Вихрь 11-образный

Рис. 10.73. Аэродинамическая схема крыла конечного размаха с П-образным вихрем постоянной циркуляции

Рис. 10.74. Схема 11-образных вихрей для крыла с переменной циркуляцией по размаху

Если циркуляция вокруг крыла постоянна, то такое крыло конечного размаха можно заменить П-образным вихрем. В действительности циркуляция по крылу конечного размаха обычно изменяется, и в общем случае крыло можно заменить системой из бесконечного числа П-образных вихрей, образующих непрерывную вихревую пелену (рис. 10.74), которая, как показывают [c.99]

Для рассматриваемого крыла с размахом I вихревую систему можно заменить одним П-образным вихрем с постоянной циркуляцией Г(,р при этом расстояние между свободными (свернувшимися) вихрями принимается равным размаху крыла I. [c.167]

Рис. 6.7. Схема для определения угла скоса потока за крылом (/) от П-образного вихря (2)

Угол скоса потока за крылом определяется зависимостью (6.9) и в соответствии с ней возрастает при уменьшении удлинения Хкр = l/b v Физически это можно объяснить следующим образом. Скос потока обусловлен П-образной системой вихрей, индуцирующих в окружающей крыло среде некоторое поле скоростей, направленных вертикально, причем индукция вихрей быстро убывает с расстоянием (рис. 6.9). Рассмотрим средний скос потока вдоль некоторой линии а—а, лежащей за крылом в плоскости вихрей. [c.169]

Упрощенная вихревая модель комбинации корпус — крыло , применяемая при исследовании интерференции оперения с крылом при сверхзвуковых скоростях, представляет собой две пары П-образных вихрей (рис. 11.23), причем присоединенный вихрь расположен частично на консоли крыла и корпусе. Один свободный вихрь сбегает с консоли, а другой располагается вдоль корпуса. Направление вращения этих сопряженных вихрей противоположное. [c.617]

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]

Для простоты рассмотрим вначале схему крыла с П-образным вихрем. На рис. IX. 14 показаны две проекции прямоугольного крыла длиной / и с хордой Ь. Отношение размаха или длины крыла [c.220]

Если отказаться от довольно грубой П-образной схемы и счи тать, что величина циркуляции переменна по размаху, то скорость,, индуцированная в точке г элементарным вихрем, сбегающим с с крыла в точке (рис. IX. 13, б), определится из равенства dv dr [c.223]

Систему диск — развитая каверна можно рассматривать как П-образную вихревую линию, где расстояние между вихрями равно расстоянию между наблюдаемыми вихревыми трубками каверны Ь. Тогда на основании теоремы Жуковского подъемную силу находим по формуле [c.221]

П-образные вихри сходят с крыла конечного размаха. Расстояние между сходящими вихрями /j 1,04/. Сходящие вихри оказывают влияние на поле скоростей около крыла [c.429]

Крыло за счёт собственной циркуляции и сходящих вихрей создаёт скорости индукции (влияния) для каждого крыла, находящегося в этом же потоке. Для учёта скоростей индукции каждое крыло заменяется П-образным [c.430]

Вершинам в этих распределениях соответствует сосредоточенность завихренности потока. Скоростная киносъемка отчетливо показывает возникновение вихревых петель типа П-образных вихрей с распространяющимися вдоль потока вихревыми жгутами . Эти свободные , совпадающие по направлению с линиями тока вихри индуцируют скорости в плоскостях, нормальных к направлению потока, что способствует переплетению этих вихревых жгутов и еще большему усложнению структуры потока. [c.536]

Так как крылья самолетов конечны, то окончательное решение вопроса о силах, на него действующих, относится к трехмерным задачам. Принципиальным в схеме такого обтекания является сохранение понятия присоединенного вихря. Однако в трехмерном случае это будет П-образная вихревая нить, сходящая с концов крыла, в отличие от плоского случая, когда вихревая нить прямолинейна. Исследования показывают, что П-образная вихревая нить будет вызывать силу сопротивления крыла, которая называется индуктивной. [c.135]

Рассмотрим простейшую схему крыла с П-образным вихрем (фиг. 183). Расстояние между вихревыми усами несколько больше размаха крыла 1 > 1) расстояние от оси вихревого [c.373]

Фиг. 183. Индуктивные скорости, вызванные усом П-образного вихря.

П-образным вихрем. Формулы более строгой теории получаются в следующем виде [c.377]

Таким образом, в первом приближении крыло конечного размаха можно заменить одной бесконечной вихревой нитью П-образной формы в плане. В силу первой теоремы Гельмгольца о вихрях циркуляция скорости Г вдоль такого П-образного вихря будет постоянной (Г = соп 1). [c.278]

В рассмотренной простейшей вихревой схеме крыла конечного размаха циркуляция вдоль крыла предполагалась постоянной. В действительности же, как показывает опыт, циркуляция меняется вдоль размаха крыла. Вихревую схему обтекания крыла, учитывающую переменность циркуляции вдоль его размаха, можно получить, если заменить крыло не одним П-образным вихрем, а системой П-образных вихрей. Вдоль каждого такого вихря циркуляция будет постоянной, но при переходе от одного вихря к другому будет меняться (скачкообразно). [c.279]

Исследования вихревой пелены за крылом показали, что она неустойчива и вскоре после сбегания с крыла свертывается в два вихревых шнура (фиг. П. 4). Поэтому было бы правильнее рассматривать в теории крыла последнюю вихревую схему однако ее использование с математической точки зрения крайне затруднительно. В связи с этим применяют обычно более упрощенные схемы, заменяя крыло либо одним П-образным вихрем (см. фиг. П. 2), либо сплошной плоской вихревой пеленой (см. фиг. 11.3). [c.280]

Рассмотрим скорость, вызванную вокруг крыла вихревой пеленой. Для этого будем полагать, что эта вихревая пелена аналогична бесконечному ряду П-образных вихрей (фиг. 3). [c.55]

Рассмотренная выше схема П-образных вихрей является схемой искусственной при рассмотрении сложных крыльев приходится прибегать к более точному, методу, ибо эта упрощенная схема дает в таких случаях слишком неточные результаты. Кроме того если бывает нужно построить распределение давления по крылу, то приходится уже рассматривать влияние каждого вихря на данную точку жидкости. Ф-ла (5) дает значение вызванной вихрями скорости для любого распределения циркуляции. С другой стороны, в каждом сечении крыла д. б. удовлетворено равенство [c.59]

Теперь по известному расположению П-образной вихревой системы можно определить, используя формулу (2.7.13), в каждой точке за Крылом угол скоса, учитывая при этом индукцию также и присоединенного вихря. [c.250]

В области 3 вихри верхнего и нижнего слоев движутся в противоположных направлениях вдоль финитных О-образных (по терминологии [109]) покрывающих друг друга траекторий. В силу инвариантности М, в любой момент времени соблюдается как осевая, так и зеркальная симмет- [c.569]

Взаимодействие струи с потоком порождает многочисленные скачки уплотнения в плоскости, перпендикулярной обтекаемой поверхности и проходящей через середину отверстия (рис. 4.9.1,а). Непосредственно перед ним возникает косой скачок А5, идущий от окрестности точки отрыва, а перед верхней частью границы струи — криволинейный скачок DB. Встречаясь в точке В, эти скачки образуют тройную конфигурацию, за которой находится система волн разрежения G. Скачок в виде диска, характерный для недорасширенных круглых струй, искривляется и занимает положение DE. В окрестности точки присоединения возникает хвостовой скачок уплотнения F. Эти скачки образуют сложную пространственную конфигурацию. На рис. 4.9.1,6 видны границы головного 4 и хвостового 6 скачков уплотнения, представляющие собой линии, где потоки, идущие вдоль обтекаемой поверхности, встречаются (линии стекания ). Эти линии являются одновременно границами передней и задней застойных зон. На рис. 4.9.1,6 нанесена также линия, на которой потоки, идущие сверху вниз к обтекаемой поверхности из области повышенного давления за скачком АВ, у стенки сопла растекаются в разные стороны (линия растекания 5). Линии V, 2, 3 являются следами П-образных вихрей. [c.339]

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]

М-образность профилей скорости может быть причиной возникновения в потоке крупных вытянутых вдоль поля вихревых структур с осями, параллельными полю. Эти квазидвумерные вихри практически не взаимодействуют с полем [9], устойчивы и переносятся ламинарным (или ламинаризован-ным) течением вниз по потоку и медленно диссипи-руют за счет вязкости. Наличие подобных вихревых структур в сочетании с М-образными профилями скорости может привести к существенной анизотропии переноса импульса и теплоты [41, 102]. [c.60]

Теория Прандтля основана на рассмотрении системы П-образных вихрей и нриводит к интегро-дифференциальному уравнению для распределения циркуляции вихря вдоль несущей линии крыла. В простейшем случае можно принять эллиптическое распределение подъемной силы вдоль крыла, что приводит к удобным формулам, позволяющим определить в некотором смысле минимальную величину индуктивного сопротивления (М. Мунк). Исследования приближенных методов решения интегро-дифференциального уравнения крыла конечного размаха были начаты в Германии еще А. Бетцем (1919— 1920) и Э. Треффтцем (1921), значительные успехи в этой области были достигнуты там позже Г. Мультхоном [c.290]

В частности, существенную роль играют условия на выходе и на заглушенном торце камеры. Так, при одних и тех же значениях расхода Q и параметра крутки 5", но разных граничных условиях нaблюдaJ a ь совершенно различная структура течения в вихревой камере, изображенной на рис. 7.2. Это вихри а) прецессирующий (плоское дно открытый выход в камере) б) ко]Юнпо-образный (плоское дно центральное выходное отверстие) в) винтовой (наклонное дно или смещенное выходное отверстие) г) два переплетенных (двускатное дно центральное выходное отверстие). Иодробгю указанные структуры описаны в последующих разделах. [c.396]

Для учета влияния вязкости и отрыва потока при определении суммарных аэродинамических характеристик тела вращения (подъемной силы и момента) используются различные приближенные приемы, основанные в значительной мере на обработке и обобщении результатов эксперимента. При малых углах атаки изменение коэффициента подъемной силы тела вращения можно принять линейным. Для этого случая К. К. Федяевский (1938) получил формулу для определения подъемной силы, исходя из эмпирического распределения завихренности в кормовой части тела вращения, которое было предложено Т. Карманом. По этой формуле тела вращения с заостренной кормовой частью имеют подъемную силу, примерно в три раза меньшую, чем крылья малого удлинения той же формы в плане. При систематическом экспериментальном исследовании аэродинамических характеристик тел вращения различной формы, проводившихся Н. Н. Фоминой (1935), была выявлена существенная нелинейность при изменении коэффициентов подъемной силы и момента по углу атаки. Для приближенного определения аэродинамических коэффициедтов на участке их нелинейного изменения используется схема П-образного вихря, расположенного в кормовой части тела вращения, предложенная в работе [c.91]

Г. п. Свищева (1940). К. К. Федяевский (1947) разработал полуэмпириче-скую нелинейную теорию, основанную на выделении из суммарного продольного момента момента инерционной природы (выражающегося через присоединенные массы). Это позволило определить положение присоединенного вихря, которое на основании экспериментов принималось независимым от угла атаки. Располагая в центре присоединенного вихря один П-образный вихрь и определяя его циркуляцию из условия равенства нулю скорости в кормовой точке тела, автор получил формулы для определения подъемной силы, продольного момента и приращения сопротивления, вызванного углом атаки. Расчеты, проведенные по этим формулам, находятся в удовлетворительном согласии с экспериментом до углов атаки примерно 20°. [c.92]

