Исследование обтекания системы профилей

ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ СИСТЕМЫ ПРОФИЛЕЙ [c.124]

Глава 6. Исследование обтекания системы профилей [c.125]

Глава Б. Исследование обтекания системы профилей 127 [c.127]

Глава б. Исследование обтекания системы профилей 129 [c.129]

При исследовании обтекания летательных аппаратов или их элементов, в частности профилей и крыльев конечного размаха, широко используется теория вихрей, поэтому здесь отражены вопросы, связанные с определением циркуляции жидкости, расчетом индуцированных вихрями скоростей, исследованием системы вихрей — их взаимодействия с поступательным потоком и т. п. [c.40]

Итак, расчет нагрузок на лопасти несущего винта по теории несущей линии связан с определением -индуктивных скоростей в сечениях от продольных и поперечных вихрей следа. Для определения скорости притекания потока к сечению лопасть заменяется присоединенным вихрем, расположенным вдоль линии четвертей хорд, а продольные свободные вихри, образующиеся вследствие изменения подъемной силы по размаху, продлеваются до присоединенного вихря. Индуктивная скорость подсчитывается в месте расположения присоединенного вихря. Простейшим и экономным в вычислительном отношении представлением сложной системы свободных вихрей лопасти является сетка из вихревых элементов конечной длины. Свернувшиеся концевые вихревые жгуты лопастей хорошо описываются сосредоточенным вихрем. На основе проведенного выше исследования обтекания профиля можно заключить, что модель несущей линии применима и при наличии в следе поперечных вихрей. При адекватном представлении расположенного близ лопасти участка пелены вихрей нестационарные аэродинамические эффекты могут быть рассчитаны достаточно верно, несмотря на то, что индуктивная скорость определяется лишь в одной точке по хорде (на присоединенном вихре). Для повышения точности результатов расчета пелену поперечных вихрей следует обрывать, не доходя до присоединенного вихря, на четверть хорды. Непрерывное распределение вихрей еле- [c.448]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Займемся дальнейшим развитием, нестационарной теории профиля с тем, чтобы приспособить ее к анализу обтекания вращающейся лопасти. Хотя основы теории уже излагались в предыдущих разделах, приложение ее к лопасти несущего винта требует учета целого ряда дополнительных факторов. Применение схемы несущей линии разделяет задачу расчета нестационарных аэродинамических нагрузок при пространственном обтекании на две части внутреннюю, в которой исследуются аэродинамические характеристики профиля, и внешнюю, состоящую из расчета индуктивных скоростей, создаваемых в сечении лопасти вихревым следом винта. Что касается внутренней задачи, то при стационарном обтекании плоского профиля аэродинамические нагрузки могут быть получены из эксперимента и представлены в виде табулированных зависимостей их от угла атаки и числа Маха. При нестационарном досрывном обтекании применимы результаты теории тонкого профиля. Решение внешней задачи затруднено тем, что система вихрей винта имеет весьма сложную конфигурацию. За каждой из вращающихся лопастей тянутся взаимодействующие винтовые вихревые поверхности, деформирующиеся в поле создаваемых ими индуктивных скоростей с возникновением областей сильной завихренности в виде концевых вихревых жгутов. Аналитическое определение индуктивной скорости на лопасти без весьма существенных упрощений модели вихревого следа (например, представления винта активным диском) оказывается невозможным. На практике неоднородное поле индуктивных скоростей определяют численными методами, подробно обсуждаемыми в гл. 13. Ввиду сказанного ниже не предполагается отыскивать зависимость между индуктивной скоростью и нагрузкой путем введения функции уменьшения подъемной силы. Напротив, сами индуктивные скорости являются фактором, учитываемым явно в нестационарной теории профиля. Для построения схемы несущей линии желательно, чтобы вычисление индуктивных скоростей производилось лишь в одной точке по хорде. Проведенное выше исследование обтекания профиля на основе схемы несущей линии указывает способ, который позволяет аппроксимировать нестационарные нагрузки с достаточно полным отображением влияния пелены вихрей. Применительно к лопасти достаточно рассмотреть лишь часть пелены, расположенную вблизи ее задней кромки. При построении нестационарной теории обтекания вращающейся лопасти надлежит учесть влияние обратного обтекания и радиального течения. Теоретические нагрузки должны быть скорректированы таким образом, чтобы они отражали влияние [c.480]

Большое значение имеют задачи об обтекании плоским потоком многосвязных контуров, профилей с резкими местными изменениями контура и других сложных фигур. Эти задачи связаны с исследованиями механизации крыла, исследованиями обтекания компрессорных и турбинных решеток ), поправок на влияния границ потока и т. п. М. В. Келдышем было показано существование параболы метацентров у произвольной конечной системы профилей (1936). В работе С. А. Чаплыгина и Н. С, Ар-жаникова (1931) решается задача об обтекании плоской пластины с изломом, соответствующей тонкому профилю с простым закрылком. Ряд схематических задач об обтекании профиля со щелью, профиля с закрылком [c.87]

Однако необходимо отметить, что в результате разгона сверхзвукового потока на спинке профиля число М перед замыкающим скачком АВ в общем случае может быть больше, чем в набегающем на решетку потоке. Это превышение оказывается тем более значительным, чем больше кривизна спинки на участке D4 и чем больше угол атакн, так как оба эти фактора приводят к увеличению угла поворота вектора скорости на входном участке решетки и соответственно к более интенсивному разгону сверхзвукового потока (как при течении Прандтля — Майера). Исследования этой схемы течения показывают, что при наличии головных воли обтекание решетки всегда происходит с положительными углами атаки, поэтому даже при малой кривизне спинки лопатки местное число М перед замыкающим скачком обычно оказывается больше, чем M i. Это приводит к заметному увеличению потерь в системе головных воли по сравнению с потерями в прямом скачке и тем самым ограничивает область, где возможно достижение высоких КПД такой ступени, сравнительно умеренными значениями M ,i. [c.96]

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]

Во многих теоретических исследованиях решетка кругов играет такую же роль, как круг в теории одиночного профиля, поэтому значительные усилия были направлены на расчет обтекания решетки кругов. Общий подход к решению задачи для произвольно расположенной конечной системы кругов указал Н. В. Ламбин (1934, 1939). Точное (в виде ряда) решение для решетки кругов дали Н. Е. Кочин (1941) и, другим способом, Г. С. Самойлович (1950). Расчеты распределения скорости вихревым методом выполнили Б. Л. Гинзбург (1950) и А. И. Борисенко (1955). Для построения теоретических решеток более удобны конечные выражения, соответствующие обтеканию решеток некоторых овалов, близких к кругам. Классический пример таких овалов, получающихся при наложении равномерного потока на решетку диполей, был улучшен путем замены точечного диполя распределенным вдоль некоторых отрезков оси решетки (Э. Л. Блох, 1947) и с добавкой еще одного точечного диполя в центре этого отрезка (Э. Л. Блох и А. С. Гиневский, 1949, 1953). [c.118]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...