Профиль передняя критическая точка

Картина бесциркуляционного обтекания профиля обладает следующими основными особенностями. Набегающий поток разделяется у профиля на две части, обтекающие соответственно его верхнюю п нижнюю поверхности (рис. 10.8, а). Точка А, в которой струи разделяются и поток имеет нулевую скорость, называется передней критической точкой пли точкой раздела струй. Точка С, где струи вновь сходятся, называется точкой слияния струй или задней критической точкой. [c.22]

Изменение угла атаки приводит к изменению по.ложения передней и задней критических точек. Например, в случае, изображенном на рис. 10.8, при увеличении угла атаки передняя критическая точка движется по нижней поверхности, приближаясь к задней кромке профиля, а задняя критическая точка, перемещаясь по верхней поверхности, приближается к лобовой части профиля уменьшение угла атаки приводит к перемещению [c.22]

Если рассматривается пограничный слой на крыловом профиле, то в некоторых случаях можно пренебречь его ламинарным участком и считать, что турбулентный слой начинается от передней критической точки. Тогда, как и для ламинарного слоя, условие конечности формпараметра / в критической точке дает С = О и решение уравнения формпараметра принимает вид [c.413]

Известно, что температура в передней критической точке профиля крыла реактивного самолета на 500 К превышает температуру окружающего воздуха. Определить скорость самолета. [c.90]

При проектировании летательных аппаратов угол стреловидности крыла у может быть различным в различных вариантах конструкции. Как повлияет величина угла у. на уровень аэродинамического нагрева носового профиля Вычислить температуру в передней критической точке крыла при углах стреловидности у, равных 10, 20, 30, 40, 50, 60 и 70° в момент времени т — 80 с при < 4 = 15° С, Fo = = от// " =- 12,24 Ь =- = 13,4 кВт с 2/(м2 К) ст Геометрические размеры носового профиля крыла 8 мм L — 40 мм 0 — 5°. [c.271]

Анализ Профилей скорости в различных условиях течения показывает, что величины аир мало изменяются и с достаточной для инженерной практики точностью могут быть приняты постоянными для передней критической точки а=1,63, р = 0,209 для пластины а=1,57, р = 0,173 для типичного отрывного профиля скорости а = ],52, р = 0,157. Средние значения аир можно принять равными а=1,57 с точностью до 37о и р = 0,173 с точностью до 14%. [c.83]

После вычисления Ч (х, у) в каждом п-м приближении для выполнения следующего исправляются значения Ч в граничных точках, причем используются заданные значения Ч" = О и Ч =1 на контурах соседних профилей. Положение передней критической точки уточняется путем экстраполяции линии тока Ч = О по нормали к контуру профиля, а угол выхода потока вычисляется по формуле [c.44]

Задание распределения скорости на профиле эквивалентно заданию потенциала скорости (принимаемому равному нулю в передней критической точке S,) [c.170]

Итак, задана решетка профилей с шагом положение на кромках передней критической точки х = и, соответственно, функция а = а(х), а также величина скорости газа на бесконечности перед решеткой Определяются угол входа потока а, и распределение скорости на кромках решетки A — X(s). [c.215]

Формы ограничивающих линий тока, положение передней критической точки на профиле и угол выхода могут быть уточнены по результатам измерений. [c.250]

Затем строится профиль решетки, проще всего графически, по отрезкам от передней критической точки [c.422]

Что касается значений р, то они получаются следующими 0,209 для передней критической точки, 0,173 для пограничного слоя с профилем скорости Блазиуса и 0,157 для типичного отрывного профиля скорости. Это означает, что значения р колеблются около своего среднего значения, равного 0,173, с отклонением не более чем на 14%. Небольшое изменение величины р объясняется тем, что уменьшение диссипативного интеграла О по мере приближения к отрыву сопровождается увеличением толщины потери импульса 6 и уменьшением локальных значений скорости внешнего потока При а=1,57 и р = 0,173 уравнение (4-50) имеет вид [c.137]

X — расстояние от передней критической точки вдоль поверхности тела произвольного профиля. [c.269]

Как показано на рис. 189, анализ обтекания профиля крыла плоским потоком вязкой жидкости разбивается на несколько этапов. Сначала нужно выполнить расчет безвихревого потока невязкой жидкости около крыла. Помимо прочего, этот расчет дает расположение передней критической точки, начиная с которой пограничный слой нарастает. Как только это сделано, необходимо [c.207]

При увеличении угла атаки а>0 передняя критическая точка/С перемещается вниз по профилю к точке Б, а точка схода струй В — вверх по профилю к точке А (рис. 18.2, б). Если было бы возможно плавное обтекание жидкостью задней острой кромки, то установилось бы новое бесциркуляционное обтекание профиля — Г=0, Яу = . Однако, при радиусе закругления острой кромки г->-0, скорость безотрывно обтекающей жидкости должна беспредельно возрастать (см. п. 3.8), так что давление, вычисленное по уравнению Бернулли, должно было бы неограниченно уменьшаться р- -(—оо), что невозможно. В действительности на верхней поверхности профиля самопроизвольно возникает течение жидкости к задней критической точке, где давление понижено. Это течение возвращает точку схода струй в заднюю острую кромку профиля. При этом поток жидкости срывается с острой кромки в виде начального или разгонного вихря, вращающегося против часовой стрелки с циркуляцией (—Г) и сносится потоком (рис. 18.3). [c.344]

Наиболее существенным недостатком метода расчета по кривизне линий тока является ограниченная возможность получения точного решения уравнений для потенциального течения в области кромок лопаток. Линия тока, проходящая через переднюю критическую точку на профиле, испытывает на входной кромке резкий поворот на 90°, который не поддается расчету численными методами, вследствие чего в распределении скоростей появляются погрешности. [c.178]

Охлаждение лобовым натеканием чаще всего используется в сопловых лопатках. При этом способе охлаждения воздух подводится по трубке малого диаметра, расположенной во внутренней полости лопатки. Этот воздух затем разгоняется в небольших соплах и выбрасывается в виде группы струек, которые натекают на стенки внутренней полости лопатки в ее наиболее нагретых частях, особенно вблизи входной кромки. При использовании лобового натекания в области передней критической точки профиля получаются более высокие местные коэффициенты теплопередачи, чем при обычном конвективном охлаждении. Отработанный воздух затем выпускается через отверстия [c.270]

Рассмотрим теперь другой крайний случай обтекания крыла — чисто циркуляционное обтекание. Под чисто циркуляционным течением будем понимать течение, обусловленное только наличием циркуляции вокруг профиля при отсутствии набегающего потока, когда и = О, Г 0. Примером чисто циркуляционного течения является рассмотренное в гл. II круговое течение, поле скоростей которого вызвано одиночным вихрем. В случае чисто циркуляционного течения отсутствуют передняя и задняя критические точки, и линии тока представляют собой замкнутые кривые, огибающие профиль. Такое течение независимо от значения циркуляции требует наличия бесконечной скорости в точке, лежащей на задней кромке профиля и, следовательно, так же как бесциркуляционное течение, не может быть реализовано без отрыва потока. [c.23]

Q— = tg - -tg U2 j определяет в пределах 0, <( 6g < 2ir две различные критические точки 9g= 0gi и 6g= Sgj, соответствующие передней и задней критическим точкам на профиле. [c.80]

Дана решетка профилей L в плоскости г с периодом Т — И, величина скорости в бесконечности перед решеткой и положение на профиле передней 5, и задней критических точек (рис. 57, а). Очевидно, в указанной постановке задачи поток через решетку определяется единственным образом. Будем искать распределение скорости на профиле V = К (5), а также углы м потока в бесконечностях. [c.154]

