Обтекание крыла дозвуковым потоком газа

Обтекание крыла дозвуковым потоком газа [c.389]

Обтекание решётки крыльев дозвуковым потоком газа [c.432]

Рассмотрим обтекание хорошо обтекаемого тонкого крыла дозвуковым потоком сжимаемого газа. Как и в несжимаемом газе, хорошо обтекаемое дозвуковым потоком крыло должно быть тонким и иметь заостренную заднюю и закругленную переднюю кромки угол атаки должен быть малым. Выберем направление обтекания в качестве оси х, а ось z—в направлении размаха крыла. [c.648]

Хотя вышеприведенный анализ большей частью касался обтекания тел дозвуковым воздушным или газовым потоком, однако его принципы вполне применимы и к обтеканию тел потоком капельной жидкости (например, к обтеканию потоком воды различного рода стоек, стержней и т. п., а также подводных крыльев). При этом необходимо только, чтобы не сказывалось существенным образом влияние свободной поверхности жидкости. Существуют также важные отличия между случаем обтекания сплошным потоком капельной жидкости и случаем, когда внутри потока капельной жидкости образуются полости или пузыри, заполненные газом (или парами). Такого рода явления называются кавитацией и обсуждаются в следующем параграфе. [c.418]

К середине 30-х годов в области механики газов был накоплен достаточный теоретический и экспериментальный материал, появилась необходимость в его обсуждении. С этой целью созывались специальные конференции по газовой динамике, проблемы сжимаемой жидкости ставились на конференциях, посвященных вопросам механики и смежных с нею областей. Так, например, в 1934 г. в СССР проходила Всесоюзная конференция по изучению стратосферы , наметившая широкую программу исследований по механике сжимаемых сред создание уточненной теории крыла при дозвуковых скоростях, теории турбулентного пограничного слоя в сжимаемой жидкости, теории обтекания сверхзвуковым потоком затупленных впереди тел, теории пространственного течения с до- и сверхзвуковыми скоростями, теории смешанного течения с до- и сверхзвуковыми скоростями. Те же проблемы, кроме теории обтекания затупленных впереди тел, обсуждались на конференции по большим скоростям в авиации, состоявшейся в Риме в конце 1935 г. [c.320]

М. И> Гуревич (1946, 1947) подробно изучил обтекание плоского треугольного крыла, в общем случае несимметрично расположенного относительного набегающего потока, при следующих условиях а) обе передние кромки находятся вне характеристического конуса, исходящего из вершины крыла, т. е. обе передние кромки сверхзвуковые б) одна передняя кромка сверхзвуковая, вторая — дозвуковая в) обе передние кромки дозвуковые, т. е. крыло целиком лежит внутри характеристического конуса. В том случае, когда острая передняя кромка крыла является дозвуковой, из решения Гуревича следует, что в силу сопротивления, действующую на крыло, входит, помимо интеграла от распределенного по плоскости крыла давления, еще приложенная к дозвуковой кромке подсасывающая сила. Е. А. Карпович и Ф. И. Франкль (1947) вычислили подсасывающую силу, действующую на острую дозвуковую кромку, с помощью теоремы количества движения, примененной к объему газа, ограниченному поверхностью конуса, охватывающего кромку. [c.157]

Авиация обтекание тел газом при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, управление пограничным слоем, теория винта и крыла конечного размаха, устойчивость полета, движение газов в соплах и турбинах авиадвигателей, нагрев и излучение поверхностей обтекаемых газом тел, деформация конструкций в потоке и ее воздействие на обтекаемый поток, вихревая неустойчивость и явление флаттера. [c.27]

Рассмотрим расчет сопротивления стреловидных крыльев с до-звуковыми передними кромками, обтекаемых сверхзвуковым потоком под углом атаки. Как известно из предыдущего, по своим свойствам возмущенный поток около таких крыльев в направлении нормали к передней кромке является дозвуковым. Такое обтекание сопровождается перетеканием газа нз области повышенного давления в область, где оно меньше (с нижней стороны на верхнюю или обратно) и является причиной соответствующего силового воздействия на крыло. Для определения этого воздействия можно воспользоваться результатами исследования возмущенного движения несжимаемой жидкости около профиля в виде плоской пластинки, расположенной в потоке под углом атаки (см, 6,3). [c.363]

В предыдущем разделе на частном примере треугольного крыла обнаружена аналогия между распространением возмущений в сверхкритическом трехмерном пограничном слое и сверхзвуковом потоке невязкого газа. Показано, что при изменении стреловидно сти крыла можно иметь аналогию с обтеканием крыльев сверхзвуковым потоком невязкого газа, имеющих сверхзвуковые или дозвуковые передние кромки. В случае режима сильного гиперзвукового взаимодействия — это наличие вблизи передних кромок закритических областей при малых значениях угла стреловидности передней кромки или их отсутствие при больших углах стреловидности. Естественно попытаться построить характеристические поверхности и соответствующие соотношения в общем случае (помимо характеристик, связанных с поверхностями тока, см., например, [Wang К., 1971]). [c.317]

Динамическая неустойчивость обшивки несущих поверхностей летательных аппаратов в потоке газа, называемая также панельным флаттером, отличается от флаттера крыла двумя существенными признаками. Если классический изгибно-крутильный флаттер может наблюдаться как при дозвуковом, таки при сверхзвуковом обтекании крыла, то панельный флаттер является типичным лишь для сверхзвукового потока. Кроме того, в силу конструктивных особенностей панелей каркаса, амплитуда автоколебаний обшивки в режиме флаттера оказывается ограниченной. Поэтому повреждения конструкции при флаттере панели имеют усталостную природу, в отличие от взрывоподобного, спонтанного разрушения, наблюдаемого при расходящихся автоколебаниях типа флаттера крыла. [c.198]

Здесь авторы допускают некоторую неточность. Классическая теория крыла в безвихревом потоке несжимаемой жидкости, созданная в большой мере благодаря трудам Н. Е. Л<уковского и С. А. Чаплыгина, позднее была распрост ранеиа на случай движения сжимаемой среды. Отметим, в частности, что значительные достижения в этой области принадлежат М. В. Келдышу и Ф. И. Франклю, давшим в 1934 г, строгую постановку задачи о дозвуковом обтекании крыла сжимаемым газом и обобщившим на этот случай теорему Жуковского о подъемной силе. (Прим. ред.) [c.413]

Развитие приближенного метода Чаплыгина и, в частности, решение задачи о циркуляционном обтекании профиля сжимаемым потоком обусловили в значительной степени успех теории решеток, находящихся в потоке газа, которую можно рассматривать как обобщение теории обтекания профиля крыла. Именно использование приближенного метода Чаплыгина позволило исследовать дозвуковое обтекание решеток. Б этом направлении во второй половине 40-х годов были выполнены значительные работы (Л. И. Седов, Г. Ю. Степанов, Линь Цзя-цзяо, Дж. Костелло). Укажем, что расчет чисто сверхзвукового течения в решетках производится преимущественно по методу характеристик Прандтля — Вуземана, а теория смешанного до-и сверхзвукового течения до настоящего времени не разработана. [c.322]

Проблема исследования течений сжимаемой жидкости приобрела большую актуальность в связи с ростом скоростей в авиации в конце тридцатых — начале сороковых годов. К этому времени уже был разработан ряд методов теоретического анализа этой проблемы метод итераций, основанный на разложении решения в степенные ряды по квадрату числа Маха невозмущенного потока (Рейли — Янцен, 1913—1916) теория тон-КОГ0 тела, базирующаяся на линеаризации уравнений газовой динамики (Прандтль — Глауерт, 1926—1930) метод годографа скорости, основанный на линеаризации уравнений плоских течений газа путем преобразование их к переменным годографа (С. А. Чаплыгин, 1902). Эти методы и были положены в основу многочисленных исследований, посвященных изучению обтекания крыльев и тел при дозвуковых скоростях. [c.98]

Наряду с исследованиями плоских потенциальных течений сжимаемого газа в описываемый период времени был выполнен также ряд работ, посвяш енных исследований пространственных дозвуковых течений. Сюда относятся работы, связанные с аэродинамикой тел враш ения и крыльев конечного размаха в дозвуковом потоке. С. А. Христиановичем (1940) было дано обобщ ение разработанного им метода на случай обтекания тела вращения, сводящее задачу к расчету некоторого фиктивного течения несжимаемой жидкости с последующим пересчетом скоростей и определением формы тела в физической плоскости. Этот метод получил свое дальнейшее развитие в работе И. И. Этермана (1947), где для случая эллипсоида вращения была доведена до конца задача первого приближения. [c.100]

Теория псевдоаналитических функций и квазиконформных отображений в принципе позволяет обобщить изложенный метод на случай дозвукового течения сжимаемого газа. В монографии [66] О это достигнуто путем доказательства существования обобщенного решения задачи Гильберта (содержащей задачу Дирихле) для квазилинейного равномерно эллиптического уравнения, описывающего квазиконформное отображение. Это отображение позволяет найти скорость набегающего потока и профиль крыла по заданному распределению скорости (при условии выполнения двух условий разрешимости, обеспечивающих замкнутость контура). По-видимому, тот же результат, но уже для классического решения, может быть получен на основе принципа подобия для псевдоаналитических функций, аналогично теореме существования дозвукового обтекания заданного профиля потоком достаточно малой дозвуковой скорости (см. 2). Псевдоаналитическая функция, выражающая сопряженную комплексную скорость Ш = и — гу, допускает представление [c.146]

Указанное выше первое приближение метода Христиановича при пренебрежении деформацией профиля содержало соответствующее правило пересчета распределения безразмерной скорости по профилю, получаемого при его обтекании потоком несжимаемой жидкости, на распределение этой скорости при обтекании профиля потоком сжимаемой жидкости ). Это правило сводило также задачу об определении критического числа при обтекании профиля газом к задаче об определении на нем минимального коэффициента давления при его обтекании несжимаемой жидкостью. Расчеты по учету сжимаемости воздуха в указанном выше упрощенном виде дали удовлетворительное совпадение с экспериментом и нашли в то время широкое применение при аэродинамическом проектировании профилей крыльев, предназначенных для полета с большими дозвуковыми скоростями. Подробные исследования влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики профилей (на основе метода С. А. Христиановича) были выполнены В. С. Полядским (1943). [c.99]

В 2 настоящей главы излагается приближенная теория профиля крыла для случая М< Мкр, известная в литературе под названием теории Прандтля-Глауэрта. Однако эта теория оказывается справедливой только для очень тонких профилей, обтекаемых под малыми углами атаки. В 1940 г. акад. С. А. Христианович в работе Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях [53] создал новую теорию учета влияния сжимаемости на распределение давления, а следовательно, на аэродинамические характеристики крыла. В основу своей работы С. А. Христианович положил метод изучения газовых потоков, предложенный акад. С. А. Чаплыгиным в 1896 г. и опубликованный в 1902 г. в его докторской диссертации О газовых струях , являющейся ныне фундаментом многих исследований по газовой динамике. [c.395]

Передняя кромка дозвуковая. В этом случае обтекание сечений, (.оответствующес движению прямого крыла с числом М <1, должно исследоваться пря помощи дозвуковой нли околозвуковой (смешанной) теории обтекания профиля. Сопротивление и подъемная сила будут определяться законами дозвуковых течений, характеризующимися взаимодействием потоков на верхней ц нижней сторонах крыла, которое проявляется в перетекании газа аз области высокого давления в зону их пониженных значений. При этом волновые потери МОГУТ возникать только при сверхкритическом обтекании (Мпсс>М к р). когда на поверхности появляются скачки уплотиения. Если то скачки уплотнения и, следовательно, волновое сопротивление отсутствуют. Этот вывод относится, есте- [c.287]

Из выражения Moo osxл/2—цоо. Это неравенство означает, что линии Маха, внутри которых распространяются слабые возмущения от крыла, проходят перед его передней кромкой (рис. 4.1.66, г). Вследствие этого имеет место взаимодействие потоков на верхней и нижней сторонах крыла, проявляющееся в перетекании газа из области высокого давления в зону разрежения. Таким образом, в этом случае наблюдаются эффекты, соответствующие чисто дозвуковому обтеканию. [c.221]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...