ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Общая характеристика метода исследования из "Нелинейная теория крыла и ее приложения " Движение крыла как твердого тела характеризуется вектором скорости (Уцподвижиого начала О и вектором угловой скорости крыла П. [c.31] В произвольной точке s проведем нормаль п к поверхности, а в касательной плоскости выберем любые ортогональные оси I и t (рис. [c.34] Рассмотрим связь между аэродинамической нагрузкой и интенсивностью присоединенного вихревого слоя или подъемной силой и суммарной циркуляцией присоединен- q иых вихрей. Остановимся вначале на связи аэродинамической нагрузки с интенсивностью присоединенного вихревого слоя. [c.35] Как и в п. 1.3, рассмотрим бесконечно тонкую несущую поверхность, омываемую жидкостью с обеих сторон. В качестве si возьмем направление, совпадающее с осью суммарного вихрй в точке s (см. рис. [c.35] Из формулы (1.37) следует, что разность давлений, действующая на элемент вихревой поверхности, определяется величиной погонной интенсивности только присоединенных вихрей. Отсюда можно заключить, что на вихревых поверхностях, состоящих из свободных вихрей, отсутствует перепад давления. [c.36] Если аэродинамические силы крыла находить с помощью теоремы количества движения [2.17, 2.20, 2.22], то получающиеся выражения учитьшают и подсасьшающую силу. [c.37] Направление подъемной силы У, возникающей на единице размаха профиля, может быть получено поворотом вектора средней скорости Uo на 90° против направления циркуляции Г+. Изолированный профиль можно рассматривать как частный случай решетки профилей при Таким образом, формула (1.38) справедлива и в этом случае, причем здесь средняя скорость (7о совпадает как с поступательной скоростью профиля, так и с невозмущенной скоростью жидкости в бесконечности. [c.38] В общем случае кеустановившегося движения безразмерное давление в любой точке пространства определяется интегра юм Коши — Лагранжа. [c.38] Для суммарных вихрей, заменяющих несущую поверхность, не зависит от времени, следовательно. [c.38] С учетом (1.42) безразмерные давления рассчитываются по формулам (1.27) —(1.29). [c.39] как и ранее, — поверхность крыла (двухсторонняя) п — внешняя нормаль к поверхности крыла. [c.42] При обтекании бесциркуляционным потоком нагрузки возникают и вследствие деформации крыла, причем каждому закону деформации будут соответствовать свои аэродинамические нагрузки. Поэтому здесь нецелесообразно вводить коэффициенты присоединенных масс, а проще непосредственно определять нагрузки при равных деформациях крыла. [c.45] При изучении отрывного обтекания учет толщины приводит к усложнению задачи. Кроме того, для строгого определения места отрыва на гладких контурах, видимо, нужно привлекать аппарат пограничного слоя [2.11, 3.44], Интересны работы, в которых эту задачу рассматривают в рамках идеальной среды [2.15, 2.18, 3.38]. Однако это связано с введением дополнительных предположений, которые не всегда могут быть строго обоснованы. [c.47] Вернуться к основной статье