Крыло круглое

Дифракционная картина, описываемая формулой (43.4), характеризуется монотонным уменьшением интенсивности при увеличении угла дифракции от нулевого значения, т. е. отсутствием осцилляций и линий нулевой интенсивности (окружности при круглом отверстии и прямых линий при квадратном), а также быстрым спаданием интенсивности в крыльях . Все эти качества очень полезны в оптических приборах, и иногда специально вводят на периферийных участках плоскости ЕЕ искусственное ослабление волны (так называемая аподизация). [c.187]

Второй член представляет собой выражение предельной нагрузки для плоской круглой плиты, предложенное С. М. Крыло- [c.210]

Как было указано, при описании общей информации для изучаемого класса схем оформляются единообразные процедуры оценки эффективности. Для того чтобы иметь возможность пользоваться этими процедурами, при описании конкретной схемы вводятся особые 9-связи. Эти связи ставят в соответствие некоторым формальным параметрам, входящим в выражение критерия оценки эффективности, конкретные параметры изучаемой схемы или арифметические выражения, содержащие эти параметры. При оформлении 5-связи пишется признаковая буква 9 , после которой в круглые скобки заключается список подстановок, отделяемых одна от другой запятыми. Подстановка имеет левое и правое крыло, между которыми ставится стрелка. В левом крыле записывается формальный параметр, в правом — арифметическое выражение, в котором операндами служат числа, собственные и несобственные переменные. Переменные представляются именем, номером типа элемента, номером экземпляра. [c.62]

Импульсная теория позволяет найти индуктивную мощность винта при полете вперед. Как и на висении, представим индуктивные затраты мощности через индуктивную скорость v = Pi/T. В теории элемента лопасти предполагалось, что индуктивная скорость равномерно распределена по диску винта. Для полета вперед это предположение менее приемлемо, чем для висения. Но при больших скоростях полета индуктивная скорость мала по сравнению с другими составляющими скорости потока, обтекающего лопасть, так что предположение о равномерной индуктивной скорости все же можно принять. При малых скоростях полета изменение скоростей протекания по диску имеет важное значение, особенно для расчета вибраций винта и нагрузок лопасти. Итак, снова представим несущий винт схемой равномерно нагруженного активного диска. При полете вперед такой диск можно рассматривать как круглое крыло. [c.133]

При полете вертолета вперед вихревой след винта сворачивается, причем сворачивание происходит в два этапа. Сначала отдельные вихри, сходящие с концевой части лопасти, быстро сворачиваются в вихревые жгуты, которые тянутся за каждой лопастью и образуют систему переплетающихся, заходящих одна в другую спиралей. Затем эти спирали, взаимодействуя, сворачиваются в дальнем следе в два вихря, похожие на вихри за круглым крылом. В наблюдавшейся экспериментально картине [c.141]

Другое многообещающее приспособление основано на создании принудительного подсоса либо через щели, либо через равномерно размещенные круглые отверстия на тех участках, где иначе произошел бы отрыв пограничного слоя. В этом случае пограничный слой отжимается к стенке, и мы опять получаем лучшее приближение к течению Жуковского. Если используются щели, то, исходя из теории Жуковского, нужно создать повышенное давление как раз впереди щелей ). Можно также попытаться использовать подсос для того, чтобы сохранить пограничный слой ламинарным, тем самым опять-таки уменьшая лобовое сопротивление. К сожалению, очень трудно, по-видимому, получить такое ламинарное течение. Даже летящие в воздухе насекомые могут вызвать турбулентность при обтекании самой гладкой поверхности крыла. [c.65]

Как будет показано в дальнейшем, задача о циркуляционном обтекании круглого цилиндра имеет основное значение. К этой задаче будут сводиться все остальные случаи обтекания замкнутых контуров и, в частности, задача об обтекании крыла. [c.249]

Н. Е. Кочин (1900—1944) получил точное решение задачи об установившихся волнах конечной амплитуды на поверхности раздела двух идеальных несжимаемых тяжелых жидкостей разной плотности. Дал строгое решение задачи об установившемся движении в идеальной несжимаемой жидкости круглого в плане крыла и его колебаниях. Наряду с А. А. Фридманом он внес большой вклад в современную динамическую метеорологию. [c.8]

Сила А называется поперечной, или подъемной силой. Соотношение, выражаемое уравнением (56), называется теоремой Жуковского о подъемной силе . Эта теорема может быть доказана также другим путем. Так, например, Н. Е. Жуковский вывел ее, применив теорему о количестве движения к контрольной поверхности в виде круглого цилиндра очень большого радиуса и с осью, совпадающей с осью крыла. При этом одна половина подъемной силы А получается вследствие переноса количества движения, а другая половина как результирующая сил давления. Теорема Жуковского важна прежде всего потому, что она дает возможность вычислить по заданной подъемной силе соответствующую циркуляцию, определяющую напряженность вихря позади крыла. [c.124]

Исследование обтекания крыла способом зеркального отражения может быть применено в несколько измененном виде также к случаю крыла, помещенного в замкнутой трубе или в свободной струе. Таким путем можно определить порядок поправки, которые необходимо сделать при пересчете результатов измерений, полученных в аэродинамической трубе, к неограниченному воздушному пространству . Теория этих поправок для аэродинамических труб с круглым поперечным сечением хорошо согласуется с результатами опыта . Поправки для труб прямоугольного поперечного сечения, а также для свободных струй даны Глауэртом . [c.293]

Применение к круглому крылу [c.305]

Совершенно отличный метод изучения теории круглого крыла был применен [c.305]

Применение к трапецеидальному крылу с фюзеляжем круглого сечения . Возьмем трапецоидальное крыло, для которого отношение экстремальной хорды к центральной хорде равно 0,5 (се/Со=0,5), пересеченное фюзеляжем диаметра = 0,46 (фиг. 36.8). Получим соответственно [c.427]

Воздействие струи с круглым сечением на крыло [2] [c.431]

Предположим, что крыло пересекает круглую струю, диаметр которой равен 6, и заменим, как это делали выше, пелену свободных вихрей двумя вихревыми шнурами с напряжением Гд, равным напряжению в центре крыла. Расстояние между этими двумя вихрями 6 = х6, где X определяется формулой (21.44). Чтобы учесть влияние свободных стенок, след которых на плоскости, перпендикулярной к струе, представляет собой окружность, следует поместить в точках [c.431]

Влияние положения крыла внутри круглого сечения трубы. [c.468]

Для испытания крыльев большого размаха часто используют часть круглого сечения аэродинамической трубы, ограниченную вертикальной стенкой (фиг. 39.5,а). [c.475]

Сфероплан-1 , созданный Уфимцевым летом 1909 года, имел крыло круглой в плане формы, такое же круглое горизонтальное оперение на плоской расчалочной ферме и трехколесное шасси (с носовым колесом). Аппарат был снабжен двухцилиндровым двигателем мощностью в 20 лошадиных сил. Сфероплан испытывался, делал пробежки, но от земли не отрывался и был перестроен в следующий, более крупный аппарат. [c.192]

Первым самолетом с идеально круглым крылом, который на протяжении достаточно долгого времени летал, был американский Нимут Парасол , построенный в 1934 г. (рис. 6.4). Этот самолет представлял собой традиционный подкосный моноплан (крыло располагалось над фюзеляжем на подкосах, аналогично тому, как это делается в традиционных бипланах), ес ш не считать формы крыла. Круглое крыло самолега имело на законгювках элероны. [c.118]

В малоскоростной аэродинамической трубе проводились продувки крыльев, которые сопровождались вдувом воздуха через круглое сужающееся сопло (рис. 5.3.1). Согласно этим данным, изменение коэффициента подъемной силы от воздействия струи (5.3.1) может описываться следующим соотношением [c.372]

После проведения исследований на круглом крыле диаметром 70 мм с насадком, имеюгцим диаметр 14 мм, были проведены эксперименты на поворотной державке. Схема такого эксперимента показана на рис. 3. На поворотной державке были укреплены два одинаковых круглых крыла диаметром 45 мм. Одно из них устанавливалось на угол атаки а = 90°, а второе — на угол а ф 90°. Расстояние между их критическими точками равно 2Ь. Разница между давлениями в их критических точках измерялась на том же наклонном спиртовом манометре. Давление в критической точке крыла, установленного на угол атаки а = 90°, естественно, равно рд. После запуска трубы и регистрации разности давлений в положении 1 (крыло, установленное при а < 90°, расположено в трубе при г < 0), поворотная державка переводилась в положение 2 путем поворота на 180° вокруг продольной оси X. При этом критические точки крыла а ф 90° и крыла а = 90° менялись местами (рис. 3). После проведения измерений в положении 2 труба останавливалась. Разность давлений Ahi, измеренная манометром, определялась разностью давлений (Артах)ск=90°, в этих точках поля скоростей трубы и собственно разностью давлений (Артах)ск 90° в критических точках крыльев при а = 90° и а ф 90°. Соответственно для положений 1 и 2 можно записать следуюгцие соотношения [c.504]

При больших скоростях полета, когда Я, формула им льсной теории принимает вид А, Сг/(2ц), или у = = ту (2рЛ F os а), т. е. совпадает с формулой теории круглого крыла. Эта аппроксимация поладна тем, что для расчета Яг не [c.135]

Рассмотрим теперь продольное изменение индуктивной скорости при полете вперед в рамках импульсной теории. Напомним, что индуктивную скорость V на крыле можно связать с массовым расходом воздуха через цилиндр, охватывающий крыло на всем размахе (для круглого крыла площадь сечения такого цилиндра равна площади самого крыла). Распространяя эту теорему на элементарный объем в сечении с координатой у, получим выражение индуктивной скорости dv = df/m, где массовый расход т равен 2pV-yj у dy. Пусть нагрузка равномерно распределена по крылу, так что df = T/A)dxdy. Тогда [c.146]

Первое соотношение выражает просто относительное индуктивное сопротивление круглого крыла с удлинением % = 4/я и отношением сопротивления к подъемной силе DilL = [)J j = = jl/яХ = С/./4. Таким образом, имеем следующее выражение потребной мощности через коэффициент l- [c.274]

Н. Е. Кочин предложил строгое решение задачи об установившемся движении круглого в плане крыла и о его колебаниях. А. А. Дородницын разработал теорию расчета стре.ювид1юг0 крыла и крыла, [c.33]

В заключение отметим, что явление кризиса обтекания играет существенную роль в лабораторных определениях максимального значения коэффициента подъемной силы крыла При критических углах атаки обтекание носика крыла похоже на обтекание круглого цилиндра. При малых рейнольдсовых числах с носика легко срывается ламинарный слой, что приводит к резкому падению Су и необходимости уменьшения критических углов атаки, а следовательно, и уменьшения С ростом рейнольдсова числа и достижением тех его значений, при которых возникает кризис обтекания, начинается отмеченное выше улучшение обтекания носика и появляется возможность 1ювышать критические углы атаки и вместе с тем [c.593]

Бесконечный фюзеляж с круглым сечением. В первом приближении заменим крыло прямой несущей линией, пересекающей ось круглого цилиндра (фиг. 35.9). Пусть точка пересечения О будет началом системы координат Охуъ и Ъ — полным размахом крыла. Для упрощения задачи предположим, что циркуляция распределена равномерно по всему размаху. В этом случае вместо пелены свободных вихрей, простирающейся по всему размаху вне фюзеляжа, мы будем рассматривать два краевых вихря в точках В ж отстоящих друг от друга на расстоянии [c.407]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...