ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Строение потока вблизи крыла из "Основы теории крыльев и винта " СТРОЕНИЕ ПОТОКА ВБЛИЗИ КРЫЛА. [c.114] Будем сначала исследовать поток в предположении, что нагрузка распре делена по размаху равномерно наше внимание будет обращен главн.гм оС разом на величину нормальной составляющей скорости ш. Из других фор/ распределения нагрузми мы будем рассматривать только те, которые имею специальный интерес. [c.115] Подробное исследование этих выражений будет нами проведено для гои чек, лежащих в поперечной плоскости (х=0) и точек оси х. [c.116] Скорости в поперечной плоскости крыла. [c.117] Для крыла с удлинением 6 скорость w o имеет величину 0,106 V . Следовательно поправка на продольную составляющую имеет малую величину порядка 2 /о в точке, находящейся под крылом на глубине полураэмаха даже тогда, когда коэфициент подъемной силы имеет большое значение. [c.117] Боковая и нормальная составляющие индуцированной скорости в какой-либо точке поперечной плоскости выразятся соответственно следующим образом. [c.117] Скорости на продольной оси крыла. [c.118] Скорости на нормальной оси. [c.119] Скорости в поперечной плоскости крыла. [c.119] Числовые значения, полученные по этой формуле для точек вблизи крыла, даны ниже в табл. 15 и показаны на фиг. 92. [c.120] Скорости на продольной оси крыла. [c.121] Эти значения значительно больше, чем выведенные в предположении равномерной нагрузки и вычисленные в параграфе Скорости на продольной )си крыла . Сверх того они стремятся к пределу 2 о вместо о когда Ь стремится к бесконечности. Ни то ни другое значение нельзя признать удовлетворительным. Они основаны на предположении, что сбегающие вихри идут позади крыла в бесконечность по прямым линиям чтобы получить удовлетворительное значение угла скоса, необходимо принять во внимание, что вихревая пелеиа неустойчива и свертывается позади в пару вихревых жгутов. [c.121] Ясно однако, что несущая линия должна проходить через центр давления крыла таким образом длина L равна расстоянию от точкидоцентра давления крыла. [c.123] Изменение угла скоса потока позади крыла с расстоянием показано на фиг. 94, где вычерчены кривые для зллипти-ческого н для прямоугольного крыльев с удлинением л = 2 0-1 унктирные кривые показывают соответствующие значения для случаев равно.мерной и эллиптической Нагрузки, когда пренебрегается свертыванием сбегающей вихревой пелены. [c.123] Же коэфициентом подъемной силы. С другой Стороны, значения не удваиваются вследствие уменьшения величины для биплана. Взяв числовые значения, данные в гл. XI и XIII для прямоугольных крыльев с удлинением 6, получим грубые значения 0,35 для моноплана и 0.55 для биплана. [c.123] Вернуться к основной статье