Кромка профиля

В общем случае ввиду невозможности обтекания острой задней кромки (гл. II, 11) такое течение сопровождается отрывом потока от поверхности профиля. Только при некотором частном значении угла атаки (обычно отрицательном) точка схода струй совпадает с задней кромкой профиля, т. е. получается безотрывное бесциркуляционное течение соответствующий угол атаки ао называется углом нулевой подъемной силы. [c.23]

Рассмотрим теперь другой крайний случай обтекания крыла — чисто циркуляционное обтекание. Под чисто циркуляционным течением будем понимать течение, обусловленное только наличием циркуляции вокруг профиля при отсутствии набегающего потока, когда 71 = О, Г 0. Примером чисто циркуляционного течения является рассмотренное в гл. II круговое течение, ноле скоростей которого вызвано одиночным вихрем. В случае чисто циркуляционного течения отсутствуют передняя и задняя критические точки, и линии тока представляют собой замкнутые кривые, огибающие профиль. Такое течение независимо от значения циркуляции требует наличия бесконечной скорости в точке, лежащей на задней кромке профиля и, следовательно, так же как бесциркуляционное течение, не может быть реализовано без отрыва потока. [c.23]

Пусть теперь при конформном преобразовании данного произвольного профиля на круг единичного радиуса задняя кромка профиля В переходит в точку В окружности (рпс. 10.10). Это [c.25]

Тонким и слабо изогнутым профилям соответствуют большие значения М р. Как установлено на основании эксперимента с обычными авиационными профилями, уменьшение толщины профиля на 5 % приводит к повышению М р на 0,03—0,05, а уменьшение кривизны f — ЦЬ от 5 % до О вызывает повышение М р примерно на 0,1—0,12. Для увеличения М р выгодно располагать места наибольшей кривизны и наибольшей толщины профиля на расстоянии, равном 0,4—0,5 хорды от передней кромки профиля. [c.38]

Пусть на неподвижный ромбовидный профиль натекает равномерный сверхзвуковой поток под углом атаки а = О (рис. 10.20). В силу симметрии достаточно рассмотреть лишь обтекание верхней стороны профиля. У передней кромки профиля в точке А возникает косой скачок уплотнения, так как поток набегает на клин с углом 2<а при вершине. Пройдя через этот косой скачок, поток поворачивается на угол и и становится параллельным отрезку АВ. Статическое давление р2 и приведенную скорость в потоке I2 вдоль отрезка АВ можно определить по формулам для косого скачка уплотнения (см. гл. III). Далее [c.41]

У задней кромки профиля в точке С снова образуется косой скачок уплотнения, пройдя через который поток отклоняется [c.42]

По мере дальнейшего увеличения числа М[ сверхзвуковая зона расширяется и система скачков уплотнения продвигается к задней кромке профиля. При этом сопротивление круто растет (рис. 10.31). При сверхзвуковых скоростях набегающего потока [c.56]

Здесь и далее исключаются такие сочетания чисел М, и углов атаки I, при которых в соответствии с кривыми, приведенными на рис. 3.12 гп. III, невозможно образование косого присоединенного скачка уплотнения у острой передней кромки профиля. [c.73]

При малых углах атаки ударная волна состоит из двух ветвей — одна расположена перед решеткой, а вторая входит в межлопаточный канал и представляет собой по существу косой скачок уплотнения. По мере увеличения угла атаки ударная волна выпрямляется, одновременно перемещаясь вверх по потоку. При наибольшем угле атаки ударная волна близка к прямому скачку, расположенному на заметном расстоянии от передней кромки профиля. [c.98]

Вторая часть сопротивления возрастает при утолщении профиля. Для уменьшения этой части сопротивления передняя кромка профиля должна быть хорошо закруглена, а задняя кромка должна быть о трой. [c.144]

