Теория крылового профиля

Теория крылового профиля [c.29]

Пятая глава содержит изложение классических результатов теории плоского безвихревого движения идеальной несжимаемой жидкости, в частности, элементов теории крылового профиля в плоскопараллельном потоке. [c.11]

В большинстве практических приложений приходится иметь дело с телами вращения, удлинение которых, т. е. отношение длины к максимальной толщине, довольно велико (порядка 8—12). Так же как и в теории крылового профиля, это объясняется хорошей обтекаемостью такого рода тел реальной жидкостью. [c.430]

Как указывает акад. С. А. Кристианович в предисловии к Избранным работам С. А. Чаплыгина по теории крыла , С. А. Чаплыгин Не ограничился созданием основ теории крыла, а в течение двадцати лет щаг за шагом разработал законченную теорию этого вопроса. В его трудах получили решение все главные моменты математической теории крылового профиля и решеток профилей, т. е. основы теории крыла и лопаточных машин . [c.18]

В части 2 рассмотрены гиперзвуковые течения,, элементы магнитной гидродинамики, течения разреженных газов, а также теории крыла и решеток крыловых профилей. В пятое издание (4-е изд.— 1976 г.) включены материалы по численным методам, сверхзвуковой газовой динамике, новые сведения о струях и спутном потоке. [c.2]

Бесконечную совокупность одинаковых крыловых профилей, одинаково ориентированных и расположенных с постоянным шагом вдоль некоторой прямой, называют плоской гидродинамической решеткой. Такая решетка получается, если лопастную систему рабочего колеса осевой турбомашины (гидравлической, паровой или газовой турбины, насоса, вентилятора, компрессора) рассечь круговой цилиндрической поверхностью и развернуть па плоскость. Для турбомашин другого типа (радиальных) профили располагаются вдоль окружности и образуют круговую решетку. Исследование взаимодействия гидродинамических решеток с потоком жидкости или газа составляет одну из центральных задач теории турбомашин. В частности, для прочностных расчетов лопастной системы необходимо знать гидродинамические силы и моменты, действующие на лопасти рабочих колес турбомашин. [c.268]

Несмотря на значительное отличие опытных эпюр распределения скорости и давлений вокруг лопатки от теоретических, существуют некоторые общие закономерности обтекания различных решеток, которые позволяют, используя данные теоретических расчетов в сочетании с анализом по теории пограничного слоя, оценить характерные особенности обтекания различных решеток реальным вязким потоком и их сравнительную эффективность. Так, в свое время были получены опытные данные, которые подтвердили теоретические выводы о более благоприятном обтекании радиальной решетки крыловых профилей сравнительно с обычными (к. п. д. на 2,5% выше). Эти и ряд опытов с другими решетками [26, 27] позволили определить более детально структуру потока в колесах и источники возникновения потерь. [c.294]

Идея присоединенного вихря и постулат конечности скорости на задней острой кромке крылового профиля представляют основу всей теории крыла [c.192]

Изложенный ранее ( 41) метод конформных отображений получил уже давно широкое применение не только при решении задач плоского обтекания замкнутых контуров, в частности, крыловых профилей. Одной из наиболее важных областей применения этого метода явилась теория разрывных течений идеальной несжимаемой жидкости. Благодаря отсутствию внутреннего трения, в потоках идеальной жидкости становится возможным возникновение нарушений сплошности течения, образования в потоке мертвых зон покоящейся жидкости. [c.204]

Влияние сжимаемости при дозвуковом обтекании профилей проявляется в возрастании разрежений на верхней поверхности профиля — факт, который уже был отмечен при изложении теории малых возмущений Прандтля — Глауэрта. На рис. 115 показаны полученные экспериментально распределения давления по верхней поверхности некоторого крылового профиля при различных числах м оо набегающего потока. Можно заметить, что с возрастанием числа Моо от значения 0,4 до 0,68 пик разрежения возрос почти вдвое. [c.258]

Задача о плоском нестационарном движении жидкости, вызываемом неравномерно движущимся профилем, представляет частный случай изложенной общей теории, если циркуляция вокруг профиля принимается постоянной. Классическое исследование этого случая движения профиля и установление формул силы и момента принадлежит С. А. Чаплыгину и относится к 1926 г. ), а дальнейшее развитие этого вопроса — Л. И. Седову ), Основная трудность в изучении нестационарных движений крылового профиля заключается в переменности во времени циркуляции и возникновении в связи с этим в потоке сходящей с профиля вихревой пелены, оказывающей индуктивное влияние на его обтекание. [c.322]

