Определение профильного сопротивления

Та же теорема оказывается полезной и для определения профильного сопротивления по излагаемому ниже приближенному методу. [c.645]

Экспериментальное определение профильного сопротивления посредством измерения сил сопротивления во многих случаях слишком неточно. Например, в аэродинамической трубе эта неточность возникает вследствие большого дополнительного сопротивления подвесок, с помощью которых крепится исследуемое тело. В других же случаях такое экспериментальное определение вообще невозможно, например в условиях полета. В таких случаях большую ценность представляет изложенный в главе IX способ определения профильного сопротивления по распределению скоростей в спутном течении. Часто этот способ является вообще единственным возможным способом определения профильного сопротивления. Он применим и к плоской, и к осесимметричной задаче, однако здесь мы ограничимся описанием его только для плоского течения. [c.676]

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ [гл. XXV [c.678]

Рис. 25.2. К определению профильного сопротивления. По Б. М. Джонсу [2 ].

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ [ГЛ. XXV. [c.680]

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ПУТЕМ РАСЧЕТА 681 [c.681]

Определение профильного сопротивления путем расчета [c.681]

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ [c.684]

Формулы, позволяющие определять профильное сопротивление крыла (XI 1.2) и тела вращения, не могут быть использованы для расчета ввиду невозможности определения толщины потери импульса б на бесконечности за обтекаемым телом. [c.341]

В работе [В.4] был развит метод расчета аэродинамических характеристик винта в предположении, что профильное сопротивление сечений лопасти описывается зависимостью = бо - -+ 6i + бга . Разработан также метод определения величин бо, 6i и 62 для данного профиля и предельного угла атаки пред, при котором указанная зависимость может считаться применимой (см. разд. 7.8). При больших углах атаки реальная кривая профильного сопротивления отклоняется от кривой, определяемой этой аналитической зависимостью, что связано главным образом с влиянием срыва. В работе [В.4] в качестве границы применимости изложенной теории предложен критерий ад+0,4,270 = [c.805]

Определение сопротивления давления как проекции главного вектора сил давлений (исправленных согласно указанному выше или фактически замеренных путем дренажа поверхности крыла) на направление набегающего потока крайне неточно, так как приводит к вычислению малой разности двух сравнительно больших величин. Сопротивление давлений точнее всего определяется как разница между профильным сопротивлением и сопротивлением трения. [c.645]

Практические приложения теории крыла. Сравнение с экспериментом. При практическом приложении теории крыла, вкратце изложенной в предыдущем параграфе, необходимо иметь в виду, что в реальных жидкостях всегда имеет место сопротивление трения, а также сопротивление вследствие отрыва потока от поверхности крыла. Сумма этих сопротивлений, называемая профильным сопротивлением, может наблюдаться изолированно от индуктивного сопротивления в закрытой аэродинамической трубе при продувке крыльев, концы которых вплотную примыкают к стенкам трубы. В самом деле, в этом случае индуктивное сопротивление равно нулю. [В свободной струе между параллельными боковыми стенками, открытой сверху и снизу, крыло всегда испытывает индуктивное сопротивление вычисление этого сопротивления производится по формуле (98), причем для берется площадь поперечного сечения струи.] Другой способ определения сопротивления трения отдельно от индуктивного сопротивления состоит в приложении теоремы о количестве движения к области малых скоростей в кильватерном потоке (см. 22, п. с). [c.294]

Значительно проще производится определение коэффициента профильного сопротивления wp из уравнения (105), если значения Сц, и Са известны по результатам продувки. Вследствие небольшого отклонения распределения подъемной силы от эллиптического распределения коэффициент индуктивного сопротивления получается примерно на 4% больше своего значе-F [c.300]

Допускается определение временного сопротивления и относительного удлинения круглых и профильных труб на образцах со сплющенными для захвата концами. [c.44]