Силы давления зависят от формы тела, ориентации его относительно потока, плотности, давления и скорости воздуха. Помещенное в воздушный поток тело деформирует его. На рис, 4.1 показана картина обтекания профиля крыла при дозвуковой скорости потока. Вблизи передней кромки поток разделяется на две области (границей раздела является критическая точка К). Струйки воздуха деформируются, что приводит согласно уравнению постоянства расхода к изменению скорости и плотности, а следовательно, и давления на поверхности тела. [c.139]

Считается, что коэффициент восстановления температуры г линейно изменяется от единицы в передней критической точке до значения г в конце носового профиля (Гдам — 0,845 Гтурб = 0,89). Критическое число Re, соответствующее переходу ламинарного режима течения в турбулентный, принимается равным р х/ 1 = 2-10 . [c.267]

В табл. 17.3 приведены данные для 20-й секунды полета Bi = a Rl k-, Fo = atIR", a, — коэффициент теплоотдачи в передней критической точке обтекаемого тела — температура в различных точках сечения носового профиля, i — [c.268]

Величина Л является формпараметром пограничного слоя. При Л=0 профиль скорости соответствует du dx = 0 (обтекание пластины, клина или криволинейной стенки в сечениях, где скорость имеет максимум или минимум). При отрыве пограничного слоя [(ди1ду)го—0] а 0 и Л= —12. Значения Л>12 дают в пограничном слое ы/и1>1, что в установившемся изотермическом пограничном слое невозможно. Для распределения скорости в передней критической точке Л=7,052. Следовательно, диапазон изменения формпараметра Л лежит в пределах —12 Лй 12. При распределении скорости [c.74]

Колебания скорости, возникаюихие вблизи критической точки, не передаются вдоль потока, а разделяются благодаря отрыву в области за точкой перегиба линий тока. Последние исследования, проведенные цифровым методом, показали, что расположенную вблизи критической точки неустойчивую область нельзя отождествлять с периодическим отрывом, возникающим сразу же за носовой частью тонкого профиля ( передняя зона отрыва ). Точнее, речь идет о неустойчивой области в окрестности передней критической точки (более подходящим названием было бы граничная линия застойной неустойчивой зоны ). Опыты Пирси и Ричардсона ценны тем, что, помимо измерений на профиле крыла и профиле направляющей лопатки, они провели опыты с цилиндром, для которого также наблюдается неустойчивость вблизи передней критической точки. Для тонкого профиля при наличии зоны отрыва область с периодическим отрывом вихрей подвергается влиянию предшествующей. неустойчивости. Кроме того, на область неустойчивости вблизи критической точки в значительной степени влияет отсосная щель, расположенная за носовой частью. В действительности здесь наблюдается нарастание турбулентных пульсаций. [c.261]

При т= формула (37) приближенно описывает теплообмен в передней критической точке. Точность данного метода в основном определяется удачностью выбора профилей скорости и температур при подсчете констант Hi. В качестве первого приближения для подсчета Hi нами были использованы точные решения динамической задачи для продольно обтекаемой пластинки в виде таблиц функций Блазиуса при различных параметрах вдува (отсоса) [Л. 6]. Расчетные соотношения были трансформированы путем перехода от блазиусовской переменной T]g = к принятой в расчете переменной т]т = г//3 . [c.138]

Рассмотрим теперь некоторые особенности течения воздуха через решетку рабочего колеса при Ma,i>l. Для большинства трансзвуковых ступеней характерно наличие дозвукового потока на выходе из колеса (Мш2<1), т. е. торможение потока в рабочем колесе с переходом через скорость звука. Типичная для этого случая схема течения воздуха в решетке колеса показана на рис. 2.44. Как известно, при обтекании сверхзвуковым потоком изолированного профиля, имеющего хотя бы незначительное скругление передней кромки, перед ним возникает криволинейный скачок уплотнения — головная волна. Аналогичная картина имеет место при обтекании свемзвуковым набегающим потоком компрессорной решетки рассматриваемого типа. Перед каждой лопаткой возникает головная волна AB . На участке АВ фронт волны почти перпендикулярен вектору скорости, т. е. этот участок можно рассматривать как прямой скачок уплотнения. На участке ВС скачок становится косым, интенсивность его ослабевает по мере удаления от вызвавшего его профиля и на некотором расстоянии оказывается исчезающе малой. В области, лежащей за прямым скачком, скорость становится дозвуковой и уменьшается до нуля в передней критической точке К. Затем на спинке профи- [c.95]

