв с задней кромки) изучены Маккаллохом и Голтом [31] для толстого крылового профиля (NA A 6З3-О18) и некоторых других крыловых профилей (фиг. 52). На таком толстом крыловом профиле короткий пузырь образуется при умеренных углах атаки и сжимается, но не разрушается до достижения максимальной подъемной силы вследствие перемещения точки отрыва турбулентного слоя вверх по потоку. Образование короткого пузыря возможно только в определенном интервале чисел Рейнольдса, зависящем от распределения давления, кривизны и неровностей поверхности, а также от турбулентности набегающего потока. [c.61]

Основным недостатком первых серийных самолетов Р-6 являлись так и неустраненные при испытаниях вибрации оперения при выполнении спиралей и на планировании. Было установлено, что причиной вибрации оперения является бафтинг начиная с некоторых углов атаки оперение самолета попадало в зону вихрей, сбегающих с крыла, которые и вызьгаали его вибрацию. Для выявления причины срыва потока с крыла и ее устранения летом 1932 г. были проведены широкомасштабные летные исследования трех самолетов Р-6. На одном из них вся корневая поверхность крыла была очищена от надстроек, способных возмутить обтекающий крыло поток. На другом самолете на участке крыла между бортом фюзеляжа и гондолой двигателей был установлен предкрылок, а на третьем — профилированный закрылок, причем между задней кромкой крыла и верхней поверхностью закрылка, доходившего до элерона, имелась щель. Наибольший эффект, связанный с полным устранением вибраций на всех режимах полета, был получен на самолете с закрылком, [c.222]

Как мы видели, лри сходе с задней кромки профиля образуется вихревой след, насыщенный вихрями, зарождающимися в пограничном слое. Структура вихревого следа меняется с удалением от профиля. Вихри, зарождающиеся в погранично м слое, развиваются при срыве с профиля и затем на значительном расстоянии за телом затухают в результате взаимодействия с внешним потоком. При этом энергия вихрей преобразуется в тегую. Образование вихрей приводит к снижению давлеиия в области задней кромки и за Профилем в следе. [c.281]

Особенностью реактивного закрылка является возможность создания больщой подъемной силы даже при отрицательных углах атаки. При этом ее величина зависит от угла отклонения струи, который может быть боль-ще 90°. В этом случае возможен так называемый реверс силы тяги. Однако при таких больших углах отклонения струи снижаются ее подсасывающие свойства и на верхней стороне крыла даже при малых углах атаки может произойти срыв потока. Поэтому с целью его предотвращения при больших углах атаки угол отклонения реактивной струи следует уменьшать. Благодаря воздействию такой струи центр давления крыла смещается ближе к задней кромке, что способствует улучшению устойчивости. [c.88]

Проведено экспериментальное исследование [С.22] динамического срыва в области передней кромки на колеблющихся по углу атаки профилях, в частности профиле NA A0012 и нескольких его модификациях. В нем детально изучен процесс развития срыва. Общие качественные его черты были одинаковы для всех рассматривавшихся профилей независимо от того, развивался ли срыв постепенно, в виде возвратного течения от задней кромки, или наступал сразу, вследствие разрушения ламинарного пузыря или отделения турбулентного пограничного слоя вблизи передней кромки. Во всех случаях у передней кромки образовывался вихрь, который срывался и перемещался назад, вызывая большие переменные подъемную силу и момент. Прежде чем срыв начинал проявляться в величине подъемной силы или момента, на профилях уже возникало заметное возвратное течение. В случае профиля NA A0012 при типичных для вертолета числах Рейнольдса и малых числах Маха явление динамического срыва включало в себя образование вихрей на передней кромке, вызванное быстрым перемещением вперед точки отрыва потока, возникшей у задней кромки. Дополнительная информация по этим вопросам имеется также в работах [М.1, М.2]. [c.818]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...