Обтекание угла, большего чем

Движение газа вне выпуклой поверхности. Обтекание угла, большего чем я. Выход из отверстия. Движение внутри трубы. Сопло Лаваля. Рассмотрим некоторые движения со сверхзвуковыми скоростями.Предполагаем, как в предыдущем пункте, отсутствие сильных разрывов. [c.69]

При исследовании движения вблизи края угла на поверхности обтекаемого тела снова достаточно рассматривать лишь небольшие участки вдоль края угла и потому можно считать этот край прямым, а самый угол образованным двумя пересекающимися плоскостями. Мы будем говорить об обтекании выпуклого угла, если течение происходит в угле, большем чем к, и об обтекании вогнутого угла, если газ движется внутри угла, меньшего чем тт. [c.505]

ЭТИХ зависимостей заключается в том, что крыло с предкрылком существенно увели-чивает критический угол атаки ( кра > крх). тогда как для крыла с закрылком характерно некоторое уменьшение этого угла ( крэ < крт)- Это объясняется эффектом тангенциального вдува в пограничный слой на верхней поверхности профиля крыла, осуществляемого через профилированную щель между отклоненным предкрылком и крылом (рис. 11.25,6). Вытекающая через щель с большой скоростью струя перемещает точку отрыва вниз по потоку и обеспечивает безотрывное обтекание на больших углах атаки, чем отклоняющийся закрылок, подсасывающий эффект которого слабее. [c.625]

При сверхзвуковом обтекании внешнего угла (рис. VIИ.7) поток расширяется и, следовательно, скорость потока после поворота будет больше, чем перед поворотом. В отличие от предыдущего случая, где скорость убывает скачком, при обтекании внешнего угла скорость будет расти непрерывно. [c.194]

Из сказанного следует, что характер обтекания профиля при больших углах атаки в значительной мере зависит от конструкции передней кромки, поэтому её толщина оказывает влияние на максимальную подъёмную силу и на лобовое сопротивление. Вдоль толстого профиля обычно происходит более значительное изменение давления при нулевом угле атаки, чем вдоль тонкого, что вызывает относительное увеличение как местных скоростей у профиля, так и сопротивления давления. С другой стороны, обтекание профилей с толстой входной кромкой меньше зависит от изменения угла атаки, чем обтекание профилей с тонкой входной кромкой, вследствие чего толстые профили имеют большой диапазон углов атаки, в котором лобовое сопротивление изменяется сравнительно мало. [c.139]

Мощность вихревого движения в области стыка, а следовательно, и обусловливаемая вихревым движением потеря энергии будет тем больше, чем больше притекает среды в пограничном слое на торцовой стенке к месту стыка ее с выпуклой поверхностью лопатки. Безусловно, в вихревом движении участвует не только подтекающая к стыку по торцовой стенке среда, а также и та среда, которая движется в пограничном слое на выпуклой поверхности лопатки вблизи стыка. Однако следует иметь в виду, что, во-первых, область распространения вихревого движения вдоль образующей лопатки (в глубь канала), как это хорошо показывают опытные данные, невелика, и, во-вторых, что пограничный слой на лопатке плоский, а следовательно, через него нет притока среды к стыку. Кроме того, величина указанной области также зависит от мощности вихревого движения и тем самым от коли- чества стекающей по торцовой стенке к стыку среды. Если, например, количество этой среды равно нулю, что практически имеет место в углу при продольном обтекании пересекающихся пластин, то потеря энергии вихревого движения равна нулю. В последнем случае концевые потери будут определяться только трением среды в пограничном слое. [c.140]

Из рис. 2.07 и 2.08 видно, что при сверхзвуковом обтекании крыльев ромбовидного и чечевицеобразного профилей, установленных под положительным углом атаки к потоку, средние давления снизу больше, чем сверху. Значит, эти крылья создают подъемную силу. [c.53]

Аэродинамические свойства крыла, так же как и плоской пластинки, сильно зависят от отношения размаха крыла I к его ширине Ь (это отношение I Ъ называется относительным размахом, или удлинением)-, а именно, коэффициент лобового сопротивления Су,, соответствующий определенному значению коэффициента подъемной силы Са, тем меньше, чем больше относительный размах. Наоборот, коэффициент подъемной силы, соответствующий определенному значению угла атаки, тем больше, чем больше относительный размах. До тех пор, пока обтекание крыла происходит плавно, без отрыва потока, такое поведение указанных коэффициентов легко объяснить на основе теоретических соображений относительно движения жидкости без трения. При этом сопротивление трения, а также сопротивление давления (если имеет место отрыв потока) остаются, конечно, неучтенными, что [c.276]

На фиг. 8 показаны примеры таких сверхзвуковых течений. Первый пример (фиг. 8, а) — обтекание кормовой части пластины конечной длины. В области ж > О условие прилипания и х, 0) = О заменяется условием симметрии Ыу х, 0) = 0. Следуя [18], оценим амплитуды возмуш,ений и размеры областей, на которые оно распространяется. Исчезновение напряжения трения на оси течения приводит к разгону струек тока, проходящих вблизи плоскости симметрии. Это вызывает быстрое изменение толщины вытеснения и индуцирует градиент давления. Простые оценки на основе уравнений неразрывности, импульса и линейной теории сверхзвуковых течений показывают, что вблизи конца пластины образуется локальная область течения со свободным взаимодействием, для которой перепад давления (отнесенный к р ыУ Др Не , Ах Ке" /8. Перед концом пластины индуцируется отрицательный градиент давления, а в следе давление восстанавливается. При (Да /Ке /в) оо градиент давления исчезает. Аналогичное рассмотрение справедливо и для течения при малых углах атаки а Ве (фиг. 8, в) [251. В этом случае перед концом пластины на ее верхней и нижней сторонах поток поворачивает на угол а. Поворот на угол + при достаточной величине а должен приводить к отрыву пограничного слоя. Критический перепад давления, вызывающий отрыв, несколько больше, чем в случае обтекания угла, образованного двумя стенками. Это объясняется наложением отрицательного градиента давления, вызываемого сходом потока с пластины, как при а = 0. [c.247]

На основе результатов этих испытаний можно сделать некоторые интересные выводы. Чтобы получить один и тот же коэффициент подъемной силы, решетку требуется установить под большим углом атаки, чем изолированный профиль. Хотя, как видно на фиг. 7.29, для возникновения кавитации в решетке требуется больший угол атаки, чем для изолированного профиля при одном и том же числе кавитации, коэффициент подъемной силы при возникновении кавитации в обоих случаях почти одинаков. При сравнении профиля Кларка УН-6 с двумя другими было установлено, что в условиях бескавитационного обтекания оба профиля Кларка У имеют более высокое качество в решетке. Изолированный профиль оживальной формы эффективнее при малых коэффициентах подъемной силы, но при более высоких значениях этого коэффициента эффективнее решетка. Следует отметить, что ниже точки возникновения кавитации измеренная характеристика профиля Кларка УН-6 при всех значениях числа кавитации почти одинакова как при использовании его в решетке, так и при изолированном обтекании. Некоторые отклонения были замечены при испытаниях профиля Кларка У-6, особенно в случае изолированного обтекания. Еще большие различия были обнаружены при испытаниях оживального профиля. [c.367]

В численных расчетах предполагалось, что zq = 2 7 = 1,4 а = 0,71 д о = 0,5 и а = 0 0,3. На рис. 5.32 представлены результаты расчета давления вдоль оси симметрии крыла (z = 0). Значения р са = —0,3 соответствуют распределению давления на верхней поверхности крыла (кривая 3), а с а = 0,3 — на нижней (кривая 1). Кривая 2 (а = 0) соответствует обтеканию крыла при нулевом угле атаки. Как и следовало ожидать, значения давления на наветренной поверхности крыла значительно больше, чем на подветренной так, при ж = 0,5 давление на нижней стороне почти в 2 раза больше, чем на верхней, что качественно совпадает с результатами решения уравнений Навье-Стокса [Дудин Г.Н., 1988]. Как показали численные расчеты, изменение величины давления на задней кромке оказывает влияние на течение вверх по потоку примерно на 30+40% хорды крыла. Таким образом, на поверхности крыла от вершины до значений продольной координаты ж = 0,6 распределение давления зависит только от угла атаки (а также величин zq, 7, а и д ), но не зависит от распределения давления, заданного на задней кромке, если это заданное давление не слишком велико, чтобы вызвать отрыв пограничного слоя на крыле. [c.239]

Во-первых, если угол атаки 8 > 8 p для заданного числа М набегающего потока в этом случае при обтекании верхней стороны пластинки происходит срыв потока. Этот случай имеет малое практическое значение, так как для чисел М < 10 углы атаки до 25° меньше предельного угла. Только при очень больших числах М практически встречающиеся углы атаки могут оказаться большими, чем 8пр. [c.397]

