Сопротивление индуктивное крыла

По условию задачи 6.13 определите коэффициент и силу индуктивного сопротивления эллиптического крыла. [c.163]

Рис. 15-19. Результирующая сила и индуктивное сопротивление для крыла конечного размаха,

Для реальных жидкостей полное лобовое сопротивление включает в себя еще и сопротивление поверхности (трения) Полное сопротивление достаточно точно может быть представлено как сумма сопротивления двумерного крыла и индуктивного сопротивления. Тогда можно написать [c.418]

Индуктивное сопротивление, как уже говорилось выше, связано со скосом потока, возникающим вследствие свободных вихрей, сбегающих с задней кро.мки. Если скоса потока нет, то индуктивное сопротивление равно нулю. В реальной. кидкости кроме силы индуктивного сопротивления на крыло действует еще сила так называемого профильного сопротивления, которое складывается из сопротивления трения и сопротивления давления. Коэффициентом полного сопротивления называется величина [c.242]

Найдем еще связь между коэффициентами подъемной силы и индуктивного сопротивления эллиптического крыла. [c.463]

ПОНЯТИЕ О СКОСЕ ПОТОКА И СИЛЕ ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ДЛЯ КРЫЛА КОНЕЧНОГО РАЗМАХА [c.280]

Выражение для коэффициента индуктивного сопротивления всего крыла будет иметь такой вид (здесь Х = 1-/8) [c.295]

К индуктивному сопротивлению отдельных крыльев присоединяется еще другое индуктивное сопротивление, возникающее от взаимного влияния обоих крыльев. Оно одинаково для обоих крыльев, если крылья расположены друг над другом без выноса [c.456]

Т, К. лобовое сопротивление является суммой сопротивлений индуктивного с и профильного Сд.р, причем xi зависит как от относительного размаха А, так и от соответствующей комбинации крыльев (моноплан, биплан и т. д.), а с р — от индивидуальных свойств профиля, то переход от одного относительного размаха к другому или от одной комбинации крыльев к другой будет заключаться в соответствующем изменении И. с. xi, также и угла атаки а для каждого с . Т. о. в 4-й столбец вписываются значения для того относительного размаха или для той комбинации крыльев, для к-рой имеется характеристика, определяется по ф-ле Вычитая из общего сопротив- [c.58]

Использование теории о связи подъемной силы с циркуляцией и схемы модели течения с присоединенным вихрем, данных Н. Е. Жуковским, позволило развить теорию индуктивного сопротивления, теорию крыла конечного размаха, теорию воздушного винта — важнейшие разделы практической аэродинамики, разработанные в основном в течение этого периода и явившиеся логическим продолжением и развитием идей составляющих фундамент теории крыла бесконечного размаха. [c.284]

Общая теория крыльев указывает на существование силы лобового сопротивления (индуктивное сопротивление), связанного с подъемной силой крыла, Но для двухразмерного потока индуктивное сопротивление равно нулю, и для объяснения наличия и в этом случае малой силы сопротивления (профильное сопротивление), которое получается в действительности, приходится опять обратиться к вязкости жидкости. В силу этого теория крыла основана на предположении, что воздух является идеальной жидкостью вязкость же вводится лишь для объяснения возникновения циркуляции и существования профильного сопротивления. [c.11]

Так как направление "этой силы повернуто назад на малый угол (фиг. 81), сопротивление сечения крыла слагается из профильного сопротив-ления и сопротивления индуктивного, равного произведению величины на [c.101]

Полное сопротивление крыла получается суммированием индуктивного и профильного сопротивления. Если крыло имеет постоянные по размаху профиль и истинный угол атаки, коэфициент профильного сопротивления имеет одно и то же значение.Ср в каждом сечении полный коэфициент лобового сопротивления будет [c.103]

