Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Чжен П. -> "Отрывные течения. Том 2" -> 87

Отрывные течения. Том 2 - Чжен П.

Чжен П. Отрывные течения. Том 2 — М.: Мир, 1973. — 280 c.
Скачать (прямая ссылка): otrivnietecheniyatom21973.pdf
Предыдущая << 1 .. 81 82 83 84 85 86 < 87 > 88 89 .. 90 >> Следующая

0,4) с иглами различной длины, имеющими плоский носок [51].
Мао = 2,5, Red = (0,57 ± 0,02).10", Af = 4%.
ОТРЫВ ПОТОКА С ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ
273
а форма тела является важным фактором для зависимости С # от М"о.
Продольный момент. Олбум [51) измерил продольный момент" действующий на
модели. Значения Ст вычислялись относительно одной точки на каждой модели
X = 0,4, где X - расстояние от носка модели до данной точки, измеренное
вдоль продольной
Фиг. 80. Коэффициенты продольного момента тел (относительно точки X =
0,4) с иглами различной длины, имеющими плоский носок [51].
Мм = 2,5; Re.l = (0,57 ± 0,02). 10*, А/ = 100%.
оси тела в единицах длины тела. Результаты исследования влияния плоского
среза носовой части тела на продольный момент при отсутствии иглы
показаны на фиг. 78. Значение Стх==0 4 положительно, если момент
увеличивает угол атаки. В соответствии с фиг. 78 исходные модели в
большинстве случаев были неустойчивыми. Наибольший дестабилизирующий
момент имели тела с Af = 50 и 80%.
Результаты измерений Стх^0 4 при наличии иглы показаны на фиг. 79 и 80.
Штриховые линии, соединяюяще экспериментальные точка на фиг. 80,
указывают интервалы критической длины иглы, соот-
274
ГЛАВА IX
ветствующей скачкообразному перемещению точки отрыва. Из этих двух фигур
видно, что при Af = 4% и наличии иглы Стх=о 4 остается положительным при
всех углах атаки в исследованном интервале значений; однако при Af = 100%
СтХц=0 4
Фиг. 81. Границы значений коэффициента продольного момента тел
(относительно точки X = 0,4) с иглами различной длины, имеющими плоский
носок 1511-М" =2,5, Rei = 0,60-10".
принимает большие отрицательные значения. Это свидетельствует, что
продольный момент в сильной степени зависит от формы тела и длины иглы.
Фиг. 81 дает полное качественное представление о влиянии At на Стх=0 4.
Установка иглы с плоским носком может оказать
Фиг. 82. Влияние числа Рейнольдса на коэффициент продольного момента теЯ
(относительно точки Х-0,4) с иглой, имеющей плоский носок [51].
= 2,5; l/d = 1,5; Af -= 100%.
Фиг. 83. Влияние числа Маха на коэффициент продольного момента тел
(относительно точки X = 0,41 с иглой, имеющей плоский носок [51].
Ш = 1,5, Af = 100%.
276
ГЛАВА IX
стабилизирующее или дестабилизирующее влияние в зависимости от формы
тела. Игла оказывает дестабилизирующее влияние на тело при Af = 4 и 50% и
сильное стабилизирующее влияние-при Af = 80 и 100%. Эксперименты Олбума с
иглами, имеющими конический носок, а также с иглами, имеющими выступы,
показывают, что изменение продольного момента аналогично случаю иглы с
плоским носком. Число Рейнольдса оказывает очень слабое влияние на Стх_()
4 (фиг. 82).
Влияние числа Маха зависит от формы носовой части тела, а также от угла
атаки (фиг. 83).
Можно заметить (фиг. 83), что с уменьшением числа Маха имеется тенденция
к уменьшению устойчивости. Следовательно, существует возможность
использовать иглу в качестве аффективного стабилизирующего устройства
только выше некоторого значения числа Маха.
В настоящее время не известны какие-либо измерения составляющих силы
вдоль хорды, а также поперечных и вращательных моментов для тупых тел с
иглами.
ЛИТЕРАТУРА
1. Crabtree L. F., The Formation of Regions of Separated Flow on Wing-
Surfaces, ARC R&M 3122 (N34952), July 1957.
2. W a 11 i s R. A., Experiments with Air Jets to Control the Nose Stall
on a 3-ft Chord NACA 64A 006 Aerofoil, ARL (Australia) Aerodynamics Note
139, Sept. 1954, ARC 17, 311, Jan. 1955.
3. G a u 11 D. E., An Experimental Investigation of Regions of Separated
Laminar Flow, NACA TN 3505, 1955.
4. McGregor I., Regions of Localized Boundary-layer Separation and their
Role in the Nose Stalling of Aerofoils, Ph. D. thesis, Queen Mary
College, London E. 1, June 1954.
5. P e a г с e у II. H., The Occurrence and Development of Boundary-layer
Separation at High Incidences and High Speeds, ARC 17.901, Sept. 1955.
6. Norburg J. F.,Crabtree L. F.,A Simplified Model of the Incompressible
Flow Past Two-dimensional Aerofoils with a Long-bubble Type-of Flow
Separation, RAE Tech. Note Aero. 23 52, ARC 17, 945, June 1955.
7. McCullough G. B., The Effect of Reynolds Numbers on the Stalling
Characteristics and Pressure Distribution of Four Moderately Thin Airfoil
Sections, NACA TN 3524, Nov. 1955.
8. Gault D., Boundary Layer and Stalling Characteristics of the NACA 63-
009 Airfoil Section, NACA TN 1894, 1949.
9. Owen P. R., Klanfer L., On the Laminar Boundary Layer Separation from
the Leading Edge of a Thin Airfoil, RAE Rept Aero. 2508, 1953.
10. Gyorgyfalvy D., Flight Research Investigation of Laminar Separation
of a High Lift Boundary Layer Control Plane, Research Rept 25, the
Aerophysics Department of Mississipi State University, June 1959.
11. L a n b о u r n e N. C-, Pusey P. S., Some Visual Observations of the
Effects of Sweep on the Low-speed Flow over a Sharp-edge Plate at
Incidence, ARC R&M 3106, Jan. 1958.
Предыдущая << 1 .. 81 82 83 84 85 86 < 87 > 88 89 .. 90 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

Есть, чем поделиться? Отправьте
материал
нам
Авторские права © 2009 BooksShare.
Все права защищены.
Rambler's Top100

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed