Избранное
ЭБ Нефть
и Газ
Главная
Оглавление
Поиск +
Еще книги ...
Энциклопедия
Помощь
Для просмотра
необходимо:


Книга: Главная » Фабрикант Н.Я. Аэродинамика Часть 1
 
djvu / html
 

240
КИНЕМАТИКА ЖИДКОСТИ
[ГЛ. III
Верхняя ветвь кривой изображает распределение давлений1-ло нижней дужке профиля, нижняя-по верхней. Как видим из этой эпюры, на нижней дужке р-р0 есть, вообще говоря, величина положительная, т. е. местное давление /. на поверхности больше атмосферного давления р0; на верхней дужке р ра величина отрицательная, т. е. местное давление меньше атмосферного (налицо разрежение или, как говорят иначе, подсасывание). Заметим кстати, что абсолютные величины подсасываний на верхней дужке профиля значительно больше величин давлений на нижней дужке и что, стало быть, подъемная сила профиля обязана своим происхождением главным образом подсасываниям
на верхней его дужке.
1/ г/>д/----------.------------ Нас интересует
теперь кинематиче-
•Фиг. 106. Линии тока при обтекании профиля крыла.
ская картина обтекания профиля. Мы можем получить представление о ней по эпюре распределения давления. Применим
уравнение Бернулли р-\-- -= const, к двум струйкам: одной,
идущей из бесконечности и обтекающей нижнюю дужку профиля (фиг. 106), и другой, идущей тоже из бесконечности, но обтекающей верхнюю дужку. Тогда получим, что на нижней дужке, где давления больше давления в бесконечности (атмосферного), скорость и меньше скорости потока в бесконечности V, а на верхней, где давления меньше давления в бесконечности, скорость и больше V. Аналогичные заключения можно сделать не только по поводу струек, обтекающих нижнюю или верхнюю дужки профиля, но и по поводу других, близких к ним. Наличие крыла в поступательном потоке, как видим, изменяет его поле скоростей, уменьшая скорости в области под крылом и увеличивая-в области над крылом. Для того чтобы выяснить, какой именно поток создается в жидкости вследствие наличия крыла, вычтем (геометрически) из поля скоростей потока, обтекающего крыло, поле скоростей поступательного потока. В результате вычитания получим поток, скорости которого в области под крылом направлены в сторону, противоположную V (ибо численно » Так как влияние крыла-местное, т. е. убывает по мере удаления от крыла и равно нулю в бесконечности, то линии тока этого потока не уходят в бесконечность. Можно представить себе этот поток как результирующий двух потоков: одного, у которого линии тока имеют начало и конец на поверхности

 

1 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200 210 220 230 240 241 242 243 244 245 246 247 248 249 250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350 360 370 380 390 400 410 420 430 440 450 460 470 480 490 500 510 520 530 540 550 560 570 580 590 600 610 620


Гидродинамика и газодинамика. Промышленное оборудование - насосы, компрессоры. Справочники, статьи