Н[а величину волнового сопротивления стреловидность крыла оказывает наиболее сильное влияние на трансзвуковых скоростях полета (с ростом х увеличивается Мкр крыла и уменьшается его волновое сопротивление), но на числах М, при которых передняя кромка крыла является сверхзвуковой, это влияние практически отсутствует. Поэтому при полете со сверхзвуковой передней кромкой крыла дальнейшее увеличение х в целях уменьшения волнового сопротивления становится уже бесполезным. А с точки зрения уменьшения индуктивного сопротивления (коэффициента А) выгоднее, наоборот, некоторое уменьшение стреловидности. Это приводит к росту С , а следовательно, и к уменьшению индуктивного сопротивления воо бще. [c.21]

Обратим внимание на полную формальную аналогию между формулой (114,5) и формулой (47,4) для индуктивного сопротивления тонкого крыла вместо функции Г (г) в (47,4) здесь стоит функция VxS х). Ввиду этой аналогии для вычисления интеграла (114,5) можно пользоваться тем же методом, который был изложен в конце 47. [c.561]

Существенную часть силы сопротивления, испытываемой хорошо обтекаемым крылом (конечного размаха), составляет сопротивление, связанное с диссипацией энергии в тонком турбулентном следе. Это сопротивление называют индуктивным. [c.261]

Если увеличить все размеры по оси z в некоторое число раз (при неизменных Г), то интеграл (47,4) не изменится ). Это показывает, что полное индуктивное сопротивление крыла не изменяется по порядку величины при увеличении его размаха. Другими словами, индуктивное сопротивление, отнесенное к единице длины крыла, падает с увеличением этой длины ). В противоположность сопротивлению полная подъемная сила [c.264]

Аналогичные соотношения можно получить и для силы сопротивления. Наряду с формулой Жуковского для подъемной силы полностью переносится в теорию сжимаемой жидкости также и формула (47,4) для индуктивного сопротивления крыла. Произведя в ней те же преобразования (124,3) и (124,8), получим [c.650]

В связи со скосом потока вектор подъемной силы крыла поворачивается на тот же угол Аа, так как его направление всегда перпендикулярно к истинному направлению потока (рис. 10.76). Проекция подъемной силы крыла конечного размаха ) на направление невозмущенного потока представляет собой силу так называемого индуктивного сопротивления-. [c.100]

Таким образом, влияние конечного размаха крыла сказывается в появлении особого рода (индуктивного) сопротивления даже в случае обтекания крыла идеальной жидкостью. [c.100]

Ввиду того что коэффициент подъемной силы пропорционален истинному углу атаки, выражение для коэффициента индуктивного сопротивления в дозвуковом потоке сжимаемого газа остается таким же, как в несжимаемой жидкости (при дозвуковой скорости вихри, сбегающие с концов крыла, по-прежнему оказывают влияние на поток вдоль всего размаха крыла). [c.100]

В тех лопаточных машинах, венцы которых работают в практически безграничном потоке (воздушные и водяные винты, ветряки), с концов их лопаток, так же как и в единичном крыле конечного удлинения, сбегают присоединенные вихри. В результате возникает дополнительное индуктивное сопротивление, вычисление которого по сравнению с единичным крылом осложняется наличием взаимной интерференции между сбегающими с конца каждой лопасти вихревыми усами ). [c.102]

В заключение отметим, что при изучении обтекания цилиндрических тел нельзя значения сил, полученных для плоской задачи, распространять на все тело путем простого их умножения на размер цилиндра вдоль образующей. Дело в том, что при обтекании цилиндров конечной длины возникают так называемые концевые эффекты , которые заключаются в образовании вблизи концов цилиндра вторичных течений, создающих за цилиндром особую систему вихрей, которая может заметно влиять на силы, действующие на тело. Такая система вихрей (вихревая пелена) изменяет направление поперечной силы Жуковского, что приводит к появлению индуктивного сопротивления. Эти вопросы изучаются в теории крыла. [c.398]

