Скорость скоса потока

Для этого определяется средняя по размаху крыла индуктивная скорость, вызываемая вихревыми усами и обычно называемая скоростью скоса потока Можно показать, что [c.99]

Из этой зависимости следует, что производную потенциала д(р]ду, равную вертикальной составляющей скорости (скос потока), также можно выразить некоторой гармонической функцией, т. е. для обтекаемой поверхности [c.361]

Вычислим среднюю по размаху крыла индуктивную скорость, называемую скоростью сКоса потока [c.374]

Средняя скорость скоса потока определяется величинами циркуляции скорости и относительного размаха крыла (см. Юрьев Б. Н. Экспериментальная аэродинамика, ч. II. Оборонгиз,. М. 1938.) [c.356]

При растекании потока перед решеткой линии тока искривляются. Если в качестве распределительного устройства взята плоская (тонкостенная) решетка, у которой в отличие, например, от трубчатой решетки проходные отверстия не имеют направляюш,их стенок (поверхностей), то возникающее поперечное (радиальное) направление линий тока, т. е. скос потока, неизбежно сохранится и после протекания жидкости через отверстия. Это вызовет дальнейшее растекание, т. е. расширение струйки 1 и падение ее скорости за счет сужения струйки 2 и повышения ее скорости. Чем больше коэффициент сопротивления решетки, тем резче искривление линий тока при растекании жидкости по ее фронту, а следовательно, за решеткой значительнее расширение сечения и соответственно уменьшение скорости струйки 1 за счет струйки 2. Вследствие этого после определенного (критического или оптимального) значения коэффициента сопротивления опт плоской решетки, при котором поток за ней полностью-выравнивается, т. е. скорости в обеих струйках становятся одинаковыми, дальнейшее увеличение приводит к тому, что за решеткой скорость струйки 2 возрастает даже по сравнению со скоростью струйки /, возникает новая деформация поля скоростей в виде обращенной или перевернутой неравномерности (рис. 3.3). [c.80]

Измерение скоростей производили с помощью трубки Пито-Прандтля и спиртового микроманометра с большим наклоном (до 0,1). Во всех случаях, даже при значительном скосе потока (отклонении от оси рабочей ка.меры), измерялись вертикальные составляющие скоростей (параллельные оси камеры). [c.160]

Крыло прямоугольной формы в плане с размахом / = 8 м создает подъемную силу Ya = 4,9-10 Н при движении в атмосфере (плотность воздуха роо == = 1,225 кг/м ) со скоростью Уоо = ЮО м/с. Определите угол скоса потока за крылом. [c.162]

Измерения показывают, что угол скоса потока за крылом эллиптической формы в плане е = 2°. Определите подъемную силу этого крыла при условии, что его площадь в плане 5кр = Ю м , а размах / = 8 м. Скорость воздушного потока Voo = 100 м/с, а плотность ра, = 1,225 кг/м , [c.163]

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]

В формулу (9.471) для искомого потенциала скоростей p(Xi, у , Zy, t) входят производные дц>/ду (скосы потока) как функции времени t = t — Aij и = t — — A4, определяющие воздействие в момент t на рассматриваемую точку источников передним фронтом (за промежуток AiJ и задним фронтом (за промежуток Aij) [c.361]

Граничное условие для скосов потока соответствует требованию, при котором на базовой плоскости в каждой точке возмущенные скорости Г,, погашали составляющую, обусловленную влиянием угла атаки, а также угловых скоростей крыла Йх и йг- Это условие имеет вид [c.364]

Подынтегральная функция в первой части этого равенства в соответствии с теорией тонкого тела и методом определения угла скоса потока путем нахождения индуцированного правым и левым свободными вихрями поля скоростей имеет аналитическое выражение. После подстановки соответствующих величин в (11.24) и некоторых преобразований получается зависимость для коэффициента интерференции оп, расчеты по которой проводятся методом численного интегрирования. [c.618]