Полное сопротивление обтекаемого тела состоит из сопротивления трения, представляющего собой интеграл касательных напряжений по поверхности тела, и из сопротивления давления, представляющего собой интеграл нормальных сил. Сумму обоих сопротивлений называют профильным сопротивлением, Сопротивление трения с некоторой степенью надежности может быть определено путем расчета способами, указанными в предыдущих главах. Сопротивление давления, которое при невязком течении равно нулю, возникает потому, что распределение давления в вязком течении получается под влиянием пограничного слоя иным, чем в невязком течении. Определение сопротивления давления путем расчета весьма затруднительно. Это обстоятельство заставляет производить определение полного сопротивления главным образом путем измерений. Однако в настоящее время имеется несколько способов, позволяющих находить профильное сопротивление путем расчета. В конце главы мы кратко изложим эти способы. [c.676]

Поляра Лилиенталя дает характеристику данного крыла. На каком-либо угле атаки а отрезок ЛС, параллельный оси абсцисс, будет представлять собой лобовое сопротивление данного крыла (фиг. 7). Для имеющегося у этого крыла относительного размаха X можно по ф-ле (13) построить параболу И. с., тогда отрезок АВ будет представлять собой И. с. этого крыла, соответствующее определенной подъемной силе. Отрезок ВС будет следовательно равен т. е. профильному сопротивлению. Т. о. при помощи приведенных формул можно решать основные задачи теории И. с., которые находят большое применение на практике. [c.57]

Сопротивление пучков труб форм, приближающихся к обтекаемым, и с развитой поверхностью, также рассчитывается [Л. 17-2] по формуле (17-18). Для определения числа Re вязкость принимается при температуре стенки определяющий размер для профильных труб равен диаметру круглой трубы с такой же наружной поверхностью, как поверхность рассматриваемой трубы, а для ребристых труб (последние два типа) равен диаметру несущей трубы. Значения постоянных С, и сведены в табл. 17-5. [c.291]

Не следует забывать, что еще в недалеком прошлом шла дискуссия по вопросу о том, равняется ли нулю скорость реальной жидкости иа поверхности обтекаемого ею тела или нет. Жуковский и Прандип. первые решительно встали на точку зрения прилипания жидкости к стенке правильность этого воззрения, лежащего в основе теории пограничного слоя, в дальнейшем была подтверждена многочисленными опытами. Работы советских ученых в области теории ламинарного и турбулентного пограничного слоя, а также по общей теории турбулентности представляют исключительный интерес работы Л. Е. Калих- мана, Л. Г. Лойцянского, А. П. Мельникова и К. К. Федяевского ио плоскому и пространственному, ламинарному и турбужнтному пограничному слою в несжимаемой жидкости, относящиеся к периоду 1930—1945 гг., замечательные исследования А. А. Дородницына 1939—1940 гг. по теории пограничного слоя в сжимаемом газе, практические методы расчета турбулентных струй, указанные Г. И. Абрамовичем, и другие результаты советских ученых оставили далеко позади зарубежные исследования в этой области. Все практические расчеты пограничного слоя, необходимые для определения профильного сопротивления крыла и фюзеляжа самолета, сопротивления корпуса корабля, потерь энергии в лопастных аппаратах турбомашин, а также расчеты различных струйных механизмов (эжекторов и др.) ведутся у нас в Союзе по методам, принадлежащим советским ученым. [c.37]

Рассмотренный способ с успехом применяется при продувке в аэродинамических трубах для определения профильного сопротивления крыльев (отдельно от индуктивного сопротивления ). Шренк воспользовался этим способом также для определения профильного сопротивления настоящего самолета в полете. [c.346]

М. Шренка ), применение метода Бетца для определения профильного сопротивления дает очень хорошие результаты. [c.145]

Рис. 25.1. К определению профильного сопротивления. По А. Бетцу С .

После А. Бетца аналогичный способ для определения профильного сопротивления разработал, как уже было упомянуто, Б. М. Джонс [ ], причем окончательная формула, к которой приводит метод Джонса, несколько проще формулы Бетца. [c.679]

Метод определения профильного сопротивления, предложенный Б. М. Джонсом, нашел широкое применение как при измерениях в полете, так и при измерениях в аэродинамических трубах [ ], [ ], [ ], [ ], [ ], [26], [39] [40] [46] [47] всех случаях получаются весьма удовлетворительные результаты. Г. Дёч [ ] показал, что при измерениях позади крылового профиля формулы Бетца и Джонса можно применять на расстояниях от задней кромки крыла, составляющих всего только 5% хорды крыла. В этом случае дополнительный член в формуле Бетца составляет по своей величине около 30% от величины первого члена. Особенно пригоден экспериментальный метод определения профильного сопротивления для установления влияния шероховатости обтекаемой поверхности на профильное сопротивление, а также для определения очень малого сопротивления ламинаризованных профилей. [c.680]

И. Преч [ ], а также Г. Б. Сквайр и А. Д. Янг разработали методы расчетного определения профильного сопротивления. Эти методы связаны с расчетом пограничного слоя, изложенным в главе ХХП, причем кроме использованных там эмпирических соотношений вводятся некоторые новые, также эмпирические соотношения, учитывающие сопротивление давления, поскольку определение последнего при расчете пограничного слоя не производится. [c.681]

Определение профильного сопротивления путем расчета, поясненное в предыдущем параграфе для отдельного крылового профиля, распространено Г. Шлихтингом и Н. Шольцем [30], [34] случай течения через крыловые или лопаточные решетки. Если в турбине или в компрессоре с осевым протеканием через направляющее и рабочее колёса провести цилиндрическое сечение с осью, совпадающей с осями обоих колес, и затем развернуть это сечение в плоскость, то в последней получится так называемая плоская решетка из отдельных профилей крыльев или лопаток. Параметрами этой решетки являются относительный шаг ///, т. е. отношение шага 1 решетки к хорде профиля, и угол установки Руст профиля (рис. 25.7). При потенциальном обтекании отдельного крыла давление далеко впереди и далеко позади крыла одинаково. При потенциальном же течении через решетку такое равенство давлений в общем случае нарушается, а именно позади решетки возникает понижение давления, если решетка преобразует давление в скорость (турбинная решетка), и, наоборот, возникает повышение давления, если решетка преобразует скорость в давление (насосная, или компрессорная, решетка). Совокупное действие такого понижения (или повышения) [c.686]

Первый метод расчета лопастей поворотнолопастной турбины, основанный на гипотезе цилиндрических сечений, был создан на основе развиваюш,ейся прикладной аэродинамики и заключался в использовании для определения возникаюш,их на лопастях сил теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе на крыле. Этот метод, названный методом подъемных сил, был использован Н. Е. Жуковским и его учениками еще в 1910—1914 гг. для расчета лопастей гребных винтов, винтов самолетов и крыльев ветряков. Дальнейшее развитие метод подъемных сил получил в работах Г. Ф. Проскуры. Расчет лопастей по этому методу сводился к подбору из атласа для каждого цилиндрического сечения аэродинамического профиля, который по своим характеристикам (коэффициенты подъемной силы Су и профильного сопротивления J, найденным путем продувок в трубе, удовлетворяет заданным условиям. [c.167]

Бейли обобщил теорию Уитли, использовав квадратичную формулу d для расчета (С )зам и D/L)q. Таким образом было учтено увеличение профильного сопротивления с ростом подъемной силы. Однако Бейли по-прежнему пренебрегал радиальным течением и принимал i = аа. Он разработал метод определения коэффициентов бо, 6i и бг по аэродинамическим характеристикам профиля (Сг)макс, d)uan, l) ОПТ и (С/) а для заданного числа Рейнольдса (см. разд. 7.8). Для профиля NA A23012 при Re = 2-10 было получено выражение = 0,0087 — [c.257]

