Обтекание крыловых профилей

Обтекание крыловых профилей

Обтекание крыловых профилей. Современные самолеты поддерживаются в воздухе за счет подъема! ’!’Сила, создаваемая крылом (несущий винт вертолета можно считать поворотным крылом).Сопротивление крыльев должно быть как можно меньше. Поэтому максимальная скорость работы устройства может быть достигнута путем фиксации тяги (установки мощности двигателя).Поэтому к поперечному сечению крыла крепится обтекаемый профиль с формой, близкой к форме, показанной на фиг. 2. 16.29.It называется профиль крыла. Показано, как подъемная сила возникает при непрерывном обтекании профиля крыла. Во-первых, потенциальное поле Но нет состояния адгезии к твердой поверхности и пограничному слою.

Если профиль имеет симметричную плоскость, и эта плоскость расположена вдоль потока, то ни сопротивление, ни подъемная сила в этом случае не будут действовать на профиль. Людмила Фирмаль

• Согласно парадоксу Даррена Бейла, сопротивление равно нулю. Это объясняется на примере непрерывного обтекания cylinder. In чтобы появилась подъемная сила, согласно теореме Жуковского, поток должен быть циркулирующим. Следовательно, потенциальное поле скорости вокруг профиля имеет ненулевую (равную Г) циркуляцию вдоль замкнутого контура, покрывающего profile. In в этом случае система обтекания имеет вид, показанный на рисунке. 16.29.6! давление нижней поверхности профиля рН больше давления верхней поверхности рН каждой пары симметричных точек; основным вектором давления является подъемная сила на единицу длины (направление оси Y) профиля. Однако нет никаких причин, по которым образуется круговой поток вокруг симметрии профиля и поток вокруг него (относительно горизонтальной плоскости (x, y)), в результате чего образуется поток, как показано на рисунке 5. 16.29.5, не реализовано.

Если плоскость профиля аэродинамического профиля наклонена на угол а (угол атаки) по отношению к скорости, то поток без циркуляции вокруг обтекаемой линии принимает форму, показанную на Рис. 5. 16.29, e этот поток не производит никакого сопротивления или подъема (например, даже самый простой эксперимент с использованием воздушного змея показывает, что подъем не равен нулю при a> 0; рисунок 16.29, схема потока c имеет существенный недостаток-особенность, которая фактически не реализована).При обтекании острой задней кромки вблизи нее скорость жидкости теоретически должна быть бесконечно большой large. At в то же время эксперименты показывают, что в случае непрерывного обтекания линии течения вблизи задней кромки она всегда касается контура профиля крыла. Это послужило основанием для введения гипотезы Чаплыгина в теорию потока.

• Гипотетически связанный потенциальный вихрь образуется в потоке с такой циркуляцией Γ при наложении на поле скоростей, как показано на рисунке 1. 16.29, с, все поля формируются там, где бассейн соприкасается с профилем профиля вблизи задней кромки(рис.16.29, г). в этом случае возникает подъемная сила, определяемая формулой Жуковского (16.26).При увеличении угла атаки a увеличивается величина циркуляции G, что обеспечивает состояние предположения, и, следовательно, lift. In расчеты показали, что при малом угле атаки 13° подъемная сила, полученная по предположениям Чаплыгина, прямо пропорциональна углу атаки, а теоретическая зависимость σ=σ(А) хорошо подтверждается экспериментально (рис.16.30).

Учитывая вязкость жидкости и условия адгезии, сопротивление Px не равно нулю при малом угле attack. It состоит, во-первых, из сопротивления трению, вызванного вязкостью, а во-вторых, из сопротивления формы, вызванного разделением пограничного слоя и образованием следов(рис.16.31, а). до тех пор, пока точка разделения H находится недалеко от задней кромки, давление обратной промывки, которое примерно равно pm в сечении, не приводит к значительному уменьшению сопротивления трения. lift. As угол атаки а увеличивается, Точка отрыва Н перемещается вверх по течению до достижения передней кромки (рис.16.31.6). в этом случае давление Р ^действует на всю верхнюю поверхность профиля, несколько меньше давления на нижнюю поверхность. Мощность будет очень мала.

Для непрерывного циркулирующего потока вокруг профиля крыла горизонтальное сопротивление равно нулю (парадокс д’Аламбера). Людмила Фирмаль

• Переход от схемы течения, показанной на рисунке 16.31, а, к картине рисунка 16.31.6 происходит с небольшим изменением угла атаки после превышения а = 13° и имеет форму кризиса(см. Рисунок 16.30). Увеличение размера гусеницы не только уменьшает подъемную силу, но и увеличивает drag. To уменьшают размеры гусеницы, профиль крыла прикрепляют к криволинейному(рис.16.32), что обеспечивает наилучшие эксплуатационные характеристики профиля крыла. Крыло самолета оснащено закрылками, изменяющими поперечное сечение профиля для обеспечения необходимой подъемной силы при различных скоростях полета (Ul) и разной высоте H(плотность воздуха p уменьшается с высотой).

Смотрите также:

Примеры решения задач по гидравлике

Возможно эти страницы вам будут полезны:

1. Пограничный слой.
2. Отрыв пограничного слоя. Кризис обтекания.
3. Обтекание крыловых профилей.
4. Обтекание шара.