Пелена вихревая за крылом

Пелена вихревая за крылом 390 Перемежаемость ламинарных и турбулентных движений 667, 679, 680 Переменные безразмерные 457 [c.900]

В соответствии с этим вихревая поверхность, моделирующая крыло, состоит из системы подковообразных вихрей, каждый из которых представляет собой элементарный прямолинейный присоединенный вихрь с парой свободных вихревых жгутов, а также вихревой пелены, уходящей за крыло (рис. 9.14, б). [c.289]

Такой вид задних кромок исключает воздействие вихревой пелены за крылом на его обтекание. Однако необходимо учитывать влияние боковых кромок на течение газа в областях крыла, ограниченных соответствующими линиями Маха и этими кромками. Три области /, II, III, в каждой из которых расчет коэффициента давления ведется по соответствующим формулам, показаны на рис. 8.23. [c.235]

Крыло, присоединенное к корпусу, сильнее скашивает поток. Это объясняется тем, что такое крыло вследствие интерференции с корпусом обладает большей, чем изолированное крыло, подъемной силой. При возросшей подъемной силе интенсивнее сбегающая с крыла вихревая пелена, индуцирующая за ним большие скорости и сильнее скашивающая поток. [c.617]

Влияние интерференции. Между оперением и другими элементами летательного аппарата (крылья, корпус) возникает интерференция, которую следует учитывать при исследовании аэродинамической стабилизации. Физическая природа интерференции заключается в изменении картины обтекания и характера возмущений, вызванных каждым элементом аппарата в отдельности, что приводит к перераспределению давления и изменению силового воздействия. Наиболее важное проявление эффекта интерференции связано с образованием за крылом вихревой газовой пелены, которая вызывает скос потока у оперения, уменьшает за счет этого угол атаки и, как с.дед-ствие, снижает нормальную силу оперения. [c.194]

Вдоль всей задней кромки, т. е. между точками, в которых прямые, параллельные направлению потока, касаются плана крыла, возникает вихревая пелена, простирающаяся Б бесконечность в следу за крылом. [c.43]

В линейном приближении эти краевые условия сносятся, как и условие на поверхности крыла, на плоскость у = 0. При этом считается, что проекция вихревой пелены на плоскость г/= О представляет собой полубесконечную полосу, ограниченную параллельными оси X линиями, идущими от концов крыла (см. рис. 3.21.1). Так как в рассматриваемом приближении возмущение давления пропорционально продольной составляющей возмущения скорости, то краевые условия на вихревой пелене сводятся к непрерывности производной д ду и непрерывности производной д дх в точках вихревого следа за крылом [c.374]

Фиг. 182. Схема сворачивания вихревой пелены за крылом в два вихревых уса.

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]

В этих формулах для соответствующих моментов введены те же индексы, что и для компонентов подъемной силы в работе 6.1.2 (например, тгт(кр) — коэффициент момента тангажа, возникающего на корпусе за счет интерференции с крылом, а т2(т оп)в — коэффициент момента тангажа, вызванный интерференцией крыла с оперением, установленным позади его на корпусе и обусловленный взаимодействием вихревой пелены, сбегающей с крыла, как с оперением, так и с корпусом). [c.292]

В заключение отметим, что при изучении обтекания цилиндрических тел нельзя значения сил, полученных для плоской задачи, распространять на все тело путем простого их умножения на размер цилиндра вдоль образующей. Дело в том, что при обтекании цилиндров конечной длины возникают так называемые концевые эффекты , которые заключаются в образовании вблизи концов цилиндра вторичных течений, создающих за цилиндром особую систему вихрей, которая может заметно влиять на силы, действующие на тело. Такая система вихрей (вихревая пелена) изменяет направление поперечной силы Жуковского, что приводит к появлению индуктивного сопротивления. Эти вопросы изучаются в теории крыла. [c.398]

В соответствии с гипотезой Чаплыгина—Жуковского при плавном обтекании крыла поток обычно не огибает заднюю кромку, а сходит с нее (рис. 9.13, в). При этом скорости на острых задних кромках несущей поверхности конечны. Сход потока с таких кромок сопровождается образованием начального (разгонного) вихря и, как следствие, формированием свободных нестационарных вихрей, отделяющихся от присоединенных. Изменение интенсивности присоединенных вихрей вызывает сход с них пелены свободных вихрей, параллельных присоединенному вихрю. Эта вихревая пелена располагается на самой несущей поверхности и за ее пределами, сходя с задней кромки. Таким образом, в этом случае циркуляция по произвольному контуру, охватывающему сечение крыла, не равна нулю. [c.289]

Приведенное условие позволяет определить потенциал скоростей ф в некоторой точке вихревой пелены (х, г) по его значению непосредственно за задней кромкой крыла (в точке х, г = 2 ), но в другой момент времени t > t. [c.365]

Приводимое иногда объяснение появления вихревой пелены за хорошо обтекаемым крылом за счет вязкости жидкости, [c.288]

Для весьма тонкого тела (тонкого крыла) эти условия могут быть перенесены на плоскость Оху. Кроме этих условий должны быть поставлены условия за телом (в области вихревой пелены) и условия на бесконечности. Для несжимаемой жидкости первое условие (условие Жуковского) сводится к требованию того, чтобы возмущения скорости на задней кромке стремились к нулю (или чтобы потенциал стремился к постоянной величине). В случае дозвукового обтекания крыла возмущения скорости на бесконечности должны убывать, по крайней мере, [c.471]

Возвращаясь к возможности образования ненулевой циркуляции при обтекании твердого тела с острой задней кромкой при наличии в идеальной жидкости ( например, крыла ) поверхности разрыва, обратимся к рис. 89,а, где показано покоящееся тело и приведен ряд замкнутых жидких контуров, имеющих нулевую циркуляцию. Казалось, что и при безотрывном движении крыла циркуляция останется нулевой и движение будет безвихревым. Однако в этом случае имеет место сближение ранее разделенных жидких элементов верхних и нижних контуров ( рис. 89,6 ) вблизи задней острой кромки. Вдоль пунктирной линии касательная составляющая л скорости жидкости терпит разрыв и при сохранении сплошности жидкости без нарушения теоремы В.Томсона в ней возникает поверхностное распределение завихренности — вихревая пелена. Этому возможны возражения, состоящие в том, что обтекание с разрывом скорости не является единственно возможным. В идеальной жидкости допустимо перетекание жидких контуров за острую кромку с сохранением потенциальности поля скорости и отсутствием завихренности. Такое решение может иметь смысл с математической точки зрения. Однако оно приводит к бесконечному значению скорости и бесконечному отрицательному давлению на кромке. Данная ситуация не может существовать с физической точки зрения, поскольку жидкости не выдерживают отрицательных давлений — возникают кавитация и разрыв сплошности. Требование конечности скорости на задней кромке в [c.224]

Таким образом, > a (tgxs = 0,843 а = 0,663). Следовательно, и задняя кромка дозвуковая. В соответствии с этим вихревая пелена, образующаяся за крылом, оказывает влияние на обтекание части поверхности, ограниченной линией Маха и задней кромкой. Рассмотрим точку A x , z ) на крыле. Зона влияния источников на эту точку заключена в пределах обратного характеристического конуса (рис. 9.22,(з). Поэтому необходимо знать скосы потока в этой зоне и соответствующие граничные условия. На участке 1 между передней кромкой и линией Маха выполняется условие (9.509). В области И на крыле граничное условие имеет вид (9.497). [c.366]

Рис. 10.75. Схема сворачива- Рис. 10.76. Скос потока за крылом конеч-ния вихревой пелены за кры- ного размаха

Если крыло конечного размаха или нестационарно движущееся крыло бесконечного размаха создает подъемную силу, то за крылом возникает след, состоящий из продольных и поперечных свободных вихрей (вихревая пелена). Вихри следа в свою очередь вызывают на поверхности лопасти дополнительные индуктивные скорости, оказывающие существенное влияние на аэродинамические нагрузки. Поэтому расчет скоростей, индуцируемых пеленой вихрей, представляет собой важную часть определения аэродинамических нагрузок. Чтобы рассчитать последние с удовлетворительной точностью при приемлемых затратах на проведение вычислений, целесообразно аппроксимировать непрерывную пелену свободных вихрей решеткой из дискретных вихревых элементов. Индуцируемая таким элементом скорость может быть описана аналитическим выражением, а полная индуктивная скорость определяется путем суммирования скоростей от каждого из элементов. Наиболее важен учет концевых вихревых жгутов. Эти жгуты хорошо описываются последовательностью прямолинейных вихревых отрезков, образующих ломаную линию. Свободные продольные и поперечные вихри, сходящие с внутренних участков лопасти, существенно меньше, влияют на результаты расчета индуктивной скорости. Поэтому для них могут использоваться более грубые модели — от полностью игнорирующих влияние этих вихрей до использующих сетки дискретных вихревых элементов или вихревые по-вёрхности. [c.488]

В соответствии с вихревой моделью крыла, рассмотренной в 6.4, внутри контура, охватывающего соседнее сечение, должен пройти элементарны к присоединенный вихрь, принадлежащий только рассматриваемому сечению. Этот вихрь претерпевает поворот н сходит с задней кромки в виде пары элементарных свободных вихрей, образуя за крылом вихревую пелену (рнс 8 1,1). Для тонкого крыла, обтекаемого под малым углом атаии, можно принять ширину этой пелены равной размаху крыла, а направление свободных вихрей —совпадающим с направлением скорости набегающего потока. [c.294]

