Прандтль Л., Титьенс О. Гидро- и аэромеханика (1123881), страница 41
Текст из файла (страница 41)
Из фиг. 107 видно, что максимальный коэфициент под.ьемной силы разрезного крьща указанного па фигуре профиля равен с„= — 2,08, максимальный >ке коэфициснт полььхгной силы такого >кс нсразрсзного крыло составллет только с =-- 1,38. Однако, в то время как паивыголнсйший коэфццнент скольжения для рассматриваемого профиля в неразрсзанноч впдс раасн ',1 „ прн пщи> шп открытой шетн он равен только ~)11, а прп закрытой щели — ' '„..
Впщ большие коэфнциенты подъемной силы 11>о с == 2.3) лают рз>резные крь>лья с несколькими щелями >фиг. 1081. Наблюдающееся у кр,щьсв с хдной щелью внезапное увеличение лобового сопротивле- '1 81 хсЬп>ние г>ег >хек>х!> пзги>исйсп Ксгмкнззпмзй аи Оо1нпоеп, 1. )ле)еп>пй, гтр ' '1. >1ип ьеи 1и21; 3. 1лс>ощип. стр. 112 х>цпгьсп 1'07. >1 1. '«' и >и и и и, <1. !>зн пп1сгге11>с е1ысьсп>и»111. '!. Р. к1,. т 1", с>р.184. 1в21, и) Н з и л и > >л, 11Л !йисгьигиипоеп иЬЕ> Нипгйег-Ро с-1ли>йхс1. 8, В. М. т.
11, ь>П. !61. 1!1>1, П!'НН>ЦН! >гайСТВИЯ ГАЗГ>.ЗНЬГХ Я'ЫЛИ!В о пг. 107. 1 — попара разрезного «рыла с открытою ще лю 1у — попара разрезного кры а с закрыто~о щсгюю, !и-по лара опын гонепного кр гла. ния в области мзлых углов атаки — у р>врезных кры.и си с несколь кими щелями отсутствует. Однако, такие»ш>гощелевы кр,щья прелс!ан лнн>т значительныс труд- г,г ности в конструк>ианом отношении.
— АЗ 101. Принцип дей- сп Ц етвив рнзрезнгях крыль- ГВ. ЗЛЯ ТОГО ЧТООЫ1Ю>ИТЬ, та 1 в чем заключается причин> более высок!,й по.ть- ™ смной силы рззрезных тг У. крыльев, выясним снзчзла, почему у обыкнонен- га о ных, нерззрезных крыльсВ г аг подьсмнзя сила с увсличснием угла атаки перс- дг з'-1- стает возрастзть и, нзоборо>, >шже уменьшается. Несущая поверхность может иметь под-ьсмную ';.( ~ Ц ',' ) ! Снлу ТОЛЬКО В ТОЧ Спу. От ' дг рт чае, если на верхней ес Т с, пг стороне имеет место понижение данления, а на нижн.й — наоборот, пош.ш>ение давления 1отпоситсльно давления нсвозмущшшога воздуха). С лругой стороны, эта е, т разность давлений па задней кромке крылз, тле разделившийся поток воздухаа опя>ь соединяется, тали!на выравняться.
Поэтому на верхней стороне крыла давление по направления> к задней кромке возрзстаст, а нз пил!ней стороне, наоборот, ПадаЕт. НИЖЕ, Н № 10ы>, Гдв МЫ ПОЛробНО раСС>пжрИМ раСПрепелсние давления на крыле, мы это ясно >видим на фиг. 11О. Но, согласно уравнению Бернулли, возрастзншо давления злнль верхней стороны крылз соотвстсы!уст уменьшение скорости, что нырзкасгся в расхождении линий тока нал крылом. Если, предполагая, что течение тешновившссся, рассчзтривать линии то-,ь,„, !оо.
Газр н е «р .ек с ка как твердые границы 1стснкн), внутри котора!х тс>ст воздух, то, на основании голььо что сказанного, те*гение над кры.шч можно рассматривать как течение в диффузорс. С возрастанием угла з.гаки подъемная сплз, з нчсс!с с пею поншксннс !явления изл крылоч, слсл>взгелюп>, и ж>>рзсг,гш!с >ь,>>ленив влг>г>ь ь рх!1сй стороны крыла ио изнрзвлспик> к щи!ей кр чкс, теоРия кРьщх увеличивзются; это одновременно означает увеличение угла расхождения линий тока, рассматриваемых как стенки лиффузара, Но, как мы уже зна.м, преоорззование кинет!!час«ой энергии в давление воз«южно только при очень постепенном увеличении поперечного сечения, т, е.
при очень «галом угле раствора диффузора. Как только этот угол раствора становится больш. некоторого определенного значения, струя уже не слелует нлоль стенок, а отрывается от них, Аналогичное явление происходит и при обтекзнии крыла, котла после достижения определенпога углз атаки, зависящего от формы профиля, расхождение линий токз нал крылом делается слишком большим, и поток возлуха отрывается от крыла. Зто изменяет общую картину обтекщщя так, что подъемная сила крыла уменьшается.
Если желательно избегнуть этого уменьшения, то необхолимо прелупредить преждевременное отрь!ванне потока при возрастании угла атаки. Зто как раз и достигается усгройством в крыле щели. В самом леле, отрывание потока от крыла тесно связано с тем, что в области возрастания давления частицы жидкости, текущие непосредственно около поверхности крыла, тормозятся бла!Одзря действию вязкости и попадают в мертв т. юк кр««р, у «от«рь а «р««ную зону между крылом и внепп!им тече««то««)р«г«ьш «уг««««т ««вием (см.
79 йй). Но прн наличии щели « ~ «у ~режу««т«у«трои«у«о«ье. р«««а ° т««р «, «««««р«ш«- воздух, устремля!ощийсн сквозь нее с большой скоростью, сооб изет заторможенным частицам воздуха новый импульс, благо аря чему они оказь!ваются в состоянии преотолеть возрастание давления и достигнуть задней кромки крыла. Благодари этому прелупрежлается образование мертвой зоны и, сл ловательно, отрыва !Ие потокз. Подобный же эффект может быть достигнут и другим путем, прелложенным Виландом !) и Зевальдомз); именно, в крьае устраиваются насадки или ще:и, и через них выдувается с большой скоростью сака гый воздух.
Вместо того чтобы полволить в заторможенный пограничный слой на верхней стороне крыла новую кинетическую энергщо, можно, как уже упоминалось в 7«9 58, отсасывать пограничный слой внутрь крылз и затем выпускать его оттуда в том т!есте, где это не может повредить 3), Наконец, отрывание потока до изв сп!ой степени можно предупредить выполнением передней закругленной части крыла в виде вращаюшегосч цилиндра !'фиг. 109) или же устройством такого цнлинлрз в средней части крыла.
Измерения, произведенные Вольфом 4) в Голландии, показали, что такие, снабженные ротороз!, крытья об!ада!от весьма большою подъемно~о силою !г, = до 2,43 прн л = 41,7р), О щако, '! 97 ! е1 а ил. Кл Рп1егзпсйвпдеп ап ещ«п пепзгпйеп Рязеп1!«йе!. 3. Е М., т. 13, стр, 346. !927. '-'! 3 ее ж з14, Гл Р1е ЕТЬОЬппя лез ЛпйпеЬЕ д«гоп А«ЯЫззеп уо1 Ргнс)!пй зп Осч 3аняуепе ешег тгзййпйеьь 7 Р. в!., т. 3, стр. 35К 1927. з) 3 с Ь ге ЯК.
Ол сч сноску 2 на стр. !9)1. У! 97 о111, Е. Вл туоог!Оор!Яй оплегхоех пззг Пеп !пу!ое~! Тап ееп Пгаа1пбе го! ааляеЬгзсги 1п ееп у! пяе11по! «1 Ъ'е~п. Кц!сз 3пщ!Егцепз1. у. РЬ 1.исшуззг1 Лгпжеглз и. т. 3, стр. 47. 1923.— 97О111 еп Кол! и 3, Сл 'у'ог!Еехс! Опле хоев пзлг Пел шу1леб уап еп Пгза!Яг!е го1 аапйеЬгас)П !и ееп у)епйе1ргапе1. Там же, т. 4, стр. 1. 1927. 169 РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ПО КРЫЛУ все эти возножности, за нсклгочениез1 рззрезного крьгла. практически пока ензе не осущестнгены.
о,р з,р г ~ 0 яо~г ~ Ее =п5 "10 -Яр Юас. 110. Н,ив распрелмевия азвлеггик гю срелиечз. поперечночу сечению коыла зля раззичныл гпн в атак,г; нзч рзн гые ла леяня т«есе ы к лпзачнческоыу лавлеиню. 102. Р1еепредрленно дан.тенин по крылу. Распределение дянлегшя по крылу эксперниентально определяется совершенно так же, как 'г распределение дзвления вокруг дирилсзблеобрззных тел (сзг. гтя Ч3). ЕО г 0 -Е,00 10 т! ркг 1 зр ркг Е 0 -10 10 огиз г ! 0 Яр Яу ~ 0 Ю -50 1 110 ТЕОРИЯ КРЫЛА Ползя модель ьрыла (из жести) просверливается во всех местах, где желательно измерить давление; отверстия делаются диаметроч от 0,5 до 1 жж.
Вн>трепность крыла соединяется резиновой >рубкой с манометром. Пер л п.>>геранием лзв:1сигпя все отверст>иц кроме гшим о. замазываюгся п.юстнческой массон; таким оорззом во время нзмереню> остается открытым только олно отверстие. Бели теперь начать прол>вать модель, то в манометре установится то ла: ление, которое имеет место около оставленного открьггым стас стив. Тггким способом, переходи от олного отверстия к другом>, Опрсдслюот поле давлсшгя по всей поверхности крьюз.
Фиг. 110 ноказьшает рзспрслелсние давления по среднему поперечному сечению крыла, профи:п, которо>о изобрюкси нз фиг. 94, Отдельные т,е гс 1 йв бб б,а г'е О Ог аб йб бб та б аг кз бб аб Фнг. 112. Кривые раснрсте мнив весового соиро. тивзеная вдозь Рымеха кргезв азя раззичн:х >ганн ага и. Обрзтить ннннг ве на сильное возрастание сонротеваення «а крам крива ирн бо,ь нх >где атаки.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
