МЖГ2 (865020), страница 4
Текст из файла (страница 4)
Второй характеристикойтечений горными препятствиями и возникновение волновых возмущений ипотока является поле давления: = (, , , ).роторных движений на подветренной их стороне.21. Закон обращения воздействия. Расходное и механическое воздействия 22. Классификация сил, действующих в жидкости. Гидродинамическое 23. Обобщенное уравнение Бернулли для установившегося течения.
24. Особенности обтекания профиля крыла. Коэффициенты подъёмной силыКомбинированное воздействиедавление в жидкости на произвольной площадке. Связь нормальных и Статические параметры и параметры заторможенного потокаи сопротивленияЗаконобращениявоздействия касательных напряжений с полем скоростейРассмотримуравнениеНавье-Стоксанаплоскостих-у: Хорда – отрезок прямой,Любое физическое воздействие одинакового знака противоположно влияет на Все силы, действующие на жидкость, можно условно разделить на два вида: + + = − 1 ∗ ;соединяющийдве дозвуковые и сверхзвуковые газовые потоки. Переход через скорость звука с массовые (объемные), и поверхностные.наиболееудаленные1; точкипомощьюодностороннеговоздействияневозможен.
Массовые, или объемные силы — это силы, которые распределены по всему + + = − ∗ профиля.* Математической записью данного принципа является уравнение обращения объему жидкости.Домножим уравнения на и соответственно, и сложим: Средняя линия естьвоздействия(уравнениеВулиса): - Массовые = lim ∆ , = линияцентров + + ( + ) + ( + ) = +∆→0 ∆ 1−1вписанных в профиль∆1 (1 − 2 ) =−+ 2 тех + 2 + 2 тр- Объёмные; = lim − ( + )окружностейзвзвзв∆∆→0 с(выводсмотриввопросеномер4) * Поверхностные силы – это силы, которые распределены по граничнойс̅ = ∙ 100 % - толщинаРассмотрим по частям: + = .= ⟹ = ⟹** (Возможные виды воздействия: геометрическое, тепловое, расходное, трение, поверхности жидкости..профиля ̅ = ∙ 100 % 2 +22 +22механическаяработа) - Поверхностные: = lim ∆( + ) + (+ ) = ( ) = + = ( +∆→0 ∆222вогнутость профиляРасходное:•Гидродинамическоедавлениевжидкостинапроизвольнойплощадке ) + (+ ) .= ,= ⟹ + = + Форма крыла в плане в зависимости от его назначения может быть различна.(1 − 2) =Пусть через некоторый объем dV проходят линии тока.Однако очень часто при проведении опытов в аэродинамических трубках и 2 = = −.
+ ( ) = −Для установившегося течения решении теоретических задач применяют прямоугольную форму бесконечногоТорм.dG<0dG>0главныйвектормассовыхсил.∫ ∗ − 2Уск.dG>0dG<02Из уравнения равновесия ∫ − ∫ + ∫ = = 0, тогда после интегрирования уравнение переходит в вид: 2 + 2 + 2 = размаха, тогда удлинение крыла = = ∞, где − длина крыла.2M<1M>10; ds – площадь ABC.
= ∗ cos(⃗ , ) , = ∗−уравнениеБернуллидляжидкости.Длягаза. = (= ) – Угол между хордой профиля и направлением скорости невозмущенногоМеханическое:профилемпотоканазываютугломатаки. Основными аэродинамическими))cos(⃗,,=∗cos(⃗,(−)+−22 2 (1 − 2 ) = 2 техуравнение адиабаты. Тогда = . ∫1 = ∫1 = ( )| = характеристиками профилей крыла являются аэродинамические коэффициенты cos(⃗ , ) − cos(⃗ , ) − cos(⃗ , ) = 0.с−11подъемной силы с , силы лобового сопротивления с , качество профиля = .Торм.мех > 0мех < 01с 22 = ℎ. = cos(⃗ , ) + cos(⃗ , ) +( )| ⟹ +( ) + = получено уравнение Бернулли для При обтекании профиля идеальной жидкостью (невязкой) подъемную силу,3Уск.мех < 0мех > 0−1 12−1 = ̅ + ̅ + ̅ M>1M<1действующуюнапрофиль,можнорассчитатьпоформулеЖуковского=∙∙сжимаемой среды.• При комбинированном воздействие необходимо воспользоваться уравнением cos(⃗ , ) .
{ = ̅ + ̅ + ̅ ⟹ ( )Статическими называются параметры в потоке, движущемся с некоторой Г, где − плотность потока идеальной жидкости; − скорость набегающего Вулиса.скоростью V, для точного измерения которых необходимо, чтобы измерительные потока; Г − циркуляция скорости по контору, охватывающему обтекаемый = ̅ + ̅ + ̅приборы перемещались в потоке с той же скоростью. Если поток каким-либо профиль. + +Среднее статическое давление в точке = −. Для идеальной жидкости3образом затормозить до скорости = 0, то из-за преобразования кинетической Для теоретических профилей Жуковского циркуляцию вычисляют на основании = − = − = − = .энергии в потенциальную параметры среды изменятся.
Параметры постулата Чаплыгина – Жуковского о конечной скорости схода с задней кромкиСвязь касательных и нормальных напряжений с полем скорости: = − + 2 ∗ заторможенного изоэнтропно потока называют полными параметрами или профиля: Г = 4кр , где − радиус круга, соответствующего данному2⃗ − для реальной жидкости.теоретическому профилю; − скорость потока; кр − критический угол (для− 2 ∗ ∗ −13параметрами торможения. ∗ = + = ( )симметрично профиля равен углу атаки ).2Для произвольных профилей используют данные опытов. = (): =2∙∙2; = 2 ; где2 22∙∙− динамический напор невозмущенного потока; −хорда профиля; − длина крыла25. Способы борьбы с отрывом пограничного слоя на крыльях дозвуковых 26.
Пограничный слой. Толщины вытеснения, потери импульса и6.энергии. 27. Понятие пограничного слоя. Определение динамического и теплового10.28. Принцип обращения воздействия при течении газа. ГеометрическоесамолётовЛокальный коэффициент тренияслоя. Подобие пограничных слоев. Интегральные толщины пограничного воздействие. Уравнение расхода с использованием газодинамическойОтрывом пограничного слоя называется явление переноса жидкости, В этом тонком слое скорость возрастает от нуля на стенке (прилипание) до своего слоя: вытеснения, потери количества движения и формпараметрфункций. Изменение параметров газа в сопле Лаваля и в диффузорезаторможенной в пограничном слое, во внешнее течение. По сути – отсоединение максимального значения во внешнем потоке, в котором жидкость7.
можно Динамический пограничный слой – слой жидкости вблизи обтекаемой Принцип обращения воздействия – любое физическое воздействие одинаковогопотока от обтекаемой поверхности. Отрыв возникает если вдоль контура тела рассматривать текущей без трения. Этот слой, согласно Прандтлю, называют поверхности, поперек которого скорость меняется от скорости тела на его знака противоположным образом влияет на дозвуковые и сверхзвуковые газовыеимеется область возрастающего давления, так как в общем случае жидкость, слоем трения или пограничным слоем.поверхности до скорости невозмущенного потока на границе пограничного слоя потоки.
Переход через скорость звука с помощью одностороннего воздействиязаторможенная в пограничном слое и обладающая потому небольшой Толщина вытеснения δ* [мм] показывает смещение линии тока в направлении8.Тепловой пограничный слой – пристенный слой жидкости, поперек которого невозможен.Математической записью данного принципа является уравнениекинетической энергией не может слишком далеко продвинуться в область внешней нормали к контуру обтекаемого тела и вместе с тем характеризует происходит существенное изменение температуры: температура жидкости обращения воздействия, оно же уравнение Вулиса: (1 − 2 ) = − +высокого давления, а оттесняется от нее во внешнее течение.
Кроме того, под уменьшение расхода жидкости через сечения слоя, «нормальное» к стенке, меняется от температуры обтекаемой поверхности до температуры 1−1тех + 2 + 2 тр. Под геометрическим воздействием понимается2действием градиента давления частицы могут начать двигаться в обратную обусловленное«вытеснением»жидкостипограничнымслоем.
невозмущенного потока на границе слоязвзвзвсторону.Пусть задано распределение скоростей и плотностей тока в пограничном9.слое. Подобие пограничных слоев.изменение площади. Если рассматривается отдельно геометрическое* Способы управления пограничным слоем основаны на: 1) приведении стенки в Через элемент сечения слоя высотой dy и шириной 1 протекает секундная масса Простейшей задачей газовой динамики является задача об обтекании плоской(1 − 2 ) = −движение; 2) сообщении ускорения пограничному слою; 3) отсасывании .
При отсутствии вязкости через это сечение протекала бы секундная масса полубесконечнойтонкойпластиныизотермическимбезградиентным воздействие, уравнение Вулиса принимает вид: ∞пограничного слоя; 4) вдувании в пограничный слой другого газа; 5) придании ∞∞ . Разность этих количеств для всего слоя составит:∫ ( ∞∞ − ) = ламинарным потоком несжимаемой жидкости. Впервые она была11.решена Газодинамические функции. Для упрощения вычислений в задачах газодинамики0введены соотношения между текущими параметрами движущегося газа и егостенки формы, позволяющей сохранить ламинарное течение; 6) охлажденииБлазиусом.∞∞∞∞ ∫0 ( 1 −) = ∞∞ ∫0 ( 1 −) + ∞∞ ∫ ( 1 −)∞ ∞∞ ∞∞ ∞обтекаемой стенки.Расположив начало координат на передней кромке пластины параллельно вектору параметрами торможения.
Массовый расход G определяется как = .1• На дозвуковых самолетах применяется, в основном, сдув или отсос Разделив найденный излишек массы на ∞∞ и с тем учетом, что второй интеграл скорости потока. ≡ 0. Тогда уравнения пограничного слоя Прандтля примут−1 2 −1Существует газодинамическая функция плотности (, ) = ∗ = (1 − ) .достаточно мал, получим: (строго говоря, последняя формула справедлива дляпограничного слоя.+1вид:Перепишем выражение расхода через ГДФ и приведенную скорость: =* Сдув может осуществляться как потоком воздуха от компрессора через щели несжимаемой жидкости). ∗ = ∫∞( 1 − ) ≅ ∫ ( 1 − ). 2 01∞ ∞∞ 0∞+=особой формы (не допускающей распадания струи на вихри сразу) (МИГ – 21, F4∗−1 2 −12 2Толщина потери импульса δ** равна такой толщине слоя жидкости, движущейся ∗(, )кр = ∗ (1 − ) ∗ ∗ √ ∗ .ВведемнекоторыйPhantom II), так и с помощью разрезного крыла (предкрылка) – поток, сходящий с+1+1+=0со скоростью ∞ вне пограничного слоя, количество движения которой равнонижней части предкрылка, сдувает пограничный слой на крыле.импульсу сил трения в пограничном слое.
Это количество движения, приграничныхусловиях = 0 → = = 0, → ∞ → = 0 (, ) коэффициент n, и запишем выражение ГДФ расхода:(, ) = ∗ = (1 −* Отсасывание пограничного слоя проводится через щели, однако позади щели11«потерянное» в пограничном слое, будет равно:∫0 ( ∞ − ) = Так как в задаче нет характерной длины, то профили скорости в разных сечениях −1 2 −1+1 −1может образовываться новый отрыв. ) . Пусть при = 1 = 1. Тогда = ( ) . Получаем выражение гдф2∫0 ∞ ( 1 − ).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