Манометрический щит состоит из трубок, подсоединенных с одной стороны к общему коллектору, а с другой — к зондам /, //, /// и точкам замера давления 1—6. Для удобства контроля за установкой зонда в потоке ко второму коллектору подсоединены 0-образные трубки, связанные с боковыми отверстиями зондов. Равенство уровней жидкости в них свидетельствует о том, что поток направлен к центральному отверстию по радиусу, на котором оно расположено. При этом на лимбе против риски на державке уровня будет угол о. определяющий угол потока, а в пьезометре (манометре), подсоединенном к центральному отверстию, высота подъема жидкости (разность уровней) будет определять полную энергию. Перепад между центральным и боковым отверстиями в соответствии с уравнением Бернулли определяет скорость в потоке. Перепад между верхним и нижним отверстиями шарового зонда (/, 3) определяет скос потока. [c.320]

Обнаруженное влияние поля температуры теплоносителя, сформированного неравномерным полем тепловыделения по радиусу пучка витых труб, на поле скорости потока необходимо учитывать при разработке модели течения и ее математическом описании и при нестационарном протекании процессов тепломассопереноса. Необходимость использования уравнения движения в виде (1.8) может быть обоснована также при исследовании процесса выравнивания неравномерности поля скорости, сформированной входным патрубком при адиабатическом течении воздуха. Эксперименты проводились на моделях теплообменного аппарата с 127 витыми трубами овального профиля с относительным шагом S/ d = 16 и числом Fr , = 470 на экспериментальной установке, описанной в [39]. Вход потока в пучок бьш осесимметричным. Неравномерность поля скорости формировалась системой входных решеток, уровень турбулентности за которыми составлял 6%. Скорость потока измерялась в выходных сечениях пучков различной длины трубкой полного напора, малочувствительной к углу скоса потока до 20° [39]. Длина пучков соответствовала расстояниям от входа lid, 18,7d, 90,5d. При этом входные условия сохранялись неизменными, число Re s 10 и = 305 К. Среднеквадратичная погрешность определения скорости составляла 3%. [c.107]

Значительное усовершенствование идея спаренной трубки получила в Т-образной конструкции, показанной на рис. 8-11. Здесь также два носика, но они располагаются не рядом, а как продолжение один другого, с единой осью. Вначале более длинным носиком измеряется статическое давление. Затем трубка поворачивается на 180° вокруг оси ствола, и отверстие, воспринимающее полный напор, точно попадает на то место, в котором было измерено статическое давление. Т-образная трубка позволяет значительно большую локальность измерения, чем обычная спаренная. Кроме того, если сделать в ней два отверстия для восприятия статики с раздельными отводами и снабдить лимбом, то можно будет измерять вектор скорости, т. е. обнаруживать скос потока. Такая трубка незаменима для измерений в межтрубном пространстве тесных пучков, в моделях различных теплообменников или в моделях котлов, включающих конвективные поверхности нагрева. [c.291]

Наибольшая величина вертикальных скоростей AFj, возникает на оси концевого вихревого жгута и медленно затухает с расстоянием. Так, например, на дистанции до 500 м вертикальные скорости Vy остаются почти постоянными и лишь на расстоянии 2—3 км уменьшаются в 1,5—2 раза. С изменением высоты относительно плоскости вихревой скос потока быстро затухает и при превышении либо принижении позади летящего самолета, равном половине размаха крыла впереди летящего самолета, скос потока заметного воздействия па позади летящий самолет не оказывает. [c.43]

В реальных условиях эксплуатации двигателей на летательных аппаратах наблюдаются различные виды неравномерности потока (полей давлений и скоростей) на входе в компрессор. Обычно неравномерность условно разделяют. на радиальную и окружную. Радиальная неравномерность является результатом нарастания пограничного слоя по длине воздухозаборника, а окружная вызывается в основном скосом потока на повышенных углах атаки самолета, а также наличием стоек и обтекателей во входном канале. [c.131]

Ввиду того что моменты от стабилизатора и винта пропорциональны 1, их относительный вклад в устойчивость по скорости не зависит от скорости. (Строго говоря, их зависимость от скорости более сложна вследствие влияния струи на скос потока у стабилизатора и членов с высшими степенями i в выражении производной момента несущего винта.) Приведенное выражение можно использовать для оценки площади стабилизатора, требуемой для компенсации неустойчивости винта по углу атаки. [c.752]

Взаимное аэродинамическое влияние несущих винтов на вертолете продольной схемы вызывает ряд нежелательных эффектов с точки зрения управляемости. Часто возникает неустойчивость по скорости. Каждый несущий винт имеет собственную устойчивость по скорости, однако изменение тяги заднего винта при попадании его в струю от переднего создает дестабилизирующий момент. При увеличении скорости индуктивный скос потока от переднего винта уменьшается, следовательно, уменьшается и скос потока от заднего винта (из. в/п. в 2оп. в). В результате увеличивается тяга заднего винта и появляется момент на пикирование, что соответствует неустойчивости по скорости. Поскольку эта неустойчивость из-за изменений тяг несущих винтов велика, вертолет в целом может быть нейтрален по скорости. Задний винт ближе к срыву вследствие индуктивного влияния переднего винта, поэтому неустойчивость по скорости уменьшается при больших нагрузках на винты. Устойчивость по скорости может быть улучшена с помощью встречного продольного наклона осей несущих винтов или автоматов перекоса, при котором плоскости концов лопастей наклоняются друг к другу. Изменение тяги вследствие изменений составляющих скорости вертолета вдоль осей винтов создает момент на кабрирование, что увеличивает устойчивость по скорости. Эффективность встречного наклона осей несколько уменьшается из-за большего балансировочного значения общего шага на заднем винте при большем наклоне вала. Величина допустимого встречного наклона осей винтов ограничена также взаимным влиянием винтов и фюзеляжа. [c.771]

Взаимное влияние несущих винтов увеличивает неустойчивость вертолета по углу атаки. При увеличении угла атаки (т. е. увеличении вертикальной скорости снижения вертолета) увеличиваются тяги несущих винтов, а следовательно, и соответствующие индуктивные скорости. При этом увеличение индуктивного скоса потока переднего винта увеличивает индуктивные [c.771]

В работе [А. 15] было сделано заключение, что основная проблема управляемости вертолета продольной схемы связана с неустойчивостью по углу атаки из-за несущих винтов. Для повышения устойчивости было предложено использовать на переднем винте компенсатор взмаха. Исследованный в работе вертолет имел неустойчивость и по скорости. В работе [Т.26] были выполнены теоретические и летные исследования неустойчивости по скорости вертолета продольной схемы при полете вперед. Неустойчивость была вызвана уменьшением индуцируемого передним винтом скоса потока на заднем винте при увеличении скорости полета. Расчеты, в которых для вычисления индуктивной скорости на заднем винте, обусловленной влиянием переднего, было принято в = Уц. позволили получить приближенную оценку неустойчивости по скорости. Было найдено, что продольный встречный наклон автоматов перекоса увеличивает устойчивость по скорости. Вертолет стал слабо устойчивым при угле наклона 4,5°. В работе [В.95] сделано заключение [c.772]

При дозвуковых скоростях от удлинения очень сильно зависят скос потока, индуктивное сопротивление и как следствие максимальное аэродинамическое качество самолета. Влияние удлине- [c.82]

Увеличение скоса потока при уменьшении удлинения должно привести и к соответствующему возрастанию индуктивного сопротивления (рис. 2.19). При расчетах это учитывается величиной показателя индуктивности А, который при дозвуковых скоростях обратно пропорционален удлинению крыла [c.83]

Эффективность оперения при дозвуковых скоростях полета сильно зависит от удлинения крыла, влияющего на величину угла скоса потока, набегающего на оперение. Если бы скоса не было, изменение угла атаки оперения при повороте самолета вокруг оси г было бы равно изменению угла атаки крыла. В действительности же при увеличении угла атаки крыла возрастает скос потока, что снижает эффективность горизонтального оперения, и тем сильнее, чем меньше удлинение крыла. [c.308]

При неудачном размещении горизонтального оперения крыло может сиЛьНО уменьшить его стабилизирующее действие и на больших сверхзвуковых скоростях полета. На рис. 12.06 показан спектр обтекания крыла при скорости полета, в несколько раз превышающей звуковую, и значительном угле атаки. Если стабилизатор находится перед хвостовым скачком крыла (положение /), то угол скоса потока, обтекающего оперение, очень велик — он приблизительно равен углу атаки крыла. При таком расположении оперения изменение угла атаки самолета не приведет к возникновению силы ДКг.о. так как воздушный поток [c.309]

Будем сначала считать Г (г) известной и получим формулы для индуктивной скорости, угла скоса потока, индуктивного сопротивления и подъемной силы. [c.237]