Эффективным методом решения гидродинамических задач обтекания крыльев конечного размаха является предложенный С. А. Чаплыгиным метод замены таких крыльев П-об-разной вихревой системой. Специфическая особенность обтекания крыльев конечного размаха — скос потока и наличие индуктивного сопротивления. [c.161]

Сравните коэффициент индуктивного сопротивления крыла конечного размаха с соответствующим коэффициентом крыла такой же формы, но с большим удлинением. [c.163]

Определите коэффициенты подъемной силы Су и индуктивного сопротивления крыла xi, имеющего трапециевидную форму в плане и обтекаемого потоком несжимаемой жидкости под углом атаки а = 0,035 рад. Крыло набрано из профилей одного семейства, причем для профиля, хорда которого Ь = Ьа = 0,1 м, относительная толщина с = 0,15, а относительная кривизна / = 0,08. Удлинение крыла = / /5цр = 8. [c.163]

Обратим внимание на формальную аналогию между формулой (123,5) и формулой (47,4) для индуктивного сопротивления тонкого крыла вместо функции Г (г) в (47,4) здесь стоит функция OiS ji). Вввиду этой аналогии для вычисления интеграла [c.646]

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]

Как мы уже показали выше, индуктивное сопротивление / 12 крыла 7, вызываемое крылом 2, равно / 21> т. е. Л12 = 21 Отсюда следует, что а имеет то же значение, если интеграл в правой части рав енства (33.8) относится к верхнему крылу. Можно [c.371]

Представляя индуктивное сопротивление каждого крыла в виде (16.40), можно написать следующее выражение для полного сопротивлени я биплана [c.374]

Полное индуктивное сопротивление биплана. На основании сказанного на стр. 210, сопротивления, самоиндуцируемые крыльями биплана, в предположении эллиптического распределения подъемной силы, соответственно равны [c.223]

Последняя формула показывает, что при эллиптическом распределении циркуляции по размаху хорда крыла также меняется по эллиптическому закону. Иными словами, крылом с наименьшим индуктивным сопротивлением является крыло, имеюи ее эллиптическую форму в плане. [c.297]

Подъемная сила и индуктивное сопротивление монопланного крыла весьма просто определяются в функции коэфициентов Л ряда для циркуляции. Подъемная сила крыла равна [c.103]

В бипланной коробке без выЯ са индуктивное сопротивление одного из крыльев, вызванное влиянием вихревсй системы второго крыла, равно индуктивному Сопротивлению второго крыла, вызванному влиянием вихревой Системы первого крыла. Каждое крыло можно разбить на большое число малых элементов, имеющих одну и ту же подъемную силу пусть и Р ебозначают два элемента разных крыльев (фиг. 102). Нормальная скорость в точке вызванная сбегающим вихрем в точке Яа, равна нормальной индуцированной скорости в Яа, вызванной вихрем, сбегающим с элемента Я . Так как подъ- [c.131]

Пусть й высота корсбки биплана, и размахи сбоих крыльев,и их подъемные силы. Тс гда силы индуктивного сопротивления каждого крыла, обусловленные только ссбственньши системами вихрей, будут [c.132]

Эти формулы выведены в предпопожении эллиптического распределения нагрузки по размаху, что позволяет достаточно хорошо учесть взаимное влияние крыльев для индуктивного сопротивления каждого крыла, вызванног собственными вихрями, желательно сохранить коэфициент (I 4-5), фигурирующий в теории моноплана (гл. XI). Таким образом коэфициент индуктивного сопротивления бипланной коробки с крыльями равного размаха выразится формулой [c.134]

Определить минимлльное значение индуктивного сопротивления, которое может быть достигнуто при заданных подъемной силе и размахе крыла 1=1. [c.266]

Переходя к безразмерным величинам и учитывая малость угла скоса (sinAa Aa), получаем формулу для определения так называемого коэффициента индуктивного сопротивления крыла конечного раз.маха [c.100]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...