В точной теории сопротивления тел, движущихся со сверхзвуковой скоростью, сопротивление, соответствующее следу от ударной волны, не всегда может быть легко отделено от волнового сопротивления. Рассмотрим, например, крыловой профиль в плоско-параллельном потоке и предположим, что на острой передней кромке имеется присоединенная ударная волна. Легко видеть, что линии Маха, выходящие из поверхности профиля, пересекают ударную волну. Линии Маха, выходящие из поверхности профиля, представляют собой волны расширения, указанные ранее при рассмотрении потока сжимаемой жид кости, обтекающего угол. Такие волны иногда называют волнами Прандтля-Мейера этими авторами был впервые дан математический анализ процесса расширения. Так как волны расширения пересекают ударную волну сжатия, то они уменьшают ее интенсивность и могут также создать бесконечно малые волны сжатия, отра- [c.56]

Из системы равенств (78) следует, что задача об обтекании профиля С потоком заданной по величине и направлению скорости на бесконечности имеет бесчисленное множество решений, зависящих от выбора величины циркуляции Г. С точки зрения математической теории идеальной жидкости такой произвол отвечает сущности вопроса. Как уже было показано раньше для случая обтекания окружности, налагая ту или другую циркуляцию, можно получить бесчисленное множество форм обтекания кругового цилиндра с различным расположением критических точек (типичные обтекания показаны на рис. 68). Точно так же для одного и того же крылового профиля с угловой [c.272]

Создание общей теории воздействия плоского потока идеальной жидкости на помещенный в него крыловой профиль является заслугой великого русского ученого Н. Е. Жуковского, опубликовавшего свою известную теорему о подъемной силе крыла в 1906 г. в классическом мемуаре О присоединенных вихрях . Н. Е. Жуковский первый установил вихревую природу сил, действующих со стороны потока на крыло, и указал на наличие простой пропорциональности между этой силой и интенсивностью вихря, присоединенного к обтекаемому телу. [c.277]

Фиг. 1. Турбулентный пограничный слой на крыловом профиле. Сравнение теории и эксперимента [108].

Крупный этап развития теории решеток заключается в распространении на них методов, развитых в двадцатых годах в теории обтекания тонких крыловых профилей. Эти методы возникли из представления о присоединенных вихрях, распределенных вдоль хорд профилей, которое, по существу, было гидро- У [c.111]

Приближенная теория Прандтля—Глауэрта, основанная на методе линеаризации уравнений газовой динамики, справедлива лишь для весьма тонких профилей, обтекаемых под малыми углами атаки. Для исследования обтекания дозвуковым потоком крыловых профилей следует обратиться к точным уравнениям движения идеального газа. [c.405]

Созданием теории крыла в безвихревом потоке мы наряду с Н. Е. Жуковским обязаны С. А. Чаплыгину. В 1910 г. С. А. Чаплыгин одновременно с Блазиусом в Германии опубликовал формулы силы и момента реакций жидкости на крыло, содержащие контурные интегралы от квадратов производных от комплексного потенциала. К тому же 1910 г. относится создание Жуковским и Чаплыгиным первых теоретических крыловых профилей с закругленной передней и острой задней кромками. [c.32]

Теория идеальной жидкости, не учитывающая наличия трения, естественно, не могла объяснить возникновения вихрей в набегающем на тело безвихревом потоке. Для того чтобы, оставаясь в рамках теории идеального безвихревого потока определить величину воздействия потока на помещенное в него тело, Жуковский заменяет крыло некоторые воображаемым жидким крылом, ограниченным замкнутой линией тока, и предполагает, что внутри этого жидкого крыла происходит движение с особенностью — вихрем, имеющим интенсивность, равную сумме интенсивностей вихрей, которые образовались бы на самом деле в тонком слое на поверхности тела при обтекании его реальной жидкостью. Такой вихрь Н. Е. Жуковский назвал присоединенным. Интенсивность присоединенного вихря, или, что то же, циркуляцию скорости по контуру, охватывающему крыловой профиль, можно было бы вычислить при помощи теории движения реальной жидкости в пограничном слое, а по теории идеальной жидкости только при помощи некоторого дополнительного допущения. По такому пути, как мы уже знаем, пошли ( 45) Н. Е. Жуковский и С. А. Чаплыгин, выдвинувшие постулат [c.244]