При обтекании профиля (рис. 31) поток разветвляется надвое в некоторой точке около переднего закругленного края и вновь смыкается у задней заостренной кромки. Передняя точка разветвления может принимать различные положения на закругленной части профиля. Задняя точка разветвления — точка смыкания струй потока — может находиться лишь на заостренной кромке профиля. Смещение в какую-либо сторону задней точки разветвления потока (рис. 31, с) в идеальной жидкости приводит к возникновению бесконечно больших скоростей при обтекании заостренной кромки. В потоке реальной жидкости возникновение бесконечно больших скоростей невозможно. При смещении задней точки разветвления в сторону от заостренной кромки обтекание профиля нарушается поток отрывается от поверхности профиля. [c.54]

Для обеспечения соответствия теоретической картины обтекания лопасти потоком идеальной жидкости условиям, возникающим при обтекании ее реальной жидкостью (рис. 31, б), С. А. Чаплыгин предложил совмещать заднюю точку разветвления с заостренной кромкой профиля. Это условие носит название постулата Чаплыгина. Для выполнения постулата Чаплыгина необходимо присоединить к профилю вихрь определенной интенсивности. Скорость в точке разветвления потока у задней заостренной кромки профиля обращается в нуль. [c.54]

Зависимость от подачи Q и угловой скорости колеса ш. Условия обтекания выходной кромки профиля лопасти требуют равенства нулю относительной скорости в точке заострения кромки (ша = 0) при всех режимах работы. Абсолютная скорость равна сумме относительной скорости 2 и переносной и 2 [c.59]

Определим величину подачи Qo, отвечающую условию безударного поступления потока на лопасть, т. е. условию разветвления потока в точке с минимальным радиусом кривизны входной кромки профиля. Рассматривая в целях перехода от векторного суммирования к алгебраическому радиальную составляющую скорости, имеем [c.198]

Такое безотрывное бесциркуляционное течение получается только при некотором частном значении угла атаки ао (см. рис. 21) (обычно отрицательном), называемым углом нулевой подъемной силы. При этом точка схода струй совпадает с задней кромкой профиля. [c.48]

Очевидно, что при некотором вполне определенном значении циркуляции вокруг крыла Г точка схода струй суммарного потока (см. рис. 27, в) совпадает с задней острой кромкой профиля. Этот случай является единственным, когда циркуляционное течение может быть физически безотрывным. При всех других значениях циркуляции требуется обтекание задней кромки, что невозможно без отрыва потока. [c.49]

Таким образом, применяя постулат Жуковского — Чаплыгина о сходе струй с задней острой кромки профиля в решетке, получаем дополнительное условие, при помоши которого может быть определена величина циркуляции Г вокруг профиля в решетке при заданной по направлению и величине средней геометрической скорости гс . [c.50]

Рассмотрим обтекание равномерным сверхзвуковым потоком профиля с изломом образующей (в точке излома угол выпуклый). Без ограничения общности возьмем симметричное обтекание, так что достаточно исследовать только верхнюю полуплоскость течения. Точка излома (обозначим ее через А) отделяет передний отрезок контура О А от заднего АЕ (О — передняя кромка профиля в случае присоединенной ударной волны или критическая точка — в случае волны отошедшей, Е — задняя кромка профиля). [c.261]

Расстояние между входной и выходной кромками профиля называют хордой профиля и обозначают через Ь. Все характерные [c.49]

Входная и выходная кромки профилей очерчиваются по дуге окружности малого радиуса. Радиус скругления входной кромки не должен быть чрезмерно малым во избежание плохой работы профиля при изменении угла входа потока. Радиус скругления выходной кромки Гг должен быть по возможности малым. В качестве примера приведем величину радиусов скругления профиля С-4 (табл. 3) Г1 = 0,12-с , Гз= [c.50]

Направление эквивалентной пластинки изолированного профиля приближенно определяется выходной кромкой профиля и точкой средней линии, соответствующей максимальному про- [c.68]

Если относительный щаг решетки очень мал (т- 0), то в этом случае направление потока на выходе из решетки примерно совпадает с направлением касательной к средней линии профиля в выходной кромке профиля 2 Рг-г [c.69]

При больших отрицательных углах атаки поток резко ускоряется при обтекании входной кромки профиля, а затем происходит замедление потока на верхней стороне профиля поэтому появляется возможность отрыва потока с верхней стороны профиля. [c.73]

Коэффициент полезного действия обычных компрессорных решеток (со скругленной входной кромкой профилей) резко снижается при переходе к сверхзвуковым скоростям. Это обусловлено образованием криволинейных скачков при обтекании скругленных входных кромок. [c.87]

Это дает возможность вычислять искривление линии тока между бесконечностью перед решеткой и входной кромкой профиля и между 338 [c.338]

Для задней кромки профиля (точка А) существует условие [c.347]

Если местное направление потока на передней кромке профиля совпадает с направлением скелетной линии, то такое состояние течения называется безударным входом. В этом случае решетка имеет приблизительно наименьшее сопротивление и максимальный к. п. д. Кроме того, безударный вход, даже при наибольшем угле изгиба лопатки, имеет значение для устойчивой работы осевого компрессора. Теория решеток проще всего применяется в случае безударного входа. Кроме того, при безударном входе можно при-364 [c.364]

Разрывы сплошности жидкости при гидродинамической кавитации могут иметь различные формы. При обтекании потоком жидкости с небольшими положительными углами атаки крыловых профилей с плавными обводами область пониженного давления в потоке создается вблизи передней части спинки профиля. При наличии в жидкости кавитационных зародышей , последние приобретают в этой области возможность быстрого роста путем испарения жидкости внутри них. Картина кавитации в этом случае характеризуется апериодическим появлением парогазовых пузырьков вдоль всей передней кромки профиля и замыканием их ниже по потоку вследствие повышения давления. Такой вид кавитации назван пузырьковой или перемещающейся (рис. 3.4). [c.146]

Форма входной кромки профиля И г ) Т/ 1 [c.176]

При изучении рабочего процесса в турбинах применяют следующие обозначения средних углов потока в рассматриваемом цилиндрическом сечении (см. рис. 5.1). Угол входа — между вектором скорости на входе Шх и осью решетки угол выхода Рг — между вектором скорости на выходе и осью решетки. Разность этих углов Рх — Рг называется углом поворота потока в решетке. Угол атаки I = Рх — Рх — между направлением входной кромки профиля и вектором аУх. При нулевом угле атаки вход потока в решетку безударный. Угол отклонения -Л= Рзл — Рг — между направлением выходной кромки профиля и вектором Средневекторная скорость = 4- ( 1 + 2)- [c.58]

Изменение угла атаки приводит к изменению по.ложения передней и задней критических точек. Например, в случае, изображенном на рис. 10.8, при увеличении угла атаки передняя критическая точка движется по нижней поверхности, приближаясь к задней кромке профиля, а задняя критическая точка, перемещаясь по верхней поверхности, приблийсается к лобовой части профиля уменьшение угла атаки приводит к перемещению [c.22]

Очевидно, что нри некотором вполне определенном значении циркуляции Г вокруг крыла задняя критическая точка совпадет с задней острой кромкой профиля (рис. 10.8, б). В этом дипственном случае циркуляционное течение может быть физи чески реализовано безотрывным образом. При всех других значениях циркуляции требуется обтекание задней кромки, что, как указывалось, невозможно без отрыва потока. [c.23]

Здесь Mlmln — значение числа Маха, при котором еще возможен у передней кромки профиля плоский косой скачок (рис. 3.12). При меньших числах Маха образуется отделившийся скачок уплотнения с криволинейным фронтом. Значение Mimax отвечает такому значению числа Маха после первого косого скачка Мз, [c.43]

Сравнение расчетного и экспериментального распределения давлений по чечевицеобразному профилю при различных углах атаки и М1 = 2,13 приведено на рис. 10.29. На нижней поверхности профиля теоретические и опытные данные по распределению давления практически полностью совпадают между собой при всех углах атаки. Это связано с относительно небольшим влиянием вязкости на косой скачок, поскольку он здесь возникает у передней кромки профиля, где толщина нограначного слоя еще очень мала. [c.54]

Иначе обстоит дело на верхней поверхносш, где взаимодействие образующегося вблизи задней кромки косого скачка происходит уже с максимально развитым пограничным слоем. В результате этого взаимодействия и возникающего здесь отрыва пограничного слоя экспериментальное разрежение у задней кромки профиля становится меньше теоретического. С увеличением угла атаки скорость перед косым скачком увеличивается, соответственно увеличивается и разница между расчетной и экспериментальной эпюрой давлений на верхней части профиля и расширяется вверх по потоку область поверхности, где эта разница наблюдается. [c.54]

Предварительное закручивание потока. Максимальное динамическое падение давления Ашах определяется, согласно уравнению (7.23), наибольшим значением относительной скорости потока при входе в колесо. Уменьшение среднего значения относительной скорости путем введения угла атаки при поступлении потока на лопасть, как это было показано разложением потенциального потока на составляющие (7. 47), не ведет к уменьшению местного значения максимума относительной скорости при обтекании входной кромки профиля лопасти. Тем же методом можно показать, что предварительное закручивание потока (введение Ti) может обеспечить уменьшение максимума относительной скорости. Однако из уравнения (7. 21) следует, что закручивание потока с помощью специального входного направляющего аппарата, в свою очередь, ведет к увеличению [c.201]

Лопастная система насоса всегда состоит из двух систем решеток профилей, перемещающихся одна относительно другой. Вязкость жидкости является причиной образования за каждым обтекаемым профилем закромочного аэродинамического следа, распределение скоростей поперек которого обратно имеющему место в плоской турбулентной струе [32]. Входная кромка профиля второй решетки, расположенной за данной (первой), проходит в относительном движении через аэродинамические следы предыдущей решетки. На входной кромке профилей последующей решетки при прохождении ею одного шага предыдущей скорости будут изменяться по величине и направлению. Эта периодическая неравномерность вызывает на профиле местные изменения скорости и давления, которые распространяются вдоль профиля. Эти неравномерности имеют вихревую природу. Поэтому скорость их распространения вдоль профиля того же порядка, что и основная осредненная скорость обтекающего профиль потока. [c.272]

Изготовление сочленяющихся деталей по сопрягаемой детали. Получение точно сочленяющихся пуансонов и матриц вырубных штампов решается на установке 2ЭФУ-М изготовлением сочленяющейся детали путем копирования готовой детали (пуансона или матрицы). Если пуансон служит копиром, копирование ведется с верхней режущей кромки. Так как пуансоны часто имеют ступенчатую или конусную образующую, то кромку профиля такого пуансона невозможно проецировать на экран датчика в проходящем свете, потому что луч загораживается расширенной нижней частью. Для таких пуансонов в установке предусмотрено верхнее освещение кромки через проекционный микрообъектив. Чтобы создать нормальную контрастность увеличенного изображения, копируемая поверхность должна отражать возможно больше падающего света. Для этого поверхность тщательно прошлифовывают до 10—12-го класса, затем притирают алмазным порошком зернистостью М-1,5 на стекле Пирекс до зеркального блеска. Царапины на копируемой поверхности, особенно на кромке, могут привести к ложному уходу системы с линии копирования и к браку детали. Подготовленный пуансон служит копиром, по которому изготавливается матрица с необходимой компенсацией зазора. Изготовление матрицы по готовому пуансону с компенсацией зазора при помощи дубль-шаблона показано на рнс. IV. 26, в. [c.200]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология