ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Биплан из "Основы теории крыльев и винта " Вопрос обтекания в плоско-параллельном потоке пары крыльев, образующих бипланную систему, весьма сложен полное решение было получено только в случае, когда в качестве профилей крыльев служат прямолинейные отрезки. Здесь мы дадим лишь краткий очерк этой теории с целью показать метод анализа и общие результаты. [c.124] Точки х П1 являются критическими точками простого вертикального потока, определяемого вторым членом, лежащими на поверхности крыльев. [c.125] действующие на каждое крыло в отдельности, можно определить вычислив интеграл по контуру, заключающему только это крыло. [c.126] Прихменив этот способ, найдем, что переднее крыло АВ дает подъемную смлу большую, чем заднее, и что заднее крыло имеет лобовое сопротивление, уравновешивающееся силой, действующей на переднее крыло вперед по направлению потока. [c.126] Биплан без выноса. [c.126] Поправочные коэфициенты для биплана. [c.128] Общий случай биплана. [c.128] Общий случай биплана. [c.129] Влияние, оказываемое одним крылом иа другое, заключается в нарушении потока, вызванного первым крылом метод приближенного решения основывается на замене крыла вихревым шнуром соответствующего напряжения, помещенного в центре давления крыла. Этот метод дает удовлетворительные результаты при больших значениях отношения высоты к хорде его точность может быть определена путем сравнения результатов, полученных с его помощью для прямолинейных профилей, с точными данными, приведенными в табл. 17. [c.129] Нижнее крыло подвергается такому же влиянию со стороны верхнего благодаря циркуляции вокруг верхнего крыла таким образом полученные выражения приложимы ко всему биплану в целом. [c.129] Чтобы получить такой же коэфициент подъемной силы как и у моноплана, угол атаки биплана необходимо увеличить иа малый угол . [c.129] Крылья С одинаковым размахом. [c.133] При крайних значениях х=1,25 и ст 0,4 добавочный член дает увеличение индуктивного сопротивления всего на 0,5% против минимального значения следовательно с достаточной степенью точности можно применять формулу для минимального значения во всех практических случаях. [c.134] Окончательно угол атаки биплана можно выразить в виде а = 0 + ,(1 + т +а)С, +Р ( С, +2С. [c.135] Эти формулы для характеристик биплана без выноса с крыльями равного размаха имеют значение только для углов атаки, соответствующих нормальным режимам, так как максимальное значение козфициента подъемной силы у биплана меньше, чем у моноплана. Уменьшение коэфициента подъемной силы при данном угле атаки выражается коэфициентом В табл. 17 грубо можно считать, что этот коэфициент дает уменьшение максимального коэфициента подъемной силы. [c.135] Наклон кривой коэфициента подъемной силы равеи 1,81 (в радиана вместо 3,14 для крыла в плоско-параллельном потоке и 2,27 для моноплан ного крыла с тем же удлинением. [c.135] Вернуться к основной статье