Все, что сказано о подъемной силе и моменте тонкого мало изогнутого крылового профиля Жуковского — Чаплыгина, остается с большой степенью приближения справедливым и для соответствующих по тонкости и вогнутости крыловых профилей произвольной формы. Этр подтверждается изложенной в следующем параграфе общей теорией любого тонкого, слабо изогнутого крылового профиля. [c.256]

Бураго Г. Ф., Теория крыловых профилей с учетом влияния сжимаемости воздуха, ВВИА им. Жуковского, 1949. [c.476]

В связи с появлением учебников по теории лопаточных машин, включающих сведения о расчете решеток крыловых профилей, соответствующая глава предлагаемой книги (гл. X) сокращена. Главы I—III, V, IX, XI—XIII перенесены из четвертого издания. Поправки к главе VI внес автор этой главы Н. М. Белянин. Главы VIII, X, взятые из предыдущего издания, исправлены мною. [c.8]

Рис. 1U.14. Распределение давления по крыловому профилю при разных числах Маха набегающего потоком и постоянном угле атаки сплошная линия-эксперимент (Ami k I. L., NA A Т № 2174), штриховая линия — расчет по теории Прандтля — Глауэрта

Теория гидродинамических решеток составляет обширный и развитый раздел гидрогазодииамики и изложена в ряде специальных руководств. Здесь мы рассмотрим лииш один из основных вопросов этой теории — определение силового воздействия идеальной несжимаемой жидкости на крыловой профиль плоской гидродинамической решетки. [c.268]

Не касаясь деталей этой теории, укажем, что с ее помощью получена кривая зависимости Ig Re от показанная на рис. XIII. 1. Найдя зависимость формпараметра f от х для ламинарного пограничного слоя, как это показано в предыдущем параграфе, можно по известным б и U найти соответствующие числа Re и затем для данного крылового профиля построить зависимость Ig Re от /. Пересечение кривой для данного профиля (показано штрихами) с основной кривой дает координату точки нарушения устойчивости. Если кривая Re (/) не пересекается с основной кривой, то на всем профиле ламинарный слой устойчив и перехода не будет. [c.325]

Развитие авиации требовало создания теории крыла, и эта теория обязана своим возникновением фундаментальным работам Н. Е. Жуковского (1847—1921) и С. А. Чаплыгина (1869—1942). В 1906 г. Н. Е. Жуковский в Po iHi, а за рубежом Кутта п Ланчестер опубликовали теорему о подъемной силе крыла, а позднее Н. Е. Жуковский совместно с С. А. Чаплыгиным сформулировал постулат о плавном обтекании его задней кромки, позволивший вычислять циркуляцию скорости,, возникающую вокруг крылового профиля. Последующие публикации С. А. Чаплыгина и Н. Е. Жуковского по теории крыла уже к 1910—1911 гг. практически закончили цикл этих исследований, так как были даны не только формулы, но и методы построения крыловых профилей, названных в последствии именами их авторов. [c.11]

Причина этого заключается в том, что применение изложенного в работе метода годографа скоростей выходит далеко за рамки той сравнительно узкой цели обобщения теории струйного обтекания тел Кирхгоффа — Жуковского на случай сжимаемого газа, которую поставил перед собой С. А. Чаплыгин. Метод этот получил дальнейщее развитие в известных исследованиях акад. С. А. Христиановича, относящихся к определению влияния сжимаемости газа на обтекание крылового профиля при больщих докритических скоростях потока. [c.35]

В современных расчетах крыльев и винтов самолета, лопаток рабочих колес н направляющих аппаратов турбомашнн, вентиляторов и др. приходится определять обтекания разнообразного типа профилей, значительно отличающихся от теоретических профилей и имеющих настолько большую относительную толщину и вогнутость, что уже нельзя применять изложенную в предыдущем параграфе теорию тонкой слабо изогнутой дужки. Для решения этих задач встал вопрос о создании практического метода расчета обтекания крылового профиля произвольной заданной формы основной целью такого расчета является определение распределения скоростей и давлений по поверхности профиля, причем технические требования к точности расчета оказываются по необходимости весьма высокими. [c.308]

Удовольствуе.мся этими краткими сведениями о ламинарном пограничном слое в сжимаемом газе. Применение к сжимаемому газу 1гри-ближенных методов теории ламинарного пограничного слоя (см. 87) произодилось многими авторами. Для пластинки первое исследование в этом направлении было проведено Ф. И. Франклем. При отсутствии теплоотдачи и числе а = 1 теми же приближенными приемами для крылового профиля пользовался А. А. Дородницын в ранее цитированной работе. При более общих предположениях (наличие теплоотдачи) тот же вопрос был исследован Л. Е. Калихманом. [c.580]

Как уже было указано в конце 97, приближенное определение о (х) по теоретическому распределению и (х) в задней критической точке крылового профиля, где скорость обращается в нуль, а давление восстанавливается до давления в нокоящейся жидкости, становится невозможным. Опираясь на только что доказанную теорему, утверждающую, что в действительности, благодаря оттеснению линий тока указанное полное восстановление давления фактически не происходит, можем при расчете первого приближения заменить теоретическое распределение скоростей вблизи задней кромки профиля, проведенной на глаз , прямой, экстраполирующей распределение скоростей в кормовой части профиля в точку, совпадающую с задней кромкой. [c.645]

Применяя теорию пограничного слоя, Карашима [43] рассмотрел задачу о донном давлении за крыловым профилем с затупленной задней кромкой для случая с ламинарным пограничным [c.62]

Управление течением с помощью стоячих вихрей предпринимается с целью изменения установившегося потенциального течения путем изменения площади потока. Если этот способ управления недостаточно эффективен, можно дополнительно применить другие методы, например отсасывание. Этот принцип управления потоком был применен к классическому крыловому профилю с острой задней кромкой, а недавно Ринглеб [59, 60] применил его к диффузору с внезапным расширением (фиг. 27). Визуальное наблюдение течения, осуществленное Фреем [61], показало, что стоячие вихри образуются в соответствии с теорией вихрей. Стационарные стоячие вихри не являются вихрями потенциального типа, так как в диффузоре с расширением они разрушаются. Для усовершенствования такога диффузора необходимы дальнейшие исследования. По крайней мере теоретически этот тип диффузора рассматривается как возможный способ обеспечения плавного расширения потока с высокой эффективностью. Форма диффузора с вне- [c.226]

У крыловых профилей с наибольшей толщиной, далеко отодвинутой назад, иногда при увеличении числа Рейнольдса наблюдается скачкообразное перемещение точки перехода вперед к носику профиля. Это явление легко объяснить с точки зрения теории устойчивости. На рис. 17.12 показан расчет устойчивости для симметричного профиля с максимальной толщиной, равной 15% хорды и отодвинутой назад на 70% хорды профиля угол атаки равен 0°. Кривая предела устойчивости этого профиля имеет минимум, лежащий далеко впереди около носика профиля, и последующий максимум. Такая форма, обусловленная соответствующим ходом изменения формпараметра Л, приводит к тому, что в некоторой области чисел Рейнольдса Uoolh кривые Ujrfiih пересекаются с кривой предела устойчивости в трех [c.461]

Проблемой учета сжимаемости при обтекании крыловых профилей занимались и виднейшие зарубежные ученые. Так, немецким профессором Л. Прандтлем и английским профессором Глау-эртом была создана приближенная теория крыла в дозвуковом потоке. Как показали исследования, она оказалась справедливой лишь для очень тонких профилей, обтекаемых под весьма малыми углами атаки. [c.22]

ПРИБЛИЖЕННАЯ ТЕОРИЯ Г. Ф. БУРАГО ОБТЕКАНИЯ ДОЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ ПРОИЗВОЛЬНЫХ КРЫЛОВЫХ ПРОФИЛЕЙ [c.413]

I М. В. Келдыш и м. А. Лаврентьев свели задачу о колеблюш,емся профиле к определению обтекания крыла со скачком потенциала на прямолинейном, вихревом следе за крылом, обобщив, таким образом, метод Чаплыгина на случай крыла с переменной циркуляцией. Л. И. Седов установил общие формулы силы и момента, действующих на произвольно движущееся крыло. В этой работе, а также в монографии, относящейся к 1939 г., Л. И. Седов дал систематическое изложение новых применений метода комплексного переменного к исследованию крылового профиля, систем профилей и бесконечных решеток их, завершив этим этап развития теории плоского безвихревого движения, начатый работами Чаплыгина. [c.34]

Идея присоединенного вихря и постулат конечности скорости на задней острой кромке крылового профиля представляют основу всей теории крыла в плоскопараллел1.ном потоке. Эти представления нашли свое дальнейшее развитие и применение и в более общей, пространственной теории крыла конечного размаха, системы крыльев, а также в теории лопаточных аппаратов турбин, компрессоров и насосов. [c.244]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...