Серебрийский

Другим важным результатом С. А. Христиановича и его исследований совместно с Я. М. Серебрийским было получение зависимости волнового [c.321]

Никольский А. А., Серебрийский М. М., Сычев В. В., Аэродинамика установившегося обтекания тел при дозвуковых скоростях. Механика в СССР за 50 лет, т. 2, Наука , М., 1970, стр. 85—102. [c.7]

В предыдущих параграфах было рассмотрено обтекание нескольких типов контуров (эллипс, пластинка, профили Жуковского), для которых конформное преобразование внешности профиля во внешность круга найдено точно. Для расчета обтекания профиля произвольной формы имеются различные методы, использующие идею приближенного конформного отображения внешности заданного профиля на внешность круга (методы Тео-дорсена, Симонова, Серебрийского, Нужниа). В настоящем [c.167]

Отсылая за деталями отдельных методов к цитируемым работам, остановимся здесь на основной идее применения метода конформных отображений и общем характере вычислительного анализа, приводящего к решению поставленной задачи. Начнем с метода Я. М. Серебрийского. Как уже было выяснено в 46, формула конформного отображения Жуковского — Чаплыгина (98) преобразует систему софокусных эллипсов, стягивающихся к отрезку ГГ (рис. 94) физической плоскости г, в систему кругов с общим центром в начале координат во вспомогательной плоскости С. Далее было показано, что в плоскостн г существуют такие крыловые профили с нулевым углом на задней кромке (профили Жуковского — Чаплыгина), которые при выполнении того же конформного отображения (98) преобразуются в плоскости в круги со смещенными относительно начала координат центрами (рнс. 95). Если вместо отображения (98) взять обобщенное отображение (100), то аналогичному преобразованию в круг будут подвергаться и крыловые профили— обобщенные профили Жуковского—Чаплыгина, — заканчивающиеся острым углом, отличным от нуля (рис. 96). [c.309]

Я. М. Серебрийский, Обтекание крыловых профилей произвольной формы. Инженерный сб., т. III, вып. 1, 1946, стр. 105. [c.309]

Опуская изложение практических деталей вычислительного характера — нх можно найти в ранее цитированной работе Я. М. Серебрийского, — будем считать, что ряд (ПО) уже составлен и коэффициенты его а , Ь определены. Обратимся к установлению приближенных формул конформного отображения области вне почти-круга К в плоскости комплексного переменного С на область вне круга Ь в плоскостн <о. [c.312]

Следуя Я. М. Серебрийскому, будем искать функцию, отображающую внешнюю по отношению к почтн-кругу К часть плоскости С на внешнюю по отношению к кругу Л часть плоскостн ш, в внде [c.312]

Можно заметить, что наибольшие вычислительные трудности в обоих только что рассмотренных методах связаны с необходимостью определения коэффициентов ряда Фурье, выражающего логарифм отнощения радиуса-вектора точек почти-круга" к радиусу круга через угол в промежуточной плоскости в методе Серебрийского, или координаты крылового профиля в физической плоскости в функции от полярного угла в вспомогательной плоскости в методе Нужина. В первом из указанных методов для этой цели с успехом используется способ горок , во втором приходится непосредственно вычислять квадратуры (115). [c.315]

На рис. 98 сплошными кривыми представлены рассчитанные по методу Серебрийского распределения давления по верхней н ннжней поверхностям некоторого симметричного профиля, имеющего сравнительно с профилем Жуковского смещенное назад мнделево ссчение (место максимальной толщины). [c.317]

Расчет обтекания тел вращения большого удлинения может быть произведен приближенным методом, значительно более простым, чем изложенный в предыдущих параграфах. Изложим вкратце основную идею этого приближенного метода, принадлежащего Я. М. Серебрийскому. [c.430]

Изложение приемов построения второго и следующих приближений можно найти в ранее цитированной статье Я. М. Серебрийского. [c.433]

Серебрийский Я. М., Обтекание крыловых профилей произвольной формы, Инженерный сборник, т. 111, вып. 1, 1946. [c.298]

Симонова — Серебрийского 298 Момент дублета 138 Мощность источника 136 Муссон 167 [c.580]

Симонова — Серебрийского метод 298 Система вихрей 193, 203 Скорость волн групповая 422 [c.581]

А. А. НИКОЛЬСКИЙ, Я. М. СЕРЕБРИЙСКИЙ, В. В. СЫЧЕВ [c.85]

Большое значение для изучения плоских течений несжимаемой жидкости с помощью теории функций комплексного переменного сыграли монографии В, В. Голубева Теория крыла аэроплана в плоскопараллельном потоке (1927) и Л. И. Седова Теория плоских течений идеальной жидкости (1939), Л. И. Седов в этой монографии ввел в теорию обтекания тонкого профиля метод выделения особенностей на кромках профиля, позволивший ему найти в замкнутом виде решение задачи об отыскании интегральных характеристик тонкого профиля, подъемной силы, момента сил. Решение задачи обтекания профиля может быть получено также в виде рядов, составленных из фундаментальных функций, удовлетворяющих уравнению Лапласа. Такое решение для симметричного профиля было получено Я. М. Серебрийским (1945), причем решение уравнения Лапласа находилось в Эллиптической системе координат в виде ряда для потенциала скорости. [c.86]

Новый этап в развитии теории был связан с необходимостью более глубокого и детального изучения обтекания используемых на практике профилей. Для ряда работ исходными в этом вопросе были зарубежные исследования Г. Глауерта, в основу которых была подложена замена тонкого профиля вихревым слоем. При этом решение задачи обтекания было дано в тригонометрических рядах. В методе Я. М. Серебрийского (1944), основанном на работах Г. Глауерта, Т. Теодорсена и И. Гаррика, заданный профиль отображается на окружность в два этапа сначала с помощью элементарной точной отображающей функции профиль преобразуется в кривую, близкую к окружности, а затем строится процесс последовательных приближений для преобразования кривой, близкой к окружности, в окружность. Предложенный процесс последовательных приближений сходится очень быстро и практически всегда достаточно одного приближения. В этом методе удобно выполнять различные местные деформации контура с помощью набора некоторых табулированных функций ( горок ). [c.86]

Приближенные методы расчета профилей в несжимаемой жидкости, методы учета сжимаемости при больших дозвуковых скоростях, методы расчета поверхностного трения наряду с сыгравшими особенно большую роль экспериментальными исследованиями обтекания профилей привели к созданию серий профилей ЦАГИ, нашедших широкое применение в отечественном самолетостроении (Ф. Г. Гласс, П. П. Красильщиков, Г. П. Свищев, Я. М. Серебрийский, Р. И. Штейнберг, А. К. Волков, К. С. Николаева, М. В. Рыжкова). Аналогичные исследования за границей привели к созданию широко известных серий профилей lark, RAF, NA A и др. [c.87]

Одной из важных для практики многосвязных задач является задача об изменении аэродинамических характеристик профиля и крыла вблизи земли. В проведенных Я. М. Серебрийским (1936, 1939) экспериментальных исследованиях были выяснены некоторые особенности этого влияния. [c.88]

В связи с ростом скоростей полета самолета широкое применение сейчас находят стреловидные крылья и крылья малого удлинения различной формы в плане. Условия обтекания профиля в сечении таких крыльев как при малых, так и при больших скоростях могут суш,ественно отличаться от условия плоскопараллельного потока из-за пространственного характера течения. В ряде работ ЦАГИ были установлены основные закономерности перестройки обтекания профиля в системе стреловидных крыльев и крыльев малого удлинения. В. В. Струминским, Н. К. Лебедь и К. К. Костюком (1948) путем экспериментального исследования распределения давлений в различных сечениях стреловидных крыльев при малых скоростях было показано, что наиболее суш,ественным изменениям, обусловленным трехмерным характером течения, подвергается обтекание профилей, установленных в корневых и концевых сечениях стреловидного крыла, В корневом сечении крыла с прямой стреловидностью область повышенных местных скоростей смеш ается вперед к носку профиля по сравнению с эпюрой скоростей такого же профиля в условиях плоскопараллельного обтекания в концевом сечении происходит обратная перестройка, т. е. область повышенных местных скоростей смеш,ается к задней кромке профиля. В срединных сечениях стреловидного полукрыла большого удлинения условия обтекания близки к условиям на скользящем крыле бесконечного удлинения. В работе Я. М. Серебрийского и М. В. Рыжковой (1951) с помощью метода источников и стоков проводится приводящее к тем же выводам, что и эксперимент, теоретическое исследование симметричного обтекания профиля в системе тонкого крыла произвольной формы в плане при обтекании его потоком идеальной несжимаемой жидкости. Учет пространственного обтекания стреловидного крыла приводит к необходимости применения профилей различной формы на отдельных участках крыла. Такие специальные профили создавались для корневых и концевых отсеков стреловидного крыла (Г. П. Свищев, Я. М. Серебрийский, К. С. Николаева, М. В. Рыжкова). Существенное изменение местных скоростей происходит и на крыльях малого удлинения. При уменьшении удлинения за счет пространственности обтекания уменьшаются возмущения на поверхности профиля, причем для малых удлинений это уменьшение возмущений может быть весьма существенным не только в концевых, но и в средних сечениях крыла. [c.89]

