Угол атаки профиля

Рис. 10.21. Теневые фотографии сверхзвукового обтекания ромбовидного профиля под нулевым углом атаки при М) = 1,7. Полу-угол при вершине ромба а) ш = = 7°, б) (й = 12°, в) ш = 14°

Угол атаки профилей рабочих лопаток [c.167]

Угол атаки профилей направляющих лопаток. ........ [c.168]

Введем следующие обозначения (см. рис. 2.1) — скорость потока при входе в решетку Рх, — угол входа потока в решетку — угол между направлением скорости и фронтальной линией или осью решетки, соответственно Рх 4- Э х — 90° ах — угол атаки при входе в решетку — угол между направлением скорости и касательной к средней линии в носике профиля — скорость потока при выходе из решетки Рз, О — угол выхода потока из решетки — угол между направлением скорости Ша и фронтальной линией или осью решетки, соответственно р. + 2 = 90° Др = Рг — Рх = х — — отклонение потока в решетке — угол отставания потока от касательной к средней линии в хвостике профиля Шоо — средняя векторная скорость, равная полусумме векторов Шх и хю . Рос, б о — углы притекания средней скорости (углы между скоростью и фронтальной линией или осью решетки соответственно), Р<х, + б оо — 90° а — угол атаки профиля в решетке — угол между направлением средней скорости ш , и хордой — статическое давление [c.35]

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]

Коэффициент потерь на рабочих лопастях определяется опытным путем и зависит от формы, числа рабочих лопастей и угла атаки. С увеличением выходного угла лопастей потери в рабочем колесе довольно резко возрастают и, следовательно, коэффициент потерь также увеличивается (рис. 2.15). К сожалению, систематические данные по зависимости р=/(г р) отсутствуют, и рис. 2.15 следует рассматривать лишь как иллюстрацию. Однако твердо установлено, что оптимальный угол атаки, при котором потери в рабочем колесе достигают минимальной величины, зависит от угла изгиба профилей ДРр. Малым углам изгиба профилей ЛРр= (0- 5)° соответствует оптимальное значение угла атаки /р= ( —2-Ь + 2)°, обычное для решеток осевых насосов и компрессоров. По мере увеличения углов Арр или Ргр растет и оптимальный угол атаки очень большим углам АРр = = (140- -150)° соответствует г р= (20- -30)° [2]. Поскольку при таких больших углах атаки заведомо происходит отрыв потока, начиная со входной кромки лопастей, то необходимо разобраться, почему эти углы атаки обеспечивают минимальные потери в решетке. Для этого рассмотрим две решетки с одинаковыми от- [c.40]

Угол атаки г, который соответствует номинальному отклонению потока, также называют номинальным углом атаки. Обычно г = (—5-=- + 5)°, меньшие значения характерны для решеток с большим углом изгиба профилей и большим относительным шагом. [c.109]

Среднюю линию профилей выберем в виде кривой с нулевой кривизной в выходной кромке, соответственно этому примем а=0,42. Учитывая большой угол поворота потока, назначим номинальный угол атаки = —1°. Кроме того, примем отношение Др/Др =1,15. Тогда Др=Рг—Р1=75—40 = 35° ДР = =ДР/(ДР/ДР ) -35/1,15=30°. [c.111]

Угол между направлением скорости г ср и хордой профиля представляет собой угол атаки б. Разность ДР — Ра — Рх называется углом поворота потока в решетке. [c.49]

По кривым зависимости коэффициента подъемной силы Су и угла атаки а для профилей бесконечного размаха определяем для найденного значения Су тип профиля и угол атаки а. [c.340]

Рассмотрим углы, характеризующие положение профиля и решетки профилей по отношению к потоку. В случае единичного профиля таким углом является угол атаки а, под которым понимают угол между направлением скорости потока ш=о на бесконечности и хордой профиля (см. рис. 16). В решетке профилей под углом атаки понимают угол между хордой профиля и средней геометрической скоростью (см. рис. 21). [c.37]

При нулевом расходе (точка а на характеристике) кавитация имела форму небольшого облачка у входных кромок лопастей со стороны всасывающей поверхности. Суве-личением расхода (точки б, в) облачко постепенно увеличивается параллельно торцу лопасти. В режиме работы, соответствующем точке г, облачко простирается на длины хорды торцового профиля лопасти, точке д — на 7з длины хорды. Приближенный анализ скоростных треугольников на входе в рабочее колесо насоса при расходах, близких к нулевому, указывает на малую величину относительной скорости входа в колесо и большие углы атаки между направлением этой скорости и хордой профиля лопасти. С увеличением расхода угол атаки уменьшается, но скорость и> увеличивается, что в конечном итоге обусловливает увеличение кавитации по мере приближения к режиму е. Наблюдения за потоком при изменении режима работы от точки е до точки ж на характеристике показывают постепенное уменьшение лопастной кавитации вследствие улучшения условий ее обтекания потоком. Однако на режиме ж появляется щелевая кавитация в зазоре между торцом лопасти и стенкой камеры, которая продолжает существовать па режимах от ж до и, все более развиваясь с увеличением расхода. [c.150]

Исходя из уравнений сил взаимодействия потока с профилем решетки по аналогии с ранее рассмотренным углом атаки изолированного профиля (см. стр. 297), введем понятие об угле атаки профиля в решетке, понимая под этим угол между направлением вектора средней скорости на бесконечности Шоэ и направлением хорды профиля (см. рис. 206). Очевидно, этот угол г"-, определяется тремя углами 1, р2 и Из конструктивных соображений более удобно вместо углов З1 и рз вводить углы на входе и выходе касательных криволинейной оси профиля, которые в общем случае не равны углам Р1 и рз- Разность между этими углами на входе называется углом набегания а на выходе — углом сбегания или отклонения потока 1 . [c.465]

Одной из сложных задач является создание крупногабаритных рабочих органов с = 300- -350 для циркуляционных насосов с подачей Q = (20н-30)-10 м /ч. На основе решения обратной задачи профилирования решеток телесных профилей в слое переменной толщины получен теоретический материал по влиянию исходных расчетных параметров (число лопастей, угол атаки, входная циркуляция и др.) на энергетические и кавитационные качества решеток. [c.49]

Пренебрегая коэффициентом влияния решетки для выбранного профиля, можем определить по его полярам требуемый угол атаки oi= . Нужно заметить, что характеристики, определенные опытным путем, зависят от удлинения, так как подъемная сила крыла (например крыла самолета) в середине крыла больше, чем на концах, потому что разность давлений между верхней и нижней сторонами стремится выравняться у кромки крыла. [c.382]

Так же удлинение влияет на угол атаки а. Так как у осевых воздуходувок радиальные зазоры, а следовательно, и перетекания через них малы, то для расчета можно принять соотношения, соответствующие бесконечно большой длине крыла. На фиг. 272 представлены коэффициенты подъемной силы с и коэффициенты обратного качества е в зависимости от угла атаки а для некоторых форм профилей, пригодных для осевых воздуходувок кривые пересчитаны на бесконечное удлинение. [c.382]

Задаваясь числом г лопаток и высотой решетки у, находят I на данном радиусе г и, исходя из требуемого Су и критерия Ма, выбирают соответствующий профиль. Далее, пользуясь экспериментальными данными продувки, по Су находят угол атаки а и, таким образом, угол а, под которым лопатка ставится в решетку. [c.79]

Таким образом, если известны треугольники скоростей при входе в решетку и при выходе из нее, то для определения угла изгиба профиля и его положения в решетке необходимо знать угол атаки при входе 1 и угол отставания потока а . [c.37]

Изменение угла установки профилей лопаток колеса и аппаратов по их длине, по радиусу, т. е. закрученность лопаток, обусловлена в основном изменением по радиусу угла притекания oo средней скорости потока. Угол установки профиля отличается от угла притекания только на величину угла атаки а, которая мала и сравнительно мало изменяется по радиусу. [c.119]

Положение профиля и решетки профилей по отношению к набегающему потоку характеризуется углом атаки в случае единичного профиля — это угол а между направлением скорости на бесконечности и хордой в случае решетки профилей — это угол I между скоростью набегающего потока ЛУ1 и передней касательной к дуге профиля. Угол между скоростью на выходе из решетки и задней касательной называется углом отставания потока 6 (рис. 10.3). Угол 1 между направлением скорости на входе и фронтом решетки называется углом входа соответственно угол Рг между скоростью на выходе у/2 и фронтом решетки называется углом выхода. Разность этих углов Др = Рг — — Р = е — б + I определяет поворот потока в решетке. [c.7]

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]

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]

Стационарное локально безвихревое плоское течение с циркуляцией можно определить как течение Жуковского , если оно удовлетворяет условию Жуковского. Течение Жуковского для плоской пластинки схематически изображено на рис. 2, б коэффициент подъемной силы = 2ir sin а, где а — угол атаки. Течение Жуковского для заданного профиля с острой задней кромкой представляет собой корректно поставленную краевую задачу. Ее решение в частных случаях (профиль Жуковского, профиль Кармана — Треффтца и т. д.) составляет основ1ную главу современной теории крыла впервые общую теорию (с приложениями) дал Мизес ). Ее справедливость основывается на следующей теореме чистой математики, которая позволяет нам преобразовывать элементарное течение Жуковского (12а) для единичного круга в несжимаемое течение Жуковского для произвольного профиля. [c.30]

Очевидно, чем больше угол атаки, при котором возникает срыв потока, тем больше Семаке профиля. [c.334]