Аэродинамика. На всех режимах полета обороты ротора остаются почти постоянными (для обычных конструкций — 150— 160 об/мин.). Благодаря вращению ротора даже при больших углах атаки его, измеряемых между потоком и плоскостью, перпендикулярной к оси вращения, сечения лопастей работают па малых углах атаки. Отношение поступательной скорости к окружной скорости конца лопасти Я меняется от О при вертикальном спуске до значения 0,5—0,7 при максимальных скоростях. Т. о. даже при максимальной скорости полета внешняя половина лопасти, движущейся назад, находится в условиях нормального обтекания. Ь стана-вливаясь в каждый данный момент по равнодействующей всех сил, лопасти совершают маховое движение относительно оси горизонтального шарнира. Описываемый лопастями конус, т. н. тюльпан , симметричен лишь при вертикальном спуске. При поступательном движении А. несимметрия скоростей в плоскости вращения (у лопасти, к-рая идет по движению аппарата, относительная скорость больше, чем у идущей против движения) вы- зывает несимметрию сил. Ось конуса наклоняется назад и в сторону. Т. о. полная аэродинамич, реакция ротора имеет 3 компонента тягу, направленную по оси вращения, продольную силу, перпендикулярную к ней и лежащую в направлении движения, и боковую силу, направленную в сторону лопасти, идущей вперед. Для компенсации этой последней в конструкциях А. ось ротора наклоняется несколько в противоположную сторону (на 1—2 ). Для выявления причины авторотации ротора рассмотрим силы, действующие иа [c.61]

Пластинка или симметричный профиль крыла могут создать подъемную силу при условии, если они поставлены под некоторым углом (углом атаки) к набегающему потоку. В этом случае давление на нижнюю часть профиля будет больше, чем на верхнюю. Поток же, омывающий симметричный профиль без его наклона, также симметричен, т. е. его давление сверху и снизу профиля одинаково. Поэтому при симметричном обтекании подъемная сила е возникает. [c.50]

Опыты в аэродинамической трубе с щитками-закрылками показывают, что при открытии щитка между задними кромками крыла и щитка образуется зона пониженного давления. Пониженное давление у задней кромки крыла создает отсос пограничного слоя с верхней поверхности крыла, затягивая момент образования обратного течения в пограничном слое, что обеспечивает плавное обтекание профиля на больших углах атаки, чем у исходного профиля. Отсюда следует, что первой причиной повышения Су является увеличенное разрежение на верхней поверхности крыла. Второй причиной, как и в крыле Со щелевым закрылком, будет повышенное давление на нижней поверхности профиля. [c.46]

Какой из описанных режимов осуществляется в том или ином конкретном случае, зависит, вообще говоря, от условий течения вдали от края угла. Так, при вытекании газа из сопла (краем угла является при этом край отверстия сопла) существенно взаимоотношение между выходным давлением газа и давлением во внешней среде рд. Если Рд < р , то обтекание происходит по типу рис. 92 положение и угол раствора волны разрежения определяются при этом условием, чтобы давление в областях 3 — 4 совпадало с Рд , чем меньше рд, тем на больший угол должно повернуться течение. Однако, если обтекаемый угол (Р на рис. 92) слишком велик, то давление газа может не успеть дойти до требуемого значения р — направление скорости станет параллельным стороне ОВ угла раньше, чем давление упадёт до этого значения. Движение вблизи края сопла будет тогда происходить по типу рис. 90. Давление вблизи внешней стороны ОВ отверстия целиком определяется при этом углом и не зависит от значения рд] окончательное же падение давления до рд произойдёт лишь на некотором расстоянии от отверстия. [c.507]

Одновременно поворот лопаток соплового аппарата в сторону уменьшения приводит к увеличению угла атаки рабочих лопаток и к обтеканию их с большими,чем при расчетном угле атаки, потерями энергии. Особенно резко уменьшается коэффициент скорости при положительных углах атаки, что наблюдается при уменьшении угла наклона лопаток соплового аппарата. Однако обусловленное уменьшением снижение коэффициента скорости отражается на к. п. д. турбины с регулируемым сопловым аппаратом значительно меньше, чем на турбины без соплового регулирования. Это объясняется понижением степени реактивности при уменьшении и, следовательно, уменьшением доли потерь [c.326]

На рис. 337 приведены фотографии потока, обтекающего крыло, при малом и большом углах атаки. В завихренном пространстве позади крыла давление хотя и ниже, чем в набегающем потоке, но выше, чем в случае полного обтекания крыла. Действительно, в области, где поток не отрывается от крыла, распределение давлений [c.556]

