Крыловой профиль

Cтраница 2

У всех хороших крыловых профилей характер изменения толщины вдоль хорды почти одинаков, но у различных профилей максимальная толщина различна. [16]

Для двух геометрически подобных крыловых профилей гидродинамическое подобие потребовало бы еще одинаковости углов атаки и, кроме того, выполнения постулата Чаплыгина о конечности скорости на задней острой кромке. Пространственные обтекания геометрически подобных тел, подобно размещенных в однородных потоках идеальных несжимаемых жидкостей с различными скоростями, подобны между собой. [17]

Аналогично этому и асимметричные крыловые профили можно получить отображением окружности, а соответствующие линии тока - отображением линий тока при обтекании круга. Однако связь между поведением крыла в реальных жидкостях и поведением его в потоках, получающихся наложением потенциальных течений, имеет фундаментальное значение для понимания причин возникновения подъемной силы. [18]

По сравнению с единичным крыловым профилем, задача о расчете профильного сопротивления решетки усложняется тем, что пограничные слои, сходящие с отдельных профилей в решетке, на некотором расстоянии вниз по потоку смыкаются ( рис. 203), образуя в дальнейшем движение, ие подчиняющееся уравнениям пограничного слоя. [19]

По сравнению с единичным крыловым профилем задача о расчете профильного сопротивления решетки усложняется тем, что пограничные слои, сходящие с отдельных профилей в решетке, на некотором расстоянии вниз по потоку смыкаются ( рис. 269), образуя движение, не подчиняющееся уравнениям пограничного слоя. Обозначим это сечение индексом 2 без знака оо и предположим, что неоднородность поля скоростей в этом сечении следа за решеткой мала. [20]

По сравнению с единичным крыловым профилем задача о расчете профильного сопротивления решетки усложняется тем, что пограничные слои, сходящие с отдельных профилей в решетке, на некотором расстоянии вниз но потоку смыкаются ( рис. 248), образуя движение, не подчиняющееся уравнениям пограничного слоя. Обозначим это сечение индексом 2 без знака оо и предположим, что неоднородность поля скоростей в этом сечении следа за решеткой мала. [21]

Лопатки были выполнены как крыловые профили толщиной 5 % от хорды. [22]

Таким образом, обтекание крылового профиля при наличии циркуляции следует рассматривать как результат вязкости жидкости. Присоединенный вихрь есть своеобразный учет вязкости жидкости, который позволяет в рамках идеальной жидкости решать один из центральных вопросов аэродинамики об определении подъемной силы крылового профиля. [23]

Таким образом, цилиндр крылового профиля в зависимости от его положения в потоке может быть удобо - или неудобообтекаемым телом. Во втором случае, наоборот, сопротивление давления велико, а трение в большинстве случаев пренебрежимо мало. Поэтому удобообтекаемыми могут быть только такие тела, которые имеют заостренную или тонкую заднюю кромку. Для них при безотрывном обтекании теоретическая ширина следа равна нулю. [24]

С поверхности такого рода крыловых профилей при больших углах атаки срывается турбулентный слой. На таких профилях возрастание реинольдсова числа не приводит к увеличению критического угла атаки акр, а даже, наоборот, может привести к уменьшению их. [25]

Крэбтри [1] на примере крылового профиля RAE 101 с относительной толщиной 10 % заметил, что существуют следующие три тина отрыва потока. [26]

Для решения задачи об обте. [27]

Приближенный метод расчета обтекания крылового профиля произвольной формы изложен в предыдущих изданиях настоящего курса. При современных возможностях машинного счета такие приближенные методы, по-видимому, становятся излишними. [28]

Это особенно относится к крыловым профилям, вблизи лобовой точки которых развиваются явления кризиса, подобные тем, которые имеют место на поверхности круглого цилиндра. Отход Су от линейной зависимости от а объясняется утолщением пограничного слоя в кормовой ( диффузорной части) слоя и тем самым усилением обратного влияния пограничного слоя на внешний безвихревой поток. Утолщение ламинарного пограничного слоя на лбу крылового профиля приводит к раннему отрыву в области передней кромки, где слой ламинарен и легко под действием обратного перепада давления отрывается. С возрастанием числа Re при фиксированном угле атаки, в полном соответствии с только что описанным явлением кризиса, обтекание крыла улучшается и появляется возможность перейти на большие углы атаки и получить более высокие значения су, а следовательно, и су гаах. При этом увеличивается как само су гаах, так и критический угол сскр. Продолжая увеличивать рей-нольдсово число, можно добиться высоких значений су тах. [29]

Рассмотрим обтекание прямолинейной бесконечной решетки крыловых профилей установившимся потоком газа. Будем предполагать, что профили, образующие решетку, имеют бесконечный размах, и течение является плоскопараллельным. [30]

Страницы: 1 2 3 4