Причина возникновения отрыва. может быть объяснена при рассмотрении характера распределения скорости на профиле в компрессорной решетке при потенциальном обтекании. В расчетном режиме обтекания (кривая 1 на рис. 9.16) скорость равна нулю в передней критической точке О1, затем резко возрастает при обтекании потоком передней кромки и далее плавно уменьшается вдоль спинки (координата 5,.,,). Вдоль вогнутой поверхности лопатки скорость остается почти постоянной (координата 5вог). При таком режиме обтекания продольный положительный градиент давления невелик и пограничный слой, возникающий при течении вязкой жидкости, не отрывается. [c.246]

Расчеты с ненулевыми градиентами давления выходят за пределы этой книги. Однако результаты приближенного метода решения для установившегося ламинарного пограничного слоя на эллиптическом цилиндре в потоке со скоростью и ас приводятся на рис. 10-9 [Л. 1]. На рис. 10-9,а показано поперечное сечение этого цилиндра, представляюш,ее собой эллипс с отношением осей 4 1, и распределение скорости вдоль внешней границы пограничного слоя. В этом примере предполагается, что U(x) представляет собой скорость невязкого потенциального течения 1. На рис. 10-9,6 приведены вычисленные профили безразмерной скорости для разных сечений от передней критической точки при х = 0 до точки отрыва. Обратите внимание, как развивается перегиб профиля скорости с возрастанием xjl. Предполагается, что отрыв будет иметь место в точке, где duldy y=a = Q. На рис. 10-9,в приведено распределение касательного напряжения на стенке, которое постепенно снижается до нуля в точке отрыва. [c.218]

Предположим, что на некотором расстоянии Хо от передней критической точки до точки О давление внешнего потока сохраняется постоянным и равным ро, а затем резко увеличивается вниз по течению. Можно допустить, что в точке Р на небольшом расстоянии от точки О внешняя часть профиля скорости в пограничном слое имеет кривизну того же порядка, что и в точке О. Это означает, что при x>Xq первый член правой части уравнения (3-1) преобладает над вторым членом, поток близок к потенциальному, и согласно уравнению Бернулли полное давление мало изменяется вдоль линии тока. Б. С. Стрэтфорд принял, что член v d uldy ) уравнения (3-1) во внешней части слоя в точке Р является приблизительно таким лее, как и в случае пограничного слоя на плоской пластине. Поэтому уменьшение полного давления вдоль любой линии тока не зависит от повышения давления и является таким же, как на соответст-вуюш,ей линии тока в пограничном слое на плоской пластине, рассмотренном Г. Блазиусом [c.128]

Анализ данных по распределению скорости в пограничном слое в различных условиях течения несжимаемой жидкости показал, что величины а и 3 мало изменяются и с достаточной для инженерной практики точностью могут быть приняты постоянными. Подсчитано, что для передней критической точки а=1,63, для пограничного слоя с профилем скорости Блазиуса а=1,57, для типичного отрывнного профиля скорости а= 1,52. С точностью до 3% можно принять среднее значение а равным 1,57. Этот факт находит объяснение в следующем. [c.136]

Видно, что по определению места отрыва пограничного слоя наиболее точными являются методы Б. С. Стрэтфорда, И. Тани и М. Р. Хэда. Несколько худшие результаты дают методы Б. Твейтса и Р. Тиммана. Данные метода К. Польгаузена значительно отличаются от данных, получаемых из точных решений. Методы, позволяющие точнее определить место отрыва, дают и более надежное распределение касательного напряжения трения по обтекаемой поверхности. При этом для тел с передней критической точкой наиболее просто распределение касательного напряжения определяется методом Б. С. Стрэтфорда и Н. Курле. Кроме распределения статического давления по обтекаемой поверхности необходимо знать лишь минимальное статическое давление вниз по течению. Однако этот метод неприемлем в случае необходимости определения толщин потери импульса и вытеснения, а также профилей скорости. [c.149]