С помощью формулы Ньютона нетрудно, например, показать, что при гиперзвуковом обтекании затупленный конус с меньшим боковым углом может иметь меньшее сопротивление, чем заостренный конус с большим углом (рис. 11.10). [c.122]

На рис. 27.7 [81] представлены кривые изменения локального числа Нуссельта при поперечном обтекании цилиндра в зависимости от угла ф для различных чисел Рейнольдса в условиях постоянного теплового потока по поверхности. Из рисунка видно, что число Нуссельта уменьшается, начиная от передней критической точки, достигает минимума при некотором угле ф и далее вниз по потоку резко возрастает. В передней критической точке толщина ламинарного пограничного слоя мала и поэтому локальные коэффициенты теплоотдачи и числа Нуссельта велики. По мере удаления от критической точки вниз по потоку растет толщина пограничного слоя, вместе с ней растет его тепловое сопротивление и коэффициент теплоотдачи уменьшается. В зоне отрыва пограничного слоя коэффициент теплоотдачи вновь резко возрастает. В этой области происходят весьма сложные и еще до конца не ясные явления. Здесь, видимо, происходит периодический процесс — утолщение пограничного слоя, его отрыв и унос оторвавшейся массы жидкости вниз по потоку. Этот периодический процесс непрерывно повторяется. Можно ожидать, что чем больше таких процессов происходит в единицу времени, тем интенсивнее теплоотдача, так как в момент отрыва слоя тепловое сопротивление в этой зоне значительно уменьшается. Очевидно, что применить гидродинамическую теорию теплообмена (см. гл. 24) в этой области невозможно. На интенсивность теплоотдачи в зоне отрыва влияют число Рейнольдса, форма и качество поверхности (шероховатость) обтекаемого тела, физические константы жидкости. [c.321]

При указанных углах атаки для всех чисел Mj обтекание решетки сопровождается срывными явлениями, чем и объясняется высокий уровень потерь энергии. Таким образом, при малых Pi можно было бы ожидать увеличения значения коэффициента потерь с ростом числа Mj. Однако, как показал опыт (рис. 2), резкого повышения потерь с увеличением числа Mj не наблюдалось. Поэтому следует считать, что при больших положительных углах атаки основную часть потерь энергии составляют потери, вызванные срывными явлениями. Повышение числа Mj оказывает небольшое влияние на величину потерь энергии. [c.230]

На расчетном режиме из-за большого перепада давлений получается и большое падение плотности газа, поэтому выходное сечение турбины F . должно быть значительно больше входного чтобы пропустить заданное количество газа. На нерасчетных режимах, когда перепады давления уменьшаются, падение плотности также уменьшается, т. е. плотность газа за турбиной по сравнению с плотностью перед ней уменьшается не так значительно, как на расчетном режиме. Это приводит к тому, что площадь F , выбранная для расчетного режима (для больших перепадов давлений), становится слишком велика для нерасчетных режимов работы турбины, когда перепады малы. Проходные сечения от ступени к ступени оказываются все более завышенными. Вследствие этого происходит перераспределение теплоперепада между ступенями, изменение формы треугольников скоростей и углов атаки, что приводит к изменению КПД, работы на валу, расхода газа и других параметров турбины. Очевидно, чем больше нерасчетный режим отличается от расчетного, тем больше будет отличаться обтекание лопаток от расчетного. [c.204]

Стреловидность крыла, так же как и положительное поперечное V, обеспечивает поперечную устойчивость. Так, при несимметричном обтекании самолета эффективная стреловидность крыла со стороны набегающего потока уменьшается, т. е. крыло становится как бы менее стреловидным. Второе полукрыло находится в условиях обтекания как крыло увеличенной стреловидности. Чем меньше стреловидность, тем при том же угле атаки будет больше подъемная сила. Это означает, что подъемная сила на полукрыле, в сторону которого происходит скольжение, [c.193]

Относительный линейный размер затупленной части тонкого тела, у которого сопротивление при гпперзвуковом обтекании в два раза больше, чем у такого же заостренного тела, связан с углом отклонения потока соотношением [c.125]

