Профиль крыловой несущий

В гл. 1—3 книги в форме вопросов и задач рассматриваются основные сведения из аэродинамики, кинематика и динамика газообразной среды, позволяющие глубоко изучить важнейшие математические модели аэродинамики (уравнения Эйлера, Навье—Стокса, неразрывности и цр.). В гл. 4 и 5 приводится необходимая информация о скачкообразных процессах и расчете параметров при сверхзвуковом течении газа (метод характеристик). Широкий круг вопросов и задач, помещенных в гл. 6—8, относится к одному из основополагающих направлений аэродинамики— теории и методам расчета обтекания профиля крыла, а также несущей поверхности как одного из элементов летательного аппарата. [c.4]

Метод замены подъемной силы крыла действием лишь одного вихря используется в так называемой теории вихревой несущей линии (рис. IX. 12, а). Подъемную силу крыла можно создать не одним присоединенным вихрем, как это сделал Н. Е. Жуковский, а системой вихрей, непрерывно распределенных по контуру профиля крыла (рис. IX. 12, б). Теория, имеющая в своем основании такую схему, значительно сложнее первой она называется теорией вихревой несущей поверхности. [c.219]

При срыве потока положение фокуса изменяется. Срыв потока снижает несущую способность передней части профиля крыла. [c.309]

Наиболее простой вихревой системой, заменяющей крыло конечного размаха, будет система, состоящая из одного несущего вихря с напряженностью Г (рис. 166) и двух параллельных свободных вихрей с такой же напряженностью, сбегающих с концов крыла и простирающихся до бесконечности (необходимость последнего обстоятельства вытекает из теоремы о том, что вихревая нить нигде внутри жидкости не может окончиться и должна состоять все время из одних и тех же частиц эта теорема имеет чисто кинематический характер и поэтому одинаково приложима как к свободному вихрю, так и к системе, состоящей из несущего и свободных вихрей). Однако в действительности подъемная сила отдельных элементов (профилей) крыла по мере приближения к концам крыла уменьшается, поэтому указанная вихревая система является лишь первым приближением. Для получения системы вихрей, более точно заменяющей крыло конечного размаха, следует наложить друг на друга очень большое число упрощенных систем, каждая из которых имеет бесконечно малую напряженность и свой размах (рис. 167). Такая система вихрей дает приближенную картину поверхности раздела, сбегающей с задней кромки крыла, однако без учета тех изменений, которые эта поверхность испытывает по мере удаления от крыла вследствие возрастающего свертывания. Чем меньше подъемная сила, тем медленнее происходит свертывание поверхности раздела, и в предельном случае очень малой подъемной силы этим свертыванием при определении поля скоростей вблизи крыла можно полностью пренебрегать. [c.284]

Бипланная коробка самолета-биплана представляет собой систему двух несущих плоскостей (крыльев), из которых нижнее, как правило, соединено с фюзеляжем таким же образом, как и крыло самолета-моноплана, а верхнее — с нижним и фюзеляжем посредством системы стоек, раскосов и тросовых или ленточных расчалок. Профиль крыла самолета-биплана обычно тоньше, чем у моноплана, поэтому опасность поводки тонкого крыла модели при нанесении грунта и окраске гораздо больше, и для их изготовления лучше использовать древесину твердых пород — граб, бук, березу. Очень хорошо получаются крылья из отслуживших свое деревянных чертежных линеек древесины твердых пород. [c.38]

Замкнутые профили. Замкнутые (трубчатые) профили обладают несравненно большей (в десятки и сотни раз) крутильной жесткостью, чем открытые профили той же конфигурации, и эта разница тем резче, чем стенка тоньше. Напряжения стесненного кручения играют в них второстепенную роль и учитываются только при вытянутой форме профиля,например в несущей конструкции крыла самолета, рассматриваемого как оболочка, подкрепленная поперечными диафрагмами и продольным набором. В смысле общей [c.132]

Хотя характеристики двумерного обтекания и полезны для сравнения параметров различных крыловых профилей, необходимо учитывать трехмерный характер обтекания большинства несущих поверхностей. Удлинение (относительный размах) крыла есть отношение квадрата размаха к площади проекции на плоскость хорды. Для прямоугольного а плане крыла [c.415]

В теории элемента лопасти вычисляют силы, которые действуют на лопасть при ее движении в воздухе, а по ним рассчитывают силы и аэродинамические характеристики всего несущего винта. Теория элемента лопасти — это, по существу, теория несущей линии, примененная к вращающемуся крылу. Предполагается, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа и остальной части винта полностью учтено в индуктивном угле атаки сечения. Следовательно, для решения задачи нужно рассчитать индуцируемые следом скорости на диске винта. Это можно сделать с помощью импульсной теории, вихревой теории или численными методами, учитывая неравномерность поля скоростей протекания. Теория несущей линии основана на предположении, что крыло имеет большое удлинение. Удлинение к лопасти несущего винта связано с коэффициентом заполнения и числом лопастей соотношением % = R/ = N/п)а. Для вертолетных несущих винтов с их малой нагрузкой на диск предположение о большом удлинении обычно справедливо. Однако даже при большом геометрическом удлинении могут существовать области, в которых велики градиенты нагрузки или индуктивной скорости, вследствие чего эффективное аэродинамическое удлинение может оказаться малым. Для несущего винта примерами таких областей с большими градиентами являются концевая часть лопасти и то место на ней, вблизи которого проходит вихрь, сбегающий с предшествующей лопасти. [c.59]

Хорошие характеристики срыва важны для любого крыла, в том числе и для лопасти несущего винта. Профиль должен иметь высокий максимальный коэффициент подъемной силы, что позволяет работать при высоком значении Сг/а и, следовательно, иметь небольшие концевую скорость и площадь лопасти. Наиболее жесткое ограничение по срыву налагает обтекание отступающей лопасти при полете вперед высокий коэффициент подъемной силы необходим для получения низких и умеренных чисел Маха. При полете вперед срыв возникает периодически, по мере вращения лопасти, так что профиль должен иметь и хорошие характеристики нестационарного срыва (см. гл. 16). Вообще хорошие статические характеристики срыва соответствуют хорошим динамическим характеристикам, так что выбор профиля может быть основан на статических данных, если нет данных по нестационарным режимам. [c.314]

В классической теории несущей линии рассматривается плоское неподвижное крыло большого удлинения в установившемся потоке. Применяется линеаризация, состоящая в том, что крыло и пелена описываются плоскими слоями вихрей. Допущение большого удлинения позволяет разделить задачу на две. Первая (внутренняя) задача касается аэродинамики сечения крыла. Обтекание принимается локально двумерным, а влияние остальных частей крыла и пелены описывается постоянной по сечению индуктивной скоростью, вызывающей изменение его угла атаки. Для определения аэродинамических нагрузок сечения (подъемной силы, сопротивления и момента) используются либо теория профиля, либо экспериментальные данные. Вторая (внешняя) задача состоит в определении индуктивных скоростей. Крыло изображается присоединенным вихрем, с которого [c.429]

Предпринимались попытки построения, более строгой теории широкополосного шума, создаваемого случайными нагрузками на движущейся лопасти. Проведено исследование шума изолированного профиля, возникающего вследствие турбулентности пограничного слоя и вихревого следа, а также шума крыльев и вращающихся лопастей при обтекании их турбулентным потоком. Установлено, что широкополосный шум несущего винта [c.832]

Существующие так называемые несущие профили, имеющие обычно значительную кривизну, не обладают этим свойством. С поверхности такого рода крыловых профилей при больших углах атаки срывается турбулентный слой. На таких профилях возрастание рейнольдсова числа не приводит к увеличению критического угла атаки а р, а даже, наоборот, может привести к уменьшению их. Это объясняется уменьшением ламинарного участка на верхней поверхности крыла за счет смещения вверх по потоку точки перехода и, как следствие, утолщения турбулентного слоя, что приводит к смещению точки отрыва турбулентного слоя в направлении носка крыла, т. е. к ухудшению обтекания ). [c.543]

Имея это в виду, примем следующую гипотезу плоских сечений при достаточно больших удлинениях крыла конечного размаха каждое плоское ссчение потока, удаленное от концов крыла, можно рассматривать как плоское обтекание полученного в пересечении крыла плоскостью крылового профиля, с местной. скоростью на бесконечности , равной сумме скоростей потока на бесконечности впереди крыла и скорости, индуцированной свободными вихрями " пелены в соответствующей точке несущей линии. [c.452]

Профиль Жуковского. Преобразование Жуковского может быть использовано для получения двухпараметрического семейства сечений несущего крыла принятой формы. Функция г = [c.174]

В действительности и представляют следы несущих линий, которые следовало бы при более строгом рассмотрении считать совпадающими с линиями центров давления. Однако положение последних меняется с изменением угла атаки, что в значительной мере усложняет задачу. К тому же современные крылья отличаются очень слабым моментом при нулевой подъемной силе (т. е. малым коэффициентом Можно принять, что центры давления расположены на передней четверти профиля. В итоге, если хорды не слишком различны, получаем, что относительное расположение центров давления приближенно совпадает с относительным расположением центров крыльев. Напомним, что именно это было принято нами выше, главным образом для ясности рассуждений. Что бы ни понималось под [c.379]

В связи с тем, что критическое число Маха зависит от формы профиля, большое практическое значение имеет задача профилирования несущего крыла, при обтекании которого потоком заданной дозвуковой скорости Моо нигде на профиле не образуется сверхзвуковых зон. [c.143]

Геометрические свойства годографа дозвукового обтекания несущего профиля. Постановка задачи профилирования несущего крыла в идеальном газе методом годографа [c.155]

Подход, изложенный выше, был использован для численного решения задачи профилирования крыла [132]. Именно, в рамках модели идеального газа конструируется несущий профиль для полета с большой дозвуковой скоростью без местных сверхзвуковых зон. На искомом профиле задана [c.163]

Трубчатая рама 1, несущая на себе пневматические турбинные фрезы 2, перемещается на тележках 3. Перемещение тележек осуществляют реечными механизмами. Скорости правой и левой тележек неодинаковы, их выбирают таким образом, чтобы ось инструмента постоянно совпадала с образующей поверхности крыла. Вертикальное перемещение рамы с инструментом осуществляют по двум шаблонам 4, профиль которых эквидистантен крайним дужкам крыла. Конструкция суппортов рамы допускает изменение расстояния [c.265]

Лопасть несущего винта вертолета по профилю и конструкции напоминает крыло самолета. Она может иметь пустотелый лонжерон переменного сечения из стали или алюминиевого сплава, нервюры и обшивку из алюминиевого сплава или стеклопластика. Перед окраской лонжерон, нервюры и обшивки из алюминиевых сплавов подвергаются анодному оксидированию в серной или хромовой кислотах. [c.278]

На современных самолетах для увеличения несущих свойств широко используется идея полезного отрыва потока. При увеличении угла атаки, начиная с некоторого его значения, характер зависимостей аэродинамических коэффициентов от угла атаки изменяется вследствие срыва потока, при этом в большинстве случаев уменьшаются подъемная сила и аэродинамическое качество, возрастает сопротивление, могут существенно изменяться моментные характеристики по сравнению со случаем безотрывного обтекания. Причиной отрыва потока с крыла является взаимодействие положительного градиента давления по хорде с пограничным слоем. Характер этого взаимодействия определяется геометрической формой крыла (формой профиля и формой крыла в плане), углом атаки, состоянием пограничного слоя, числом М и другими факторами. При этом отрыв потока может происходить как с поверхности крыла, так и с его кромок. При отрыве потока с верхней поверхности крыла на ней существенно уменьшается разрежение, а следовательно, и коэффициент подъемной силы крыла. Отрыву потока с поверхности крыла способствует образование местных скачков, которые вызывают волновой срыв. [c.171]

Прандтль [8] систематизировал идеи и упростил картину следуюгцим образом а) крыло заменяется несугцей линией, составляющей нернендикуляр к нанравлению полета б) по предположению несущая лнння состоит из нрисоединенного вихря с переменной циркуляцией для того, чтобы объяснить тот факт, что подъемная снла может изменяться вдоль размаха в) в соответствии с изменением циркуляции вдоль размаха, рождаются свободные вихри и расширяются но потоку однако, г) течение, созданное системой вихрей, считается малым возмущением основного потока относительно крыла, и поэтому д) предполагается, что свободные вихри приблизительно следуют первоначальному направлению линий обтекания параллельно и противоположно направлению полета вместо того, чтобы немедленно закончиться концевым вихрем, как полагал Ланчестер (рис. 25) е) течение в непосредственной окрестности профиля крыла определяется на основе двумерного решения, предложенного Кутта и Жуковским. [c.61]

Несущим профилем крыла называется профиль, обладающий подъемной силой. По теореме Жуковского крыло обладает подъемной силой, если циркуляция скорости на его контуре отлична от нуля. В свою очередь, существование ненулевой циркуляции связано с определенной структурой потока в окрестности бесконечно удаленной точки, задаваемой его асимптотикой. Впервые строгие асимптотики для потенциала скорости и его производных были найдены в [45] (для случая обтекания профиля потоком достаточно малой скорости). Позже асимптотики для потенциала и для самой скорости были уточнены [138, 148, 141]. Для несущего профиля они определяются формулами [19 [c.135]

Следовательно, величина силы сопротивлений воздуха прйм(> пропорциональна а) плотности воздуха — р б) несущей поверхности й и в) скорости полета в квадрате 1 кроме того, она зависит от профиля крыльев, размаха и ширины их, угла атаки, формы и размеров остальных частей самолета. Последнее учиты вается коэфициентом лобового сопротивления самолета С в [c.62]

Коэффициент А в основном зависит от несущих свойств крыла (от характеристики С ) и от возможности образования разрежения в передней части профиля крыла непосредственно вблизи его передней крокки. [c.17]

Геометрический синтаз заключается в конкретизации геометрических свойств проектируемых объектов и включает в себя охарактеризованные выше задачи оформления конструкторской документации, а также задачи позиционирования и синтеза поверхностей и траекторий. К задачам позиционирования относятся задачи взаимного расположения в пространстве деталей заданной геометрической формы, например задачи выбора баз для механической обработки детален сложной формы, синтез композиций из заданных деталей и т. п. К синтезу поверхностей и траекторий относятся задачи проектирования поверхностей, обтекаемых потоком газа или жидкости или направляющих такой поток (крыло самолета, корпус автомобиля, лопатка турбины), синтеза траектории движущихся рабочих органов технологических автоматов, синтеза профилей несущих конструкций и др. [c.72]

Общая теория воздушного винта была разработана в начале 1920-х годов на базе вихревой теории и прандтлевской теории крыла. Путем введения в расчет индуктивных скоростей, определяемых вихревой теорией, были найдены аэродинамические параметры потока на диске несущего винта. В качестве характеристик профилей в таких расчетах использовались характеристики крыла бесконечного размаха. В более поздних работах было доказано, что при одинаковой схематизации несущего винта импульсная и вихревая теории действительно дают одинаковые результаты. Поэтому в теорию элемента лопасти теперь обычно вводят индуктивные скорости, получаемые по импульсной теории. Однако на ранней стадии разработки теории несущего винта вихревые концепции Прандтля произвели столь сильное впечатление, что вихревая теория полностью вытес-. нила импульсную. Последняя не смогла объяснить распределение индуктивных скоростей по диску несущего винта, которое требовалось для завершения разработки теории элемента лопасти. В результате вихревую теорию стали считать более надежной и логичной основой для исследования работы как крыльев, так и лопастей. [c.62]

Так, боропластики находят применение при изготовлении профилей — балок, стрингеров, панелей для изготовления лопастей несущих и хвостовых винтов вертолетов, отсеков фюзеляжа и общивки крыльев. Почти в два раза повышается прочность труб из однонаправленного боропластика по сравнению с такими же трубами из стеклопластиков [112J. [c.7]

При трактовании поставленной задачи мы основывались на теории Жуковского, о которой в предисловии к нашей предыдущей работе, написанной совместно с проф. Альбертом Туссэном — Теория и построение профилей несущих крыльев , опубликованной в 1928 г., мы писали ...Остальные попытки, сделанные до настоящего времени для объяснения аэродинамической результирующей на несущих крыльях, не согласуются с общими принципами гидродинамики. Теория Жуковского дает единственно приемлемое аэродинамическое решение, которое можно в то же время распространить на крыло конечного размаха, что и было сделано с помощью теории Прандтля . Дальнейшее развитие этих теорий плеядой выдающихся ученых прочно установило рамки современной аэродинамики. [c.3]

В ряде случаев (например, при нелинейном законе изменения коэффициента подъемной силы сечения крыла по углам атаки) при решении интегро-дифференциального уравнения желательно применять метод последовательных приближений. Однако М. В, Келдыш показал, чтЬ процесс последовательных приближений расходится, если применять его к исходному сингулярному интегро-дифференциальному уравнению. В работах Г. И. Майкапара (1944) и Г. Ф. Бураго (1947) рассматриваются различные формы обращения интегро-дифференциального уравнения и сведения его к интегральному уравнению с интегрируемым ядром, при решении которого можно использовать метод последовательных приближений. В теории несущей линии был также получен ряд частных точных решений. Г, Ф. Бураго (1947) и И. Н, Векуа (1947) получили точные решения для закрученного эллиптического крыла и для некоторого класса крыльев, являющихся обобщением эллиптического, а Я, М. Серебрийский (1944) получил точные решения для эллиптического крыла при произвольной нелинейной зависимости коэффициента подъемной силы профиля от угла атаки. [c.93]

Конструкцияи производство. Стальной набор крыла (лонжероны и нярвюры). Наиболее простыми и дешевыми в производстве являются лонжероны в виде закрытого профиля (фиг. 44), изготовляемого путем холодной прокатки отожженных цельнотянутых стальных труб с последующей закалкой полученного лонжерона. Основной недостаток этого типа—плохое использование материала в стенках, равнопрочных при этом способе с полками лонжерона, несущими главные нагрузки. На фиг. 45 представлен более сложный лонжерон, верхняя и нижняя полки к-рого и стенка состоят из отдельных стальных профилей из ленточной стали, соединенных пу- [c.51]

До снх. пор рассматривалось обтекамие профиля потоком несжимаемой жидкости. Можно считать, что татой профиль относится к элементарному участку несущей поверхности, принадлежащему крылу бесконечного размаха в плоскопараллельном потоке. Такйм образом, теория этого обтекания является faкжe основой аэродинамики крыла бесконечного разма а. [c.243]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...