ВУЗ:
Составители:
83
аналогичного формуле для пластины, но при Re
**
, рассчитанном для заданного
распределения скорости внешнего потока
υ
∞
()x . Определив таким образом τ
w
или
С
f,x
в функции от x и просуммировав по поверхности крыла проекции
элементарных сил трения τ
w
dx на направление набегающего потока, определим
полное сопротивление трения крыла.
Может представить интерес определение толщины вытеснения δ
*
. В
принятом приближении эта величина равна:
()
(
)
(
)
(
)
δΗδ δ
*** **
,,xx x==÷
0
13 14 .
Таким образом, все параметры потока, в том числе полное сопротивление
трения, могут быть определены. Надо подчеркнуть, что изложенный выше
эмпирический подход, во многом опирающийся на аналогию с задачей о
турбулентном пограничном слое на пластине, т.е. на случай постоянства
скорости
на внешней границе пограничного слоя, при своей простоте не уступает по
точности результатов расчета другим, более совершенным методам.
Так как при безотрывном обтекании профиля сопротивление будет определяться
почти полностью трением, то, очевидно, в этом случае для уменьшения
сопротивления необходимо увеличивать участок ламинарного пограничного слоя.
Иначе обстоит дало с плохо обтекаемыми телами, для которых характерно
отрывное обтекание. Отрыв турбулентного погранслоя происходит позже, чем
ламинарного, затягивание точки отрыва турбулентного слоя
существенно влияет
на уменьшение величины полного сопротивления плохо обтекаемых тел (таких, как
шар или поперечно обтекаемый цилиндр), поскольку при отрыве потока
сопротивление возрастает.
Страницы
- « первая
- ‹ предыдущая
- …
- 81
- 82
- 83
- 84
- 85
- …
- следующая ›
- последняя »
