Cтраница 4
Для подтверждения правильности только что высказанного положения предположим, что задано плоское обтекание крылового профиля реальным ( вязким и сжимаемым) газом, сопровождаемое образованием на теле пограничного слоя ( а за телом - аэродинамического следа), толщина которого предполагается малой по сравнению с продольными размерами тела. [46]
Они связаны с двумя явлениями: величиной аэродинамического следа и затуханием энергии ветра. Аэродинамический след обусловлен турбулизацией воздушного потока при его взаимодействии с лопастями ветроколеса. При этом результирующая скорость ветра ниже по потоку уменьшается. Ис-ледования, проведенные на одной из ветроустановок NASA, показывают, что влияние аэродинамического следа незначительно, если агрегаты разнесены на расстояние не менее чем пять калибров ветроколеса и не выстроены в один фронт. [47]
В решетках с большими значениями угла изгиба профиля уменьшение Ф, в отличие от решеток из профилей с меньшим углом изгиба, приводит к значительному снижению критического числа М и вызывает резкое повышение градиентов давления на выпуклой поверхности профиля и перемещение точки отрыва струи вверх по профилю. Наблюдается расширение аэродинамического следа за профилями и существенное возрастание потерь при увеличении числа MI. В таких решетках и на оптимальном угле атаки зависимости коэффициента потерь от числа MI ( см. рис. 11 6) протекают подобно кривым для решеток из профилей с меньшими углами изгиба профиля, но при углах атаки больше оптимального. [48]
Как уже говорилось, масштаб турбулентности / имеет порядок характерных размеров канала ( диаметр, ширина) или характерного размера обтекаемого тела. В удалении за телом, в аэродинамическом следе, масштаб турбулентности пропорционален расстоянию до тела, для свободной струи масштаб турбулентности пропорционален ширине струи ( значения множителя пропорциональности - коэффициента структуры струи - для этого случая приводились в гл. [49]
Поле скоростей реальной жидкости во внешнем потоке достаточно хорошо совпадает с полем скоростей потока идеальной жидкости в тех же граничных условиях. Пограничный слой за обтекаемым профилем переходит в аэродинамический след. На рис. 30 толщина пограничного слоя 6 показана утрированно. В обычных для гидромашин условиях толщина б у задней кромки профиля составляет около 1 % от размера хорды. [50]
При этом отрыв вихря от обтекаемого тела может произойти не обязательно у задней кромки, а значительно ранее. Оторвавшиеся вихри уносятся потоком, образуя в аэродинамическом следе дорожку вихрей. На рис. 73 приводится фотография вихревой дорожки позади узкой пластинки. При больших числах Рейнольдса вихревая дорожка размывается и становится незаметной. [51]
Непосредственное нахождение 6Jf не представляется возможным; поэтому выведем приближенную связь этой величины с толщиной потери импульса на задней кромке крылового профиля1), допускающей простое теоретическое и непосредственное экспериментальное определение. Составим с этой целью уравнение импульсов для области аэродинамического следа. [52]
Непосредственное нахождение б не представляется возможным; поэтому выведем приближенную связь этой величины с толщиной потери импульса на задней кромке крылового профиля1), допускающей простое теоретическое и непосредственное экспериментальное определение. Составим с этой целью уравнение импульсов для области аэродинамического следа. [53]
Непосредственное нахождение 61 не представляется возможным; поэтому выведем приближенную связь этой величины с толщиной потери импульса на задней кромке крылового профиля), допускающей простое теоретическое и непосредственное экспериментальное определение. Составим с этой целью уравнение импульсов для области аэродинамического следа. [54]
При наличии отрыва пограничного слоя обтекание тела перестает быть плажным. Область пограничного слоя, включая сюда сорвавшийся слой и аэродинамический след, несмотря на большие значения рейнольдсова числа, уже не тонка, и изложенная теория теряет силу. [55]
При наличии отрыва пограничного слоя обтекание тела перестает быть плавным. Область пограничного слоя, включая сюда сорвавшийся слой и аэродинамический след, несмотря на большие значения рейнольдсова числа, уже не тонка, и изложенная теория теряет силу. Действительно, если при этом применять уравнения Прандтля до точки отрыва, то распределение давления в слое уже нельзя брать из плавного потенциального обтекания, так как отрыв его резко искажает. В этом случае необходимо принимать во внимание обратное влияние пограничного слоя на потенциальное обтекание или, что проще, пользоваться экспериментальным распределением давления по поверхности профиля. Для подтверждения этого факта достаточно обратиться к рис. 58 и 59 ( стр. Отчетливо видна разница между распределением коэффициента давления по поверхности круглого цилиндра, рассчитанными по теоретическому безвихревому обтеканию идеальной несжимаемой жидкостью ( на рис. 58 - теор. [56]