В разработанном Я. М. Серебрийским (1944) методе расчета обтекания тел вращения используется то обстоятельство, что для удлиненных тел одна из эллиптических координат мала и что при разложении функций Лежандра второго рода выделяется общий для них простой главный член разложения. Хорошую точность для плавных тел дает первое приближение. И. Б. Федоровой (1948) этот метод использован для приближенного решения обратной задачи о построении формы тела вращения по заданному распределению давления. [c.91]

Теорию крыла конечного размаха позволило создать использование основополагающей теоремы Н. Е. Жуковского о связи подъемной силы с циркуляцией и модели течения с присоединенным вихрем, так что эта теория является логическим продолжением и развитием идей, составляющих фундамент теории крыла бесконечного размаха, В 1910 г. С. А. Чаплыгин в докладе на тему Результаты теоретических исследований о, движении аэропланов сформулировал общие представления о вихревой системе крыла конечного размаха. В 1913 и 1914 гг. им были получены первые формулы для подъемной силы и индуктивного сопротивления. Они были доложены на третьем воздухоплавательном съезде в Петербурге. В дальнейшем основное распространение получила теория несущей линии, предложенная в Германии Л. Прандтлем для крыльев большого относительного удлинения. В рамках этой схемь было получено интегро-дифференциальное уравнение, связывающее изменение циркуляции и индуктивный скос потока. Задача свелась к отысканию различных приближенных методов его решения. В работе Б. Н. Юрьева (1926) был применен геометрический прием, в котором использовалось предположение о том, что распределение циркуляции близко к эллиптическому и что отклонения от этого распределения повторяют форму крыла в плане. Аналитические методы, применявшиеся на начальном этапе развития теории для получения приближенных решений, состояли в требовании удовлетворения основному уравнению в ограниченном числе точек по размаху. Так, в методе тригонометрических разложений В. В. Голубев (1931) заменил бесконечный тригонометрический ряд тригонометрическим многочленом, сведя бесконечную систему уравнений к конечной системе, в которой число неизвестных соответствует числу членов разложения циркуляции и числу точек на крыле. С целью более точного учета формы крыла в плане при ограниченном числе решаемых алгебраических уравнений Я. М. Серебрийский (1937) предложил для решения интегро-дифференциального уравнения использовать способ наименьших квадратов. [c.92]

В ряде случаев (например, при нелинейном законе изменения коэффициента подъемной силы сечения крыла по углам атаки) при решении интегро-дифференциального уравнения желательно применять метод последовательных приближений. Однако М. В, Келдыш показал, чтЬ процесс последовательных приближений расходится, если применять его к исходному сингулярному интегро-дифференциальному уравнению. В работах Г. И. Майкапара (1944) и Г. Ф. Бураго (1947) рассматриваются различные формы обращения интегро-дифференциального уравнения и сведения его к интегральному уравнению с интегрируемым ядром, при решении которого можно использовать метод последовательных приближений. В теории несущей линии был также получен ряд частных точных решений. Г, Ф. Бураго (1947) и И. Н, Векуа (1947) получили точные решения для закрученного эллиптического крыла и для некоторого класса крыльев, являющихся обобщением эллиптического, а Я, М. Серебрийский (1944) получил точные решения для эллиптического крыла при произвольной нелинейной зависимости коэффициента подъемной силы профиля от угла атаки. [c.93]

В работе Ю, Л, Жилина (1964) определяется наивыгоднейшая форма крыла в плане вблизи земли. При малых расстояниях до земли форма крыла, имеющего наименьшее индуктивное сопротивление, сущест,-венно отличается от эллиптической в сторону более быстрого убывания хорды крыла по размаху. Взаимосвязь деформаций крыла и аэродинамической нагрузки привела к необходимости совместного решения задач аэродинамики и теории упругости. Я. М. Серебрийским (1937, 1939) было получено интегро-дифференциальное уравнение прямого урругого крыла, из решения которого была получена наивыгоднейшая, с точки зрения индуктивного сопротивления, форма в плане упругого крыла (отличаю- [c.93]

М. В. Рыжковой и Я. М. Серебрийским (1953) было выписано и подвергнуто расчетному анализу решение обратной задачи об определении формы несущей поверхности стреловидного крыла бесконечного размаха по заданному распределению подъемной силы. Характерной особенностью поверхности с равномерным распределением подъемной силы является крутка, увеличивающаяся вблизи корневого сечения крыла. [c.95]

I При числах Маха набегающего потока, больших критического Мкр> около обтекаемого тела развивается местная зона сверхзвуковых скоростей, которая обычно заканчивается скачком уплотнения. Скачок уплотнения, взаимодействуя с вязким пограничным слоем, во многих случаях вызывает отрыв потока от поверхности тела. Таким образом, при М > Мкр получаются дополнительные потери полного давления как в скачке уплотнения, так и в вызванной им аоне отрыва. Эти потери полного давления связаны с приростом сопротивления тела, который может быть весьма значительным. Попытка оценить порядок части сопротивления плоского профиля, связанной с потерями полного давления в скачке уплотнения при М > Мкр> была сделана Я. М. Серебрийским и С. А. Христиановичем (1944), получившими некоторую гипотетическую оценку роста волнового сопротивления. Была рассмотрена потеря количества движения в струйке газа, проходящей через прямой скачок уплотнения, при условии, что давление за скачком должно восстанавливаться до давления в набегающем потоке. Полученное выражение для волновых потерь в струйке было разложено в ряд по степеням (Мх — 1), где Мх — число Маха перед скачком. В связи с тем, что указанное разложение начинается с члена, пропорционального (М1— 1) , Я. М. Серебрийским и С. А. Хри- [c.100]

Большое влияние на подъемную силу и момент профиля оказывает упоминавшееся выше явление отрыва потока из-под скачков уплотнения, замыкаюш их сверхзвуковую зону. Подъемная сила и продольный момент профиля при закритических скоростях в некотором диапазоне чисел М< резко уменьшаются (в ряде случаев изменяют знак) образуется так называемая ложка . С дальнейшим ростом числа М < несущ,ие свойства профиля восстанавливаются. Эти явления были проанализированы и увязаны с получающейся в эксперименте картиной перемещения скачков и областей отрыва потока в работе Я. М. Серебрийского, В. Н. Арнольдова, М. В. Рыжковой и А. Я. Перельман (1954). [c.101]

ДЛЯ чего необходимо решить интегральное уравнение или найти конформное отображение полученной области на каноническую. Последнее производится специальными методами, развитыми для одиночного профиля (Я. М. Серебрийский, 1944 Л. А. Симонов, 1945, 1947 С. Г. Нужин, 1947), или численно (Г. М. Голузин, 1947 П. В. Мелентьев, 1937 М. А. Лаврентьев, 1946 Л. В. Канторович и В. И. Крылов, 1941, 1949). Когда конформное отображение внешности решетки на каноническую область X = Ъ (2) найдено или известно, скорость вычисляется дифференцированием [c.116]

Подобные способы неоднократно предлагались и применялись как для решеток, так и для одиночных профилей. Интегралы типа входящих в формулы (3.13) и (3.14) вычислялись путем применения квадратурных формул, гармонического анализа и различных сопряженных функций (Л. А. Симонов, 1945, 1950, 1957 Я. М. Серебрийский, 1944 С. Г. Нужин, 1947 Г. Ю. Степанов, 1962). В зависимости от постановки задач возникают дополнительные трудности в связи с определением допустимых параметров задачи. Так, например, при решении обратной задачи распределение скорости и параметры потока на бесконечности не могут задаваться произвольно, они должны удовлетворять некоторым дополнительным условиям, эквивалентным условиям замкнутости и однолистности профилей решетки. [c.124]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...