Основными параметрами несущего винта, подлежащими выбору на стадии предварительного проектирования, являются нагрузка на ометаемую поверхность, концевая скорость и коэффициент заполнения. Для заданной полетной массы нагрузка на ометаемую поверхность определяет радиус несущего винта. Нагрузка является также основным фактором, от которого зависит потребная мощность, в частности индуктивная мощность на режиме висения. Нагрузка влияет на скорость скоса потока и скорость снижения на режиме авторотации. Концевая скорость выбирается с учетом явлений срыва и сжимаемости. Высокая концевая скорость приводит к увеличению числа Маха на наступающей лопасти, а следовательно, к увеличению профильных потерь мощности, нагрузки на лопасть, вибраций и шума. Низкая концевая скорость ведет к увеличению угла атаки на отстающей лопасти, при котором начинается недопустимый рост профильных потерь мощности, нагрузок в проводке управления к вибраций вследствие срыва. Таким образом, существует ограниченный диапазон приемлемых концевых скоростей, который сужается по мере увеличения скорости полета вертолета (см. разд. 7.4). Если радиус винта задан, то концевая скорость определяет угловую скорость вращения винта. Высокая угловая скорость обеспечивает хорошие характеристики авторотацни и низкий крутящий момент (и, следовательно, малую массу трансмиссии). Коэффициент заполнения и соответственно площадь лопасти определяются ограничениями нагрузки на ометаемую поверхность из-за срыва. Пределы, ограничивающие эксплуатационное значение коэффициента подъемной силы, а следовательно, и Ст/а, требуют некоторого минимального значения (QR) A для заданной полетной массы. Масса несущего винта и профильные потери возрастают с увеличением хорды лопасти, поэтому выбирается наименьшая площадь лопасти, удовлетворяющая ограничениям по срыву. Такие параметры, как крутка лопасти, ее форма в плане, число и профиль лопастей, выбираются из соображений оптимизации аэродинамических характеристик винта. Окончательный выбор является компромиссным для различных рассматриваемых эксплуатационных режимов вертолета. В процессе предварительного проектирования исполь- [c.302]

Как показано в разд. 10.8.1, вихрь, находящийся под лопастью на расстоянии h, индуцирует скорость скоса потока (составляющую скорости, нормальную к поверхности лопасти), которая равна нулю в плоскости нормального сечения, содержащей вихрь, и достигает положительного максимума и отрицательного минимума по обе стороны от этой плоскости на расстоянии h от нее. Распределения циркуляции возникших присоединенных вихрей и нагрузки имеют в общем тот же вид, что и распределение индуктивной скорости (рис. 13.20), хотя из-за влияния несущей поверхности расстояние между максимумом и минимумом несколько больше 2h. Наличие градиента циркуляции присоединенных вихрей вдоль размаха лопасти указыйает на то, что в следе за лопастью возникают свободные вихри, вызванные концевым вихрем, сошедшим с. предыдущей лопасти. Эти дополнительные вихри параллельны концевому. Поэтому если концевой вихрь не перпендикулярен оси лопасти, то завихренность в следе имеет и радиальную составляющую (т. е. наряду с продольными свободными вихрями появляются поперечные свободные вихри). Кроме того, если вихрь не перпендикулярен оси лопасти, то содержащая его плоскость вследствие переноса вихря потоком смещается вдоль лопасти (в радиальном направлении), так что задача становится [c.683]

Указанное перетекание жидкости не происходит при наложении на плоскую решетку спрямляющего устройства в виде ячейковой решетки. Стенки ячеек не дают струйкам, вытекающим из отверстий плоской решетки, продолжить радиальное растекание, а направляют их параллельно осям ячеек. В результате степень выравнивания потока на конечном расстоянии за решеткой возрастает с увеличением р, и распределение ско-росте11 приближается к наблюдае.мому непосредственно на решетке Н = -- 0). Вместе с тем следует отметить, что рассматриваемое спрямляющее устройство в виде ячейковой решетки очень эффективно с точки зрения устранения за плоской решеткой радиального скоса потока, а следовательно, предотвращения перетекания жидкости из центральной области сечения к стенкам аппарата. Однако выравнивающее устройство в виде плоской решетки с наложенной на нее ячейковой решеткой при больших значениях / о Не может обеспечить полного выравнивания поля скоростей. [c.165]

Вихревая система, эквивалентная крылу конечного размаха прямоугольной формы в плане, индуцирует в потоке дополнительные скорости и этим вызывает скос потока. По формуле Жуковского = РооУооГср/ определяем среднюю циркуляцию по размаху крыла Г р = [c.167]

Искомый потенциал скоростей и скосы потока должны также удовлетвор.чть условию на вихревой пелене, соответствующему требованию, чтобы на верхней и нижней сторонах пелены отсутствовал перепад давлений [c.364]

Рис. 3. Образование индуктивного сопротивления в результате скоса потока свободными вихрями крыла ъ у — скорость, индуцированная снободными вихрями Да — угол скоса.

Для расширения измеряемого дипазона скоростей при сохранении нечувствительности к скосам потока применена головка I без лередней стенки с раззенкованным входны-м отверстием под углом 60. .. 90° (рис. 65, в). Поток жидкости тормозится за счет меньшей площади выходного отверстия. При площади выходного сечения не менее 20% от площади входного обеспечивается нечувствительность к скосам до 40° в каждую сторону. Это обусловлено наличием входного конфузора и протока жидкости через внутреннюю полость головки, обеспечивающих сохранение направления потока внутри головки. [c.95]

Присоединсняый вихрь индуцирует течение, направленное вверх перед крылом и вниз за крылом. Свободные вихри индуцируют течение, направленное вниз как перед крылом, так и за ним и вызывающее скос потока соответствующая составляющая скорости, направленная вниз, называется индуцированной (или индуктивной) скоростью]. Этот скос потока (в комбинации с течением, индуцированным присоединенным вихрем крыла фак- [c.416]

Обозначим через а (рис. 135) угол атаки набегающего потока на бесконечности перед крылом, т. е. угол между вектором Uoo и хордой сечения крыла, и назовем этот угол геометрическим углом атаки. Введем в рассмотрение также действительный (или эффективный) угол атаки как угол между местной скоростью на бесконечности F h той же хордой. Угол между скоростями I7oo и Vjn обозначим через и назовем углом скоса потока или индуктивным углом. Как видно из рис. 135, [c.305]

При дозвуковых скоростях полета образование индуктивного сопротивления объясняется скосом потока, сопутствующим созданию подъемной силы. Если крыло под действием потока создает подъемную силу, направленную вверх, то с такой же силой оно действует на воздух. Под воздействием крыла воздух отбрасывается вниз, т. е. приобретает некоторую вертикальную скорость Ув. Эта скорость пропорциональна подъемной силе п обратно пропорциональна массе воздуха, взаимодействующей с крылом в единицу времени. Если перед крылом поток был горизонтален, то позади него он скошен на неко1Торый угол V (рис. 2.17,а). Среднюю величину угла скоса в пределах крыла (здесь скос нарастает постепенно) обозначим буквой s. Для того чтобы создалась нужная подъемная сила Y, крыло должно иметь относительно направления полета угол атаки а, равный сумме истинного угла атаки аист и угла скоса s (рис. 2.18,а). Если бы скоса потока не было (рис. 2.18,6), то крыло Нужно было бы установить к направлению полета под углом, равны-м аист-В обоих случаях полные аэродинамические силы аэр [c.60]

Рассмотрим сначала случай дозвукового обтекаиия (рис. 2.19), Допустим, что за счет увеличения угла атаки крыла подъемная сила Уист возросла втрое. При этом Р нд возрастет в девять раз, так как одновременно пропорционально У от, т. е. тоже втрое, возрастет и скос потока е, а Рипд Уист - Следовательно, индуктивное сопротивление растет пропорционально квадрату подъемной силы при неизменной скорости эта зависимость относится и к коэффициентам поэтому можем написать [c.64]

Влияние реактивной струи на продольное равновесие сводится к тому, что струя, имея повышенную скорость по сравнению с основным воздушным потоком, подсасывает окружающий воздух, искажая тем самым спектр обтекания са.молета, особенно оперения. Если, в частности, струя проходит ниже оперения, она вызывает скос потока, обтекающего горизонтальное оперение, и создается кабрирующий момент. Чем больше скорость полета, тем меньше [c.315]

Теперь в сеченни 2 = onst будем иметь плоскую задачу обтекания профиля потоком, имеющим скорость Vm = Vo<, + Vt, где у,- = onst = v<(z). Угол а,- между т и Уа> называют углом скоса потока. [c.237]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...