Угол скоса потока (угол индуктивный)

Подъемная снла, индуктивное сопротивление, индуктивная скорость и угол скоса потока определяются только коэффициентом А. [c.241]

До сих пор мы считали Г (г) известной и по ней находили коэффициенты индуктивного сопротивления, подъемной силы и угол скоса потока. [c.243]

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]

В соответствии с (6.13) коэффициент индуктивного сопротивления уменьшается с уменьшением угла скоса потока. Такое влияние удлинения на индуктивное сопротивление можно объяснить следующим образом. С физической точки зрения возникновение индуктивного сопротивления обусловлено потерями части кинетической энергии движущегося крыла, затрачиваемой на образование вихрей, сходящих с его кромок. При этом чем больше удлинение, тем меньше суммарный средний угол скоса потока за крылом за счет меньшего индуцирующего влияния этих вихрей. Соответственно меньше доля кинетической энергии движущегося крыла, идущая на вихреобразование, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления. [c.169]

Первый член в выражении 0о,75 соответствует среднему углу атаки лопасти, а второй член представляет добавочный угол установки, необходимый для компенсации индуктивного скоса потока на угол ф. Из этих соотношений можно найти либо Я и [c.65]

Из рис. 165 видно, что индуктивная скорость вызывает скос потока, набегающего на крыло, вследствие чего действительный угол атаки равен [c.291]

В отличие от аналогичного угла скоса потока (см. гл. XI), где угол скоса вычислялся на самой несущей линии, здесь угол индуктивного скоса потока вычисляется на расстоянии /з хорды позади несущей линии. [c.437]

Обозначим через сх (рис. 140) угол атаки набегающего потока на бесконечности перед крылом, т. е. угол между вектором С/ , и хордой сечения крыла, и назовем этот угол геометрическим углом атаки. Введем в рассмотрение также действительный (или эффективный) угол атаки как угол между местной скоростью на бесконечности и той же хордой. Угол между скоростями С/, и У обозначим через ai и назовем углом скоса потока или индуктивным углом. Как видно из рис. 140, [c.391]

Так как подъемная сила крыла направлена поперек набегающего потока, то из-за наличия скоса потока она отклоняется несколько назад на угол Аа. Вследствие этого образуется горизонтальная проекция подъемной силы, направленная против движения, которая и есть сила индуктивного сопротивления крыла ( , (см, рис. 7). [c.14]

Рис. 3. Образование индуктивного сопротивления в результате скоса потока свободными вихрями крыла ъ у — скорость, индуцированная снободными вихрями Да — угол скоса.

При полете вперед набегающий поток уносит спиральные вихри, сходящие с концов лопастей, назад (вследствие наличия составляющей скорости ц,, параллельной диску) и вниз (вследствие наличия составляющей скорости X, нормальной к диску). Поэтому след состоит из вихревых нитей, которые сходят с каждой лопасти и имеют форму скошенных спиралей (рис. 4.6). Угол скоса следа х = ar tg( u ) можно надежно рассчитать по импульсной теории. Режимам малых ц (О < цДв < 1,5) приблизительно соответствует диапазон О < х < 60°. При вращении несущего винта положения лопастей относительно отдельных вихрей следа периодически изменяются, что вызывает сильные изменения поля индуктивных скоростей, в котором работают лопасти, а значит, и нагрузок лопастей. Таким образом, при полете вперед индуктивные скорости на самом деле распределены весьма неравномерно. Взаимодействие между лопастями и следом особенно сильное в тех частях диска, где вдоль радиуса лопасти скользит вихрь, сошедший с лопасти, идущей впереди. На определенных режимах полета, при которых след располагается близко к диску винта, вихри индуцируют очень большие нагрузки. [c.140]

При дозвуковых скоростях полета образование индуктивного сопротивления объясняется скосом потока, сопутствующим созданию подъемной силы. Если крыло под действием потока создает подъемную силу, направленную вверх, то с такой же силой оно действует на воздух. Под воздействием крыла воздух отбрасывается вниз, т. е. приобретает некоторую вертикальную скорость Ув. Эта скорость пропорциональна подъемной силе п обратно пропорциональна массе воздуха, взаимодействующей с крылом в единицу времени. Если перед крылом поток был горизонтален, то позади него он скошен на неко1Торый угол V (рис. 2.17,а). Среднюю величину угла скоса в пределах крыла (здесь скос нарастает постепенно) обозначим буквой s. Для того чтобы создалась нужная подъемная сила Y, крыло должно иметь относительно направления полета угол атаки а, равный сумме истинного угла атаки аист и угла скоса s (рис. 2.18,а). Если бы скоса потока не было (рис. 2.18,6), то крыло Нужно было бы установить к направлению полета под углом, равны-м аист-В обоих случаях полные аэродинамические силы аэр [c.60]

Если учитывать упругие эффекты, то теория крыла становится сложнее, чем она представляется из главы П. Для жесткого крыла эффективный угол атаки относительного воздушного потока при любом иоиеречном сечении, который определяет подъемную силу и сопротивление сечения, получен как результат объединения скорости полета и индуктивного скоса потока. Для упругого крыла величина и направление относительного воздушного потока зависят также от упругой деформации, на которую в свою очередь влияет то же распределепие подъемной силы. Это мы пытаемся рассчитать. Сирс предложил приближенный метод расчета такого взаимного действия [8]. Аэроупругие эффекты важны для всех высокоскоростных самолетов. Если относительное удлинение большое, то кручение крыла значительно. Для са- [c.162]

В. В. Голубева (1935), в которой делалась попытка учесть обтекание боковых кромок крыла с помощью представления о поперечной циркуляции . Создание точной нелинейной теории крыла конечного размаха связано с большими трудностями, которые обусловлены существенным влиянием вязкости и отрыва на этих режимах. Поэтому для приближенных расчетов нелинейных характеристик обычно используются полуэмпирические методы, критерием применимости которых является согласие с результатами испытаний в некотором диапазоне геометрических параметров, таких как форма крыла в плане, угол атаки и т, п, В работе Г, Ф, Бураго (1944) вихревая поверхность заменяется одним несущим вихрем и граничные условия удовлетворяются по хорде в среднем. Угол скоса свободных вихрей принимается равным половине угла атаки приводится приближенная формула для коэффициента подъемной силы, из которой следует его квадратичная зависимость от угла атаки для очень малых удлинений, Н, Н. Поляхов и А, И. Пастухов (1959) дали возможность оценить не только подъемную силу, но и момент. У них крыло заменяется системой П-образных вихрей, причем угол скоса свободных вихрей цринимается равным углу атаки. С, Д, Ермоленко (1960) принял углы скоса П-образных вихрей на концах прямоугольного крыла равными индуктивным углам скоса потока от присоединенных и свободных вихрей. Метод обобщается им на случай крыла малого удлинения вблизи земли, К. К. Федяевский (1949) разработал приближенную теорию крыльев малого удлинения прямоугольной и эллиптической формы в плане, которая позволяет оценить не только подъемную силу и продольный момент, но также приращение [c.96]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...