Крыло скользящее

При расчете аэродинамических характеристик профилей стреловидных крыльев следует учитывать эффект скольжения, который, как видно из задач, приведенных в следующем разделе, в значительной степени определяет аэродинамические свойства стреловидных крыльев конечного размах.з. С учетом отмеченного -аффекта скольжения для расчета аэродинамических характеристик профилей, принадлежащих стреловидным крыльям, или скользящих крыльев можно использовать все указанные выше методы расчета. [c.172]

Скользящее крыло (см. задачу 7.26 ирис. 7.10) движется со скоростью, соответствующей числу Мао = 0,5, под углом атаки а = 0,1 рад. Определите аэродинамические коэффициенты этого крыла, рассчитанные по скоростному напору Яоо = 0,5 [c.176]

Определите аэродинамические характеристики скользящего крыла (см. задачу 7.26 и рис. 7.10), движущегося в атмосфере вблизи поверхности Земли с Мао = 1,2 под углом атаки а = 0,1 рад. [c.176]

Рассмотренный эффект имеет место при использовании как простого щитка, так и щитка со скользящим шарниром (рис. 1.12.8,6). У такого щитка приращение максимальной подъемной силы больше за счет некоторого увеличения площади крыла. При применении щитков наряду с увеличением подъемной силы может возрасти и лобовое сопротивление, что приведет к некоторому снижению аэродинамического качества. [c.108]

С регулируемым валом А соединены крылья 1 и пружина 2. На крыльях / имеются шарниры S, относительно которых поворачиваются рычаги 3 с лопастями Ь и грузами с. Перемещение рычагов 3 ограничивается штифтами d, скользящими в прорези а крыльев 1. При увеличении числа оборотов вала грузы с расходятся, поворачивая рычаги 3 вокруг шарниров В- при этом момент сопротивления воздуха вращению увеличивается, благодаря чему осуществляется регулирование угловой скорости вала А. [c.264]

Фиг. 63. Регулирование по системе Сабинина — Красовского для концевой части крыла 1 — поворотная часть крыла 2 - неподвижная часть крыла 3 — стабилизатор 4 — груз 5 — подшипники — тяга 7 — мах У — рычаги 9 — пружина 10— скользящая муфта 11 — вал репеллера.

Радиальное течение (со скоростью = ц os я ) вдоль лопасти порождает радиальную составляющую обусловленного вязкостью сопротивления в сечениях лопасти. Нормальную и радиальную силы сопротивления нужно выразить через аэродинамические характеристики сечений, так как других способов, по-видимому, практически нет. Рассмотрим нагрузку крыла с бесконечным размахом и хордой с, установленного под углом скольжения Л к скорости V невозмущенного потока. На таком бесконечном крыле нагрузка должна быть одинаковой во всех сечениях, но она будет отличаться от нагрузки нескользящего крыла. Продольные (направленные вдоль размаха) течение и градиент давления на скользящем крыле должны влиять на [c.209]

Едва ЛИ не самым простым примером существенно-пространственного пограничного слоя с характерным для него различием направлений линий тока в точках, находящихся на одном и том же перпендикуляре к поверхности обтекаемого тела, может служить скользящее крыло бесконечного размаха (рис. 186). [c.494]

Аэродинамические свойства скользящего крыла [c.88]

Эффект скольжения можно использовать, придавая крылу стреловидность. Явления, сопутствующие обтеканию стреловидного крыла, более сложны, чем у скользящего крыла. Во-первых, вблизи фюзеляжа и у концов стреловидного крыла обтекание [c.91]

Таким образом, наложение постоянной скорости, например, на течение для сжимаемого вихря, рассмотренное в п. 13.80, приводит к спиральному течению около оси. Линии тока здесь представляют собой спирали на соосных цилиндрах. Любая пара этих линий тока может быть принята в качестве границ течения. Этот пример интересен в связи с течением газа в патрубке вентилятора. Такой же способ наложения постоянной скорости можно применить при рассмотрении скользящего или стреловидного сверхзвукового крыла или косого скачка уплотнения. [c.577]

Фиг. 2587. Крыльчатый насос. Проходное крыло с является качающейся кулисой. Камень Ь, скользящий в пазу кулисы, шарнирно укреплен на кривошипном диске а. Медленное движение кулисы используется для хода нагнетания.

Щиток со скользящей осью вращения (рис. 1.8, г) изменяет кривизну профиля и одновременно может увеличивать площадь крыла. [c.23]

Рис. 1. Основные схемы аппаратов на воздушной подушке (АВП) С —подшипника с газовой смазкой б —камерная б-—струйная (сопловая) г— скользящего крыла

Режим сильного вязкого взаимодействия на треугольном и скользящем крыльях 219 [c.219]

Если при достаточно больших значениях числа Reo рассматриваемое течение может быть описано уравнениями пограничного слоя и внешнего невязкого потока, то оно должно быть автомодельным, т. е. возможно преобразование, уменьшающее число независимых переменных. Такое преобразование, сводящее задачу к двумерной, приведено в работе [Ладыженский М.Д., 1964]. Полученные уравнения использованы в работе [Ладыженский М.Д., 1965] для расчета обтекания треугольного крыла. Однако как показано в статьях [Козлова И.Г., Михайлов В.В., 1970], принятая в статье Ладыженский М.Д., 1965] схема течения противоречива, и течение в пограничном слое на треугольном крыле должно отличаться от течения на скользящей пластине. [c.219]

Можно видеть, что решение системы (5.88), не зависящее от t, удовлетворяет граничным условиям, но не обеспечивает сопряжение решений, полученных для левой и правой половин крыла. Можно показать, что указанное решение совпадает с решением для скользящей пластины, которое, по существу, и использовалось в работе Ладыженский М.Д., 1965 . [c.222]

Проведенные расчеты показали, что хотя изменение угла скольжения не влияет на определение координаты перехода (выполнение равенства (7.56)), это изменение существенно влияет на распределение коэффициентов напряжения трения, теплового потока, а также на распределение толщины пограничного слоя и давления по размаху крыла. При обтекании треугольного крыла под углом скольжения возможно течение, которое на одной половине крыла закритическое, а на другой — докритическое. Это означает, что какие-либо возмущения, возникающие в пограничном слое, например, в плоскости симметрии холодного крыла, распространяются в докритической области вплоть до передней кромки, в то время как на другой реализуется течение, соответ ствующее обтеканию полубесконечной скользящей пластины. [c.334]

Следует отметить, что при решении краевой задачи на всем крыле в переменных г и Л даже для случая В = О функции течения /, р, Ае оказываются зависящими от значения поперечной координаты г не только в области докритического, но ив области закритического течения. Это означает, что в переменных (7.52) система уравнений пограничного слоя в области закритического течения не приводится к автомодельному виду, соответствующему течению около полубесконечной скользящей пластины. Ниже будут введены переменные, в которых для закритических течений уравнения будут иметь автомодельную форму. [c.336]

При обтекании гиперзвуковым потоком на режиме сильного вязкого взаимодействия холодного плоского треугольного крыла при значениях угла стреловидности передней кромки меньше критического в пограничном слое возникают области закритического и докритиче ского течения [Нейланд В. Я., 1974, б Дудин Г.Н, Липатов И.И., 985]. В первой из них возмущения не распространяются вверх по потоку и реализуется автомодельное течение, соответствующее обтеканию полубесконечной скользящей пластины. С увеличением угла стреловидности размер областей с закритическим режимом течения, расположенных около передних кромок, уменьшается и при достижении критического значения на всем крыле реализуется докритический режим, в котором возмущения распространяются от плоскости симметрии крыла вплоть до передних кромок. В общем случае указанное течение описывается системой дифференциальных уравнений в частных производных. Численные решения соответствующей краевой задачи показали [Дудин Г.Н., 1997], что значение координаты перехода зависит не только от угла стреловидности, но и от величины показателя адиабаты 7 = Ср/Су Ср и Су — соответственно удельные теплоемкости при постоянном давлении и постоянном объеме). Уменьшение параметра е = 7 — 1 приводит к значительному увеличению протяженности областей закритического течения [Дудин Г.Н., 1997]. В настоящем разделе исследовано обтекание треугольных крыльев с удлинением порядка единицы в случае, когда величина е является асимптотиче ски малой. [c.365]

Выберем на передней кромке скользящего крыла какую-либо точку, рассматривая ее как источник возмущения. Из этой точки пройдет линия Маха, образующая с направлением вектора Уз угол р о= агс5 п(1/М ) = 56,44°. Так как угол [c.204]

Используем теперь следующую гипотезу об эквивалентности косого и нормального сечений для косого сечения зависимость dy a,y) совпадает с зависимостью коэффициента сопротивления от угла атаки для профиля в двумерном потоке, а зависимость С (а) для нормального сечения не изменяется при изменении угла скольжения. Предположение о коэффициенте подъемной силы основано на следующем факте в системе координат, перемещающейся вдоль размаха со скоростью V sin Л, скользящее крыло эквивалентно нескользящему крылу, обтекаемому невозмущенным потоком со скоростью V os Л, если не учитывать изменений в пограничном слое. В соответствии с этой гипотезой при досрывном обтекании подъемная сила как нормального, так и косого сечений пропорциональна углу атаки, но градиенты подъемной силы различны Сг(а)=аа и iy a,y)= ауау. Но мы уже знаем, что сг(а) = с у(а )/с05 Л и = а os Л. Поэтому из гипотезы об эквивалентности сечений следует, что для скользящего крыла iy ay)= l, 2в с(,у os А), где индекс 2D означает характеристики профиля в двумерном потоке. (Отсюда градиент подъемной силы по углу атаки для сечения скользящего крыла [c.210]