Гессоу [G.57] выполнил дальнейшее преобразование уравнений для численного определения аэродинамических характеристик несущих винтов применительно к использованию ЦВМ. Он заново вывел выражения для силы тяги, профильного сопротивления, мощности, момента тангажа и крена, касательной силы в комлевой части лопасти и коэффициентов махового движения. Был рассмотрен шарнирный винт с относом ГШ, у ло- [c.260]

Бейли [В.4] разработал метод определения постоянных в выражении d = бо -f 6ia + б2a по основным характеристикам профиля (см. также [В.6]).Этот метод для профиля NA A23012 при Re = 2-10 5 дает зависимость d = 0,0087— 0,0216а-f 4- 0,400а2. На нее так часто ссылаются и она так широко используется в литературе по вертолетам, что этот результат стоит рассмотреть более подробно. Коэффициент профильного сопротивления был первоначально принят равным = d, мин + + A d, где минимальное значение Са. ми зависит от числа Рейнольдса, а A d — от угла атаки. Было найдено, что для всех профилей A d приближенно можно считать одной и той же функцией параметра [c.319]

Интеграл I дает поправку, которая для больших расстояний мала, но вблизи тела значительна. Что же касается интеграла III, то учесть его влияние рассматриваемым способом нельзя, так как в этом выражении область интегрирования не ограничивается впадиною. Таким образом метод Бетца применим только,в тех случаях, когда необходимо определение одного профильного сопротивления, складывающегося из интегралов I и II, или же когда интегралом III, т. е. W , можно пренебречь ). Как показали исследования Ведингера 2) и [c.144]

Как показал Г. Б. Хельмбольд [ ], можно избежать определения отношения ии004 если поступить следующим образом. Определим толщину лотери импульса 621// на задней кромке по формуле (22.20), положив в ней л = 4, и подставим найденное значение в формулу (25.28) тогда величина С/1/С/00 войдет в полученную новую формулу в степени +0,2. Это дает основание считать этот множитель с хорошим приближением равным единице, так как само отношение Л Шоо всегда близко к единице. В результате мы получим для коэффициента профильного сопротивления одной стороны профиля формулу ) [c.683]

Практическое определение формы полутела и последующее вычисление сопротивления давления как проекции на направление набегающего потока главного вектора снл давления безвихревого потока идеальной жидкости на поверхность полутела связано с большими трудностями. Поэтому сопротивление давления предпочитают находить как результат вычитания сопротивления трения из профильного сопротивления простои приближенный способ вычисления профильного сопротивления сейчас будет изложен, что же касается сопротивления трения, то оно, по предыдущему, находится суммированием элементарных сил трения по поверхностн. [c.776]

Наиболее часто применяемой на практике задачей является переход от крыла с одним относительным размахом к другому. Если мы имеем для дагного размаха А поляру Лилиенталя, то можно определить для каждого угла атаки профильное сопротивление, т., е. найти характеристику. этого крыла для бес-конечного размаха, вычитая из абсцисс кривой Лилиенталя абсциссы параболы И. с., построенной для значения А. Находя параболу И. с. для другого относительного размаха А и прикладывая к нему профильное сопротивление, найдем новую поляру, для относительного размаха А. Однако от относительного размаха зависит также и скос потока поэтому при определенных значениях подъемной силы как при бесконечном раз- с, [c.58]

Для сматывания в бунты мелкосортного проката и катанки применяют моталки со стационарным и вращающимся бунтом. При сматывании полосы в рулон и профильного проката в бунты происходит их упруго-пластический изгиб следовательно, для определения момента, требуемого для изгиба, можно воспользоваться формулой Л4уп=ат( у+ п), где Wy = by l6 — момент сопротивления упругому изгибу сечения высотой у, W = = b(h—у)-/ — момент сопротивления пластическому изгибу сечения высотой h—у. [c.295]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...