Г. Б. Шубауэр и П. С. Клебанов (Л. 209] исследовали турбулентный пограничный слой на большой модели профиля в замкнутой аэродинамической трубе. Опытами охвачен диапазон чисел Рейнольдса Reg = 1 500н-77 ООО. Поверхность профиля имела выпуклую кривизну радиусом Л = 7,01 м на участке от л =0,1524 до л = 1,829 м и радиусом i = 9,45 м на участке от л =4,877 до л = 7,925 -м, где х — расстояние от передней критической точки. Толщина пограничного слоя находилась в пределах 0<б/7 <0,024. [c.448]

Графики обеих функций Р г ) ж О (г]), определяемых уравнениями (10.23) и в сумме дающих распределение скоростей (10.22), изображены на рис. 10.3. Профили скоростей для различных значений формпараметра Л показаны на рис. 10.4. Профиль, соответствующий значению Л = О, получается для (1111 1х = О, следовательно, либо для продольного обтекания плоской пластины, когда градиент давления всюду равен нулю, либо для обтекания криволинейной стенки, но только в том сечении, в котором скорость потенциального течения имеет максимум или минимум. Для Л = О распределение скоростей (10.22) тождественно совпадает с полиномом четвертой степени, использованным в предыдущем параграфе (см. таблицу 10.1) при расчете пограничного слоя на плоской пластине. Профиль скоростей в точке отрыва определяется условием ди1ду)о = О, следовательно, в этом случае а = О и Л = —12. Для профиля скоростей в передней критической точке формпараметр равен, как будет показано ниже, Л = 7,052. Значениям Л > 12 соответствуют в пограничном слое значения гг/С7 > 1, что [c.199]

Картина бесцирку.пяционного обтекания профиля обладает следующими основными особенностями. Набегающий поток разделяется на две части, обтекающие соответственно верхнюю и нижнюю поверхности профиля (фиг. 169). Точка А, в которой струи разделяются, имеет нулевую скорость и называется передней критической точкой, или точкой раздела струй. Обойдя профиль, струи вновь сходятся в некоторой точке С, называемой точкой слияния струй, или задней критической точкой. [c.360]

Отрицательное давление на поверхность тела в зоне разрежения чаще больше положительного (избыточного) давления у его передней критической точки. Это наблюдается у краев сплошно-стенчатых конструкций или зданий. Например, высотное здание разрушилось при урагане, потому что действительное распределение ветровой нагрузки по поверхности (стене) не отвечало принятому в проекте, хотя в момент аварии среднее значение ее было меньше расчетного. В нормах обычно указывается ветровая нагрузка в виде осредненной по площади, в то время как в большинстве случаев распределение нагрузки сложнее хотя бы из-за другого профиля скорости по высоте (рис. 3.23). [c.57]

Используя полученный профиль для скорости (18.99), определяем скорость уноса из уравнения (18.90). Учитывая, что в окрестности передней критической точки г = х, а градиент давления dpldx и касательное напряжение зависят линейно от х, получаем следующее выражение [c.476]

При обтекании профиля крыла воздушным потоком передняя критическая точка (точка, где поток разделяется на верхнюю и нижнюю части) располагается на некотором удалении от передней кромки крыла. На рис. 1.13 эта точка обозначена буквой Я. При обтекании закругленной передней кромки крыла на передней части крыла создается разрежение р = р—рн (рис. 1.13, а), которое обусловливает появление некоторой подсасывак>щей силы, направленной вперед. Эта сила уменьшает суммарную силу лобового сопротивления на некоторую величину ДQ по сравнению со случаем, когда передняя кромка имеет острый носок (рнс. 1.13, б) и разрежение вблизи нее не приводит к уменьшению силы [c.17]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...