Рис. 3.15. Разложение скорости потока, обтекаюи1его скользящее крыло

По этим причинам к стреловидному крылу лишь приближенно можно применить теорию работы скользящего крыла. На рис. 3.17 для сравнения показано изменение в зависимости от числа М у прямого и стреловидного крыльев. Как видим, у стреловидного крыла волновое сопротивление не только появляется при большем числе М, что объясняется повышением Мкр за счет стреловидности, но и растет менее резко, чем у прямого крыла. Придерживаясь схемы на рис. 3.15, это можно объяснить двумя обстоятельствами. Во-первых, у стреловидного крыла скорость Va, влияющая на возникновение и развитие волнового кризиса, растет медленнее, чем скорость полета V. Например, при угле стрело-, видности х=60° увеличение скорости V на 100 км1час вызывает прирост Va только на 50 км/час. Во-вторых, дополнительная сила Qa (рис. 3.18), вызванная перераспределением давлений при волновом кризисе, направлена вдоль скорости Va, волновое сопротивление Qb есть лишь составляющая этой силы, параллельная скорости V. Чем больше угол стреловидности, тем меньше эта составляющая. Поперечная составляющая силы Qa, обозначенная на рисунке Qz, не создает сопротивления полету. [c.92]

На скользящем или стреловидном крыле очень большого удлинения отрыв потока рассчитывается по поперечной составляющей скорости независимо от продольного обтекания. В случае прямой стреловидности возрастает поверхность, занятая устойчивым ламинарным течением, и уменьшается подъемная сила, при которой наступает отрыв [23]. Например, в соответствии с теорией двумерного обтекания, если на крыле возникают обратные течения в пограничном слое и создается максимальная подъемная сила при = 1,4, то при угле скольжения 45° возникает отрыв, сопровождаемый полностью развитым стенанием пограничного-слоя в направпении размаха, при С = 0,7. При угле скольжения 60° коэффициент максимальной подъемной силы падает еще больше, почти до значения 0,35. [c.127]

При обслуживании высокорасположенных частей ЛА применяют только исправные и необледеневшие лестницы и стремянки, имеющие надежно огражденные рабочие площадки. После установки лестниц и стремянок принимают меры, исключающие их самопроизвольное перемещение и скольжение по обледеневшему грунту. Работать на крыле и стабилизаторе можно только с использованием страховочных приспособлений и в специальной мягкой, не скользящей обуви. [c.148]

Для перевалки снега струго-Ч требуется последовательно освобождать на 20 — 30 мин два смежных пути (первый занимает струг, второй — его крылья). В парках приема и отправления во время снегоуборочных работ пути следует занимать поездами и составами согласно технологическому процессу механизированной очистки и уборки снега, чтобы обеспечить возможность работы снегоочистительных и снегоуборочных механизмов без дополнительных маневров для перестановки составов. В сортировочных парках можно применять скользящую специализацию путей в зависимости от занятия тех или иных из них под очистку. [c.429]

Условия на верхней и нижней границах пограничного слоя совпадают при этом с условиями для системы (5.88). Если искать решение системы (5.93) вблизи передней кромки пластины, используя разложения типа (5.89), (5.90), то для нулевых и первых членов разложения получаются системы уравнений (5.91) и (5.92). Таким образом, решение для сильного взаимодействия на скользящем крыле (включая случай ujq = 90°) вблизи передней кромки также неединственное. Отличие решения от автомодельного может трактоваться как влияние задней кромки крыла. Условие, которому должно удовлетворять решение вблизи задней кромки, очевидно, зависит от геометрии обтекаемого тела. [c.224]

Расчет течения на треугольной пластине проводился интегральным методом. Подробно метод описан в статье [Козлова И.Г., Михайлов В.В., 1971]. Число <т = 1, поверхность считалась теплоизолированной. На рис. 5.19 и 5.20 приведены результаты расчета параметров 5 , Си и с ,. Соответствующие параметры для скользящей пластины с ujQ = 30° нанесены пунктиром, для треугольных крыльев с ujq = 30° и 60° — соответственно штрих пунктирной и сплошной линиями. Эти результаты можно рассматривать как распределение параметров в сечениях х = onst. Из приведенных результатов видно, что отличие течений на треугольной и скользящей пластинах возрастает с уменьшением угла между передней кромкой и направлением набегающего потока. При ujQ = 30° давление вблизи оси треугольной пластины уже примерно на 70% превышает давление на скользящей пластине. На основании полученных резуль- [c.225]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...