В. В. Голубева (1935), в которой делалась попытка учесть обтекание боковых кромок крыла с помощью представления о поперечной циркуляции . Создание точной нелинейной теории крыла конечного размаха связано с большими трудностями, которые обусловлены существенным влиянием вязкости и отрыва на этих режимах. Поэтому для приближенных расчетов нелинейных характеристик обычно используются полуэмпирические методы, критерием применимости которых является согласие с результатами испытаний в некотором диапазоне геометрических параметров, таких как форма крыла в плане, угол атаки и т, п, В работе Г, Ф, Бураго (1944) вихревая поверхность заменяется одним несущим вихрем и граничные условия удовлетворяются по хорде в среднем. Угол скоса свободных вихрей принимается равным половине угла атаки приводится приближенная формула для коэффициента подъемной силы, из которой следует его квадратичная зависимость от угла атаки для очень малых удлинений, Н, Н. Поляхов и А, И. Пастухов (1959) дали возможность оценить не только подъемную силу, но и момент. У них крыло заменяется системой П-образных вихрей, причем угол скоса свободных вихрей цринимается равным углу атаки. С, Д, Ермоленко (1960) принял углы скоса П-образных вихрей на концах прямоугольного крыла равными индуктивным углам скоса потока от присоединенных и свободных вихрей. Метод обобщается им на случай крыла малого удлинения вблизи земли, К. К. Федяевский (1949) разработал приближенную теорию крыльев малого удлинения прямоугольной и эллиптической формы в плане, которая позволяет оценить не только подъемную силу и продольный момент, но также приращение [c.96]

Замена крыла одним П-образным вихрем с Г=сопз1 вдоль размаха может служить только в качестве первого приближения в теории крыла конечного размаха. [c.298]

Рассмотрим теперь действие на поток вокруг крыла однодо П-образного вихря (фиг. 5). По ф-ле (4) можно [c.56]

Исходя из теории П-образных вихрей в случае биплана или вообще полиплана, можно также найти все поле скоростей. Метод, данный для этого Бетцем, состоит в том, что путем последовательных приближений находят влияние одного крыла на другое при каком угодно расположении и величине крыльев однако он требует длительных вычислений, и поэтому мы приведем здесь лишь приближенную ф-лу для полипланов, данную проф. Прандтлем. Под коэфициентами сопротивления полиплана мы будем подразумевать коэфициенты суммарного действия планов, получающиеся по правилу смешения, т. е. коэфициенты подъемной силы и лобового сопротивления полиплана будут [c.57]

Исходя из вышепринятой простейшей системы П-образных вихрей, мы получили в первом приближении для прямоугольного крыла такие же ф-лы. Более точный анализ показывает, что И. с. и скос потока прямоугольного крыла немного (на 2—4%) больше, чем вычисленные по ф-лам (12) и (13). Соответствующие поправочные коэф-ть1 для прямоугольных крыльев различных удлинений приведены ниже, а также см. Аэродинамика. [c.59]

В рассмотренной схеме прямоугольного крыла циркуляция вдоль размаха принята постоянной в соответствии с предположением, что подъемная сила каждого элементарого участка крыла одинакова, В действительности подъемная сила вдоль размаха крыла той же прямоугольной формы изменяется. Это изменение невелико в средней части крыла и более заметно у боковых кромок. Для крыла произвольной формы в плане изменение циркуляции носит ярко выраженный характер и обусловлено неодинаковыми размерами участков и, следовательно, различными значениями подъемной силы. Вихревую схему обтекания крыла с формой в плане, отличной от прямоугольной, можно получить, если заменить крыло ке одним П-образным вихрем, а системой П-образных вихрей, образующей вихревую пелену (рис. 6.4.2). Вдоль каждого вихря циркуляция будет постоянной, но при переходе от одного вихря к другому изменяется. Для сечения, расположенного в середине [c.244]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...