Однако необходимо отметить, что в результате разгона сверхзвукового потока на спинке профиля число М перед замыкающим скачком АВ в общем случае может быть больше, чем в набегающем на решетку потоке. Это превышение оказывается тем более значительным, чем больше кривизна спинки на участке D4 и чем больше угол атакн, так как оба эти фактора приводят к увеличению угла поворота вектора скорости на входном участке решетки и соответственно к более интенсивному разгону сверхзвукового потока (как при течении Прандтля — Майера). Исследования этой схемы течения показывают, что при наличии головных воли обтекание решетки всегда происходит с положительными углами атаки, поэтому даже при малой кривизне спинки лопатки местное число М перед замыкающим скачком обычно оказывается больше, чем M i. Это приводит к заметному увеличению потерь в системе головных воли по сравнению с потерями в прямом скачке и тем самым ограничивает область, где возможно достижение высоких КПД такой ступени, сравнительно умеренными значениями M ,i. [c.96]

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком тонкой пластины, поставленной под малым углом атаки (рис. 5.28), как пример обтекания крыла. Сверху при обтекании передней кромки образуется центрированная волна разрежения, так как можно считать, что поток обтекает выпуклый угол. Снизу от передней кромки идет косой скачок уплотнения, так как поток обтекает вогнутый угол. Давление над пластиной (область 2) меньше, чем иод ней (область 3). Потоки, идущие над пластиной и под ней, должны после прохождения задней кромки иметь общую границу (штрихпунктирная линия). Следовательно, по обе стороны этой границы (области 4 и 5) скорости должны быть параллельны, а статические давления равны. Из этих двух условий рассчитывается интенсивность волны разрежения и скачка уплотнения, идущих от задней кромки пластины. Скорости в областях 4 и 5, строго говоря, не равны, так как потери в потоках, текущих над и иод пластиной, не одинаковы. Потери в хвостовом екачке уплотнения, который расположен после волны разрежения, больше, чем в головном, так как Яа > /.3. Следовательно, скорость потока в области 4 меньше, чем в области 5. Пунктирная линия изображает вихревую линию разрыва поля скоростей. [c.124]

На дозвуковых скоростях, т. е. когда изменение скорости не вызывает качественного изменения обтекания самолета, положение его фокуса (величина Хр) остается неизменным на всех скоростях и на всех практически используемых углах атаки. Однако с увеличением скорости до сверхзвуковой фокус самолета сильно смещается назад, так что на сверхзвуковых скоростях Хр становится в три — пять раз больше, чем. на дозвуковых (рис. 3). А это значит, что приращение подъемной силы АКсв при увеличении угла атаки на большой сверхзвуковой скорости будет приложено на расстоянии от центра тяжести, в три — пять раз большем, чем на дозвуковой скорости. Например, в полете с приборной скоростью 800 кмЫас на высоте 1000 и 12 ООО м (число М соответственно равно 0,7 и 1,3), чтобы создать одинаковую вертикальную перегрузку, к горизонтальному оперению при сверхзвуковой скорости (на высоте 12 ООО м) нужно приложить силу АКг.о, в три — пять раз большую, чем при дозвуковой скорости (на высоте 1000 м). [c.57]

Проектируя самолет с шасси велосипедного типа, конструкторы обязательно учитывают это явление с таким расчетом, чтобы суммарное увеличение угла атаки, включая заброс, не привело к чрезмерному приближению к критическому углу, при котором может возникнуть срыв потока обтекания или нарушение устойчивости (рис. 2). Тем не менее летчик должен ясно представлять себе, что фактический угол атаки на взлете в случае заброса получается больше, чем геометрический угол, соответствующий взлетному положению стоек шасои. [c.130]

Небольшая область установившегося отрыва турбулентного потока постепенно растет в отличие от большой области неустановившегося отрыва турбулентного потока, переход к которой происходит иногда внезапно [30]. Для данных чисел Рейнольдса и Маха приращение давления перед отрывом на искривленной поверхности больше, чем при обтекании угла, меньшего л (угол сжатия), и увеличивается с увеличением радиуса кривизны поверхности [29]. Давление в углах сжатия (перед наклонной стенкой) гораздо проще вычис, 1ить, чем на искривленной поверхности. Типичные характеристики отрыва потока около углов сжатия (или перед наклонными стенками) показаны на фиг. 16 [4, 13, 18, 32, 33], где f — местный коэффициент трения при нулевом гради-Фиг. 15. Взаимодействие иа енте давления. [c.257]

Отход скачка 1 от точки В (рис. 7, б) значительно больше, чем отход скачка 1 (рис. 6, б). Как и при обтекании вогнутого угла с ламинарным пограничным слоем на его сторонах, скачок 1 образуется лишь при достаточно большой интенсивности надаюгцего скачка. При малой интенсивности образуется система 1 и 4. Соответствуюгцая схема взаимодействия приведена на рис. 7, б слева. [c.120]

Обтекание кромки В нри заданном внешнем давлении аналогично обтеканию внетинего тупого угла. Поэтому форму линии тока можно определить по формуле (29). Таким образом, мы получаем профиль направляющего козырька АС. Давление на луче ВС равно заданному внешнему давлению, вследствие чего за лучом ВС струя опять становится параллельной и равномерной. Скорость в этой струе больше, чем скорость внутри сопла в сечении ВВ. Струя отклоняется от оси сопла на угол 8, опреде.ляемый отношением внешнего давления к давлению внутри сопла в сечении ВВ. [c.129]

Угол атаки выбирается в зависимости от профиля лопатки. Для дозвуковых скоростей небольшие отрицательные углы атаки г = = —2. .. —6° (г —0,1р1л) соответствуют минимальным профильным потерям. Чем больше положительный угол атаки, тем значительнее падает давление на спинке лопатки и суммарное окружное усилие увеличивается. Однако обтекание при больших положительных углах атаки при дозвуковых скоростях приводит к большим потерям, так как увеличиваются области диффузорного течения. 242 [c.242]

Осевая сила Рк, возникающая при обтекании лопаток серпообразной формы, тем больше, чем больше окружная составляющая силы давления на лопатку колеса Ри и чем меньше тангенс осредненного угла уер между средней линией профиля лопатки и окружностью (рнс. 92, б) Puli y -v. Так как Ри - где iVr — гидравлическая мощность вихревого рабочего процесса и — скорость колеса на радиусе центра тяжести сечения канала и igy -p bjf, где f — стрела прогиба средней линии профиля лопатки -ширина рабочего колеса, то Рк - NJ/ub. Мощность Nu HyFu [см. уравнение (8)]. Отсюда [c.158]

Поправка на влияние подъемной с и л ы. Размеры рабочей части аэродинамической трубы ограничены, поэтому картина линий тока около испытываемой модели крыла будет отличаться от той, которая имеет место при обтекании натурного крыла, двил ущегося в атмосфере, причем, очевидно, отличие будет тем больше, чем больше подъемная сила. Как показали исследования, это эквивалентно изменению угла атаки модели крыла по сравнению со свободным полетом на величину [c.22]

Так как для разных элементов винта скорости К1 ра.яличны (вследствие разного расстояния до оси) и могут быть различны углы атаки, то зависимость силы тяги элемента от скорости V для разны.х элементов будет различной, но при больших значениях г> сила тяги каждого элемента винта должна уменьшиться. Тяга винта уменьшается по мере увеличения скорости самолета либо монотонно, либо начиная с некоторого значения скорости. Легко видеть, что влияние скорости v будет тем менее заметно, чем больше ю, а значит, чем быстрее вращается винт. Но при приближении w к значениям скорости звука обтекание профиля винта ухудшается, возрастает лобовое сопротивление и уменьншется эффективность работы винта. Следовательно, при скоростях полета, близких к скорости звука, винт не может развивать большой силы тяги. [c.567]

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]

Как правило, пульсация температуры стенки трубы при прочих равных условиях больше в коридорных пучках, чем в шахматных. Так, для шахматного пучка s/d = 1,2 6tlAtx л 4—5%, для такого же коридорного б /Д л 60% [20]. Это обстоятельство связано с тем, что характер обтекания труб в коридорных пучках более сложен и менее стабилен, чем в шахматных. Распределение пульсации температуры по периметру калориметра также более упорядочено в шахматных пучках, чем в коридорных. На рис. 7.12 в координатах 8tl/S.t = =/(ф) приведена зависимость амплитуды пульсаций температуры стенки от угла набегания погока для шахматного и коридорного пуч1 , по данным работы [20]. Здесь Ы — амплитуда пульсаций, — средний во времени температурный напор стенка — жидкость при фиксированном угле ф. [c.162]

Ударный эффект струйки при входе в рабочее колесо определяется нормальной составляющей недостатка скорости Awin. Это воздействие отличается от обычного эффекта при обтекании профиля под соответствующим углом атаки тем, что при большой частоте ударов набегающих струек поток не успевает перестраиваться перед входной кромкой и условия образования пограничного слоя по обе стороны этой кромки становятся иными, чем при стационарном течении. В этом второе принципиальное отличие нестационарного обтекания решеток от квазистационарного. [c.245]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...