Таким образом, передние кромки крыла являются дозвуковыми, а задние — сверхзвуковыми. Такой вид задних кромок исключает воздействие вихревой пелены за крылом на его обтекание. Однако необходимо учитывать влияние боковых кромок на течение газа в областях крыла, ограниченных соответствующими линиями Маха и этими кромками. Три области, в каждой из которых расчет коэффициента давления ведется по соответствующим формулам, показаны на рис. 3.VIII.16. [c.613]

Полное теоретическое исследование описанной пространственной схемы вихревого движения встречает, однако, большие трудности. Линеаризация этой схемы (рис. 147, в), обычная для теории индуктивного сопротивления крыла, основана на предположении о малости скоростей вторичного потока по сравнению со скоростями основного потока. Действительный поток рассматривается при этом как сумма основного потока, в котором движение происходит в плоскостях, параллельных торцовым стенкам, и вторичного потока, возникающего в поверхностях, перпендикулярных к линиям тока основного потока. За решеткой в основном потоке все линии тока тоже считаются параллельными. Вторичный поток в перпендикулярной к ним плоскости можно рассматривать как плоское вихревое движение идеальной несжимаемой жидкости. При линеаризации задачи интенсивность вихревой пел ны, сходящей с кромок лопаток, не зависит от вторичных течений, в озникающих в межлопаточном канале, а определяется только изм не.шем циркуляции в зависимости от заданною изменения скорости вдоль лопатки перед решеткой. [c.435]

Теория элемента лопасти представляет собой распространение теории несущей линии на вращающееся крыло. В линеаризованной вихревой модели пелена вихрей состоит из спиральных продольных вихрей, тянущихся за каждой лопастью. В случае невращающегося крыла деформациями вихревой пелены и сворачиванием концевых вихрей обычно -можно пренебречь, поскольку элементы вихрей уносятся вниз по потоку и удаляются от крыла. Вращающаяся же лопасть, напротив, постоянно приближается к элементам пелены вихрей, сходящих с лопасти винта, идущей впереди рассматриваемой. Поэтому модель пелены вихрей, используемая для расчета индуктивных скоростей на лопасти, должна быть более детальной и точной, чем в случае крыла. Сходящие с концов лопастей участки вихревой пелены быстро сворачиваются в концевые вихревые жгуты, которые лучше описываются вихревой нитью, чем пеленой вихрей. Для многих режимов полета требуется учитывать деформации концевых вихревых жгутов, вызываемые созданными этими жгутами индуктивными скоростями, так как без этого не удается произвести достаточно точный расчет нагрузок. В излагаемых далее простых способах расчета индуктивной скорости используется схема активного диска. Это позволяет определять среднюю индуктивную скорость по закону сохране ния количества движения. [c.430]

Параметры вихревой дорожки. При всех видах бафтинга во время срыва потока с крыла либо с другой части самолета за ними образуется вихревая дорожка (пелена) сопротивления с шахматным расположением вихрей. На рис. 1.23, б обозначены через Л — высота вихревой дорожки, а через [c.56]

В. Н. Жигулев (1954) разработал схему крыла малого удлинения, в которой непрерывная вихревая пелена, сбегающая с передних кромок треугольного крыла или боковых кромок прямоугольного крыла, заменяется вертикально расположенной плоской вихревой поверхностью, так что за крдлом вихревая пелена имеет желобообразную форму. Интенсивность сбегающих с передних или боковых кромок вихрей определяется при этом из условия ограниченности скорости на передней или боковой кромке. [c.97]

В соответствии с (8.1.27) коэффициент сопротивления крыла с, складывается из коэффициента сопротивления с.то симметричного крыла при Су=0 и добавочного коэффициента сопротивления jj, обусловленного подъемной силой и вычисляемого для крыла нулевой толщины при Су= 0. Коэффициент с, - в свою очередь складывается из коэффициента индуктивного волнового сопротивления, вычисляемого для случая, когда влияние вихрей отсутствует, и дополнительного коэффициента индуктивного вихревого сопротивления, обусловленного конечностью размаха и образованием в связи с этим за задней кромкой крыла вихрееой пелены. [c.297]

Пусть крыло конечного размаха I установлено в потоке идеальной жидкости под положительным углом атаки а и имеет циркуляцию скорости Г, направленную по часовой стрелке и положительную подъемную силу (рис. 18.11, а). В этом случае давление жидкости на нижней поверхности крыла больше, чем на верхней Рниж> >рв. Концевые эффекты крыла конечного размаха состоят в том, что возникает самопроизвольный поперечный ток жидкости из области большего давления в область меньшего на нижней поверхности крыла — от оси симметрии к торцам затем вокруг торцов на верхней поверхности — от торцов к оси симметрии. Взаимодействие этого тока с невозмущенным потоком приводит к образованию около торцов вихревых шнуров и вихревой пелены за задней кромкой. Вихревые шнуры вызывают отклонение невозмущенного потока вниз, уменьшая действительный угол атаки по сравнению с геометрическим, что и является причиной появления индуктивного сопротивления. [c.355]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...