Визуализация других физических явлений

Для демонстрации применения уравнения Бернулли и некоторых процессов и закономерностей в аэродинамике, производится на приборе, рисунок 2.19.

— Прибор для демонстрации уравнения Бернулли

Рисунок 2.19 — Прибор для демонстрации уравнения Бернулли

Из рисунка 2.19 видно, что в вертикально направленной струе воздуха вес шарика уравновешивается силой давления струи. В зависимости от диаметра и веса, шарик займет положение на определенном расстоянии от сопла.

Конструктивно прибор состоит из поворачивающегося сопла (имеющего выходное отверстия диаметром D = 25 мм), через которое выбрасывается струя воздуха. Для опыта желательно иметь целый набор деревянных (или из-за другого материала) полых шариков диаметром D = 50, 40, 30 мм и т.д. и массой (соответственно) 12, 6, 2 грамма и т.д.

При отклонении струи воздуха от вертикали шарик не выходит из струи, а следует за ней до определенного угла ее поворота. В этом случае верхняя поверхность шарика находится в струе, а нижняя в какой-то степени выходит из нее и воспринимает атмосферное давление, рисунок 2.20.

— Шарик, наклоненный в струе воздуха

Рисунок 2.20 — Шарик, наклоненный в струе воздуха

Другим характерным примером является самовращение крыла (это явление у крыльев было впервые обнаружено Н. Е. Жуковским). Самовращение крыльев (любой формы в плане) под действием воздушного потока наблюдается главным образом в области критических и закритических углов

атаки, рисунок 2.21.

1, 2, 4, 5 - трубы телескопические; 3 - штифт; 6 - лимб; 7 - поводок; 8 -стрелка; 9 - блок; 10 - фланец.

Рисунок 2.21 — Самовращение самолета вокруг крыла

Предположим, что крыло находится под каким-то углом атаки к невозмущенному потоку, непосредственно следующему за критическим углом акр. Если крыло начинает вращаться, то его каждое сечение (в направлении хорды) приобретает окружную скорость, направление которой в двух симметричных сечениях с различных сторон крыла (на расстоянии Z от оси X) будет взаимно противоположным. Поэтому и углы атаки таких двух сечений будут изменяться по-разному — с одной стороны возрастать, а с другой — убывать. Углы атаки сечений консоли крыла (при его нормальном расположении к потолку), конец которой идет вниз, будут больше на величину приращения Да т.е. асех = а+Да, а углы атаки сечений противоположной консоли буду меньше на ту же величину, т. е. асеч = а-Да.

Изменение углов атаки повлечет за собой изменение местных элементарных сил, приложенных к элементам крыла шириной dz. В результате образуется пара сил, которая начинает вращать крыло относительно оси X с определенной угловой скоростью.

Для прекращения самовращения крыла можно указать на такие способы, как вывод крыла на угол атаки, при котором все результирующие углы атаки сечений крыла асеч были бы меньше критического угла акр или угол а, который соответствовал бы нулевой подъёмной силе, т. е. когда Суа = 0.

 
Посмотреть оригинал
< Пред   СОДЕРЖАНИЕ   ОРИГИНАЛ   След >