Эти данные показызают, что с возрастанием угла атаки начало спада кривой С, = / (М,,,) отвечает меньшим М . Для тонкого симметричного профиля (сц 6%) начало падения этой кривой отвечает Моо = 0,8 при = 4°. Числа Мсокр, отвечающие началу падения = /(М с), при заданном типе профиля будут тем меньше, чем больше угол атаки и толщина профиля, т. е. при толстых профилях с увеличением скорости подъемная сила уменьшается раньше, чем при тонких. [c.300]

Из этих равенств следует, что если известны угол роэ и величина N, то по заданным [, С, оо и можно определить коэффициенты подъемной силы и сопротивления С , С . Эти же коэффициенты, в свою очередь, при заданных числах Мсо и Reoo, а также физических характеристиках газа определят по соответствующим связям угол атаки г оэ и густоту решетки. Таким образом, по ранее приведенным формулам можно найти положение профиля в решетке. Величина циркуляции, определяемая формулой (V—27), по абсо- [c.467]

Исследования выполнялись на одиночном крыле с 12-процейт-ным профилем NA A и длиной хорды 100 мм. Для определения зоны кавитационной эрозии и видов разрушения крыло покрывалось тонким (б = 0,1 мм) слоем свинца электролитическим способом. Угол атаки менялся в пределах 0—8°, скорость потока — от 10 до 25 м/с. Для фиксации параметров каверны использовалось стробоскопическое освещение и скоростная киносъемка камерой СКС-Ш. [c.154]

В осевом компрессоре с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (см. фиг. 16) можно осуществить предварительную закрутку как по вращению, так и против. Возможен также режим работы без предварительной закрутки (фиг. 162). Угол установки лопаток рабочего колеса Тт во всех трех исследуемых положениях лопаток направляющего аппарата одинаков. Следует заметить, что циркуляция точно ностоянна по радиусу только в расчетной точке, а при изменении угла установки лопаток входного направляющего аппарата она изменяется. Пусть окружная скорость рабочих лопаток и постоянна. Из сравнения фиг. 162, а и фиг. 162, б следует, что при предварительной закрутке против вращения (фиг. 162, б) средняя относительная скорость w и угол атаки а больше, чем при потоке, свободном от закрутки (фиг. 162, а). При предварительной закрутке в сторону вращения (фиг. 162, в), наоборот, Шо и а меньше, чем у компрессора без предварительной закрутки. В этом случае коэффициент подъемной силы Ср в интересующей нас области поляры профиля повышается с увеличением угла атаки а - Из уравнения (213) [c.218]

При конечной толщине профиля в диффузорной решетке из прс-филированиых лопаток уменьшается угол атаки на величину Коэффициент циркуляции прсфилифоваипой решетки [c.371]

Параметры решетки — угол набегания а—угол атаки а—угол отставания потока у —угол установки профиля Д = Ра— 1— угол поворота потока ( —шаг решеткп. [c.177]

Типичный график распределения скоростей по обводам профилей представлен на рис. 2.21. По горизонтальной оси вправо и влево от критической точки А, скорость в которой Щах равна нулю, отложено расстояние соответственно вдоль лицевой и тыльной 8ь поверхности профиля. Положение точки А зависит от угла атаки она находится на входной кромке (на телесном профиле — в точке максимальной кривизны) на режйме обтекания, который принято называть режимом безударного входа угол атаки при безударном входе о обычно отрицательный. Когда критическая точка смещается на лицевую поверхность при 1<1о она смещается на тыльную поверхность профиля. Скорость на тыльной стороне профиля при положительных углах атаки [c.47]

К особенностям обтекания машуш,его крыла насекомых следует также отнести своеобразный характер циркуляции, связанный со сложньш течением вокруг крыла. Причина этогоJкpoeт-ся, во-первых, в большом угле атаки и, во-вторых, в краткости фаз спуска и подъема. При разгоне крыла самолета циркуляция развивается первоначально вокруг его передней кромки (рис. 63) и только позднее замыкается вокруг всего профиля. Аналогично у насекомых во время взмахов успевает образоваться только передняя часть циркуляционного потока в виде вихревого шнура передней кромки. Последний дополняется потоком, идущим вдоль дорсальной поверхности профиля при махе вниз и вдоль вентральной — при махе вверх в конце каждого полуцикла поток огибает заднюю кромку (рис. 64). По мере подъема крыльев толщина потока вдоль вентральной поверхности профиля постепенно нарастает (рис. 64, ), и к концу полуцикла он охватывает голову и тело насекомого, устремляясь в замкнутое на крылья вихревое кольцо. Вклад циркуляции в генерацию подъемной силы тем больше, чем меньше угол атаки (до определенной величины, разумеется), так как в таком случае векторы скорости циркуляции и набегающего потока на верхней стороне профиля совпадают в наибольшей степени. В связи с этим не вызывает удивления, чт.о вокруг крыльев насекомых, движущихся с отно- [c.134]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология