Обтекание крыла

Но уравнение (124,4) с граничным условием (124,6) есть уравнение, которому должен удовлетворять потенциал скорости несжимаемой жидкости, обтекающей тело с поверхностью С. Таким образом, задача об определении распределения скоростей при обтекании крыла с поверхностью С сжимаемой жидкостью сводится к нахождению распределения скоростей при обтекании несжимаемой жидкостью крыла с формой поверхности С. [c.649]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА 651 [c.651]

Сверхзвуковое обтекание крыла [c.651]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА 653 [c.653]

Обтекание крыла самолета [c.554]

Для самолетов применяются крылья различной конфигурации и различного профиля. Один из распространенных профилей крыла самолета изображен на рис. 334. Что же касается контура крыла, то мы будем считать, что крыло в плане представляет собой вытянутый прямоугольник с неизменным по всей длине крыла профилем. Такая форма крыла, хотя и далека от форм применяемых в авиации крыльев самолетов, но эта форма упрощает картину обтекания крыла [c.554]

ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА САМОЛЕТА [c.555]

Картина обтекания крыла потоком существенно зависит от расположения крыла по отношению к потоку. Профиль крыла, который мы будем рассматривать, не имеет плоскости симметрии, поэтому для характеристики положения крыла по отношению к потоку приходится условно выбирать ту плоскость, относительно которой отсчитывается угол, образуемый крылом с направлением потока. Этот угол а (рис. 334) мы и будем принимать за угол атаки. [c.555]

На рис. 337 приведены фотографии потока, обтекающего крыло, при малом и большом углах атаки. В завихренном пространстве позади крыла давление хотя и ниже, чем в набегающем потоке, но выше, чем в случае полного обтекания крыла. Действительно, в области, где поток не отрывается от крыла, распределение давлений [c.556]

При почти полном обтекании крыла (т. е. при малых углах атаки) поток отрывается вблизи задней кромки крыла. Поэтому циркуляцию, возникающую при обтекании крыла, можно приближенно определить из условия, что точка отрыва потока находится как раз у задней кромки крыла. Если бы циркуляция не возникала и вязкость отсутствовала, то картина обтекания должна была бы быть подобна изображенной на рис. 352 направление потока позади крыла должно быть такое же, как впереди. [c.565]

Рассмотрим теперь другой крайний случай обтекания крыла — чисто циркуляционное обтекание. Под чисто циркуляционным течением будем понимать течение, обусловленное только наличием циркуляции вокруг профиля при отсутствии набегающего потока, когда и = О, Г 0. Примером чисто циркуляционного течения является рассмотренное в гл. II круговое течение, поле скоростей которого вызвано одиночным вихрем. В случае чисто циркуляционного течения отсутствуют передняя и задняя критические точки, и линии тока представляют собой замкнутые кривые, огибающие профиль. Такое течение независимо от значения циркуляции требует наличия бесконечной скорости в точке, лежащей на задней кромке профиля и, следовательно, так же как бесциркуляционное течение, не может быть реализовано без отрыва потока. [c.23]

Общий случай плоскопараллельного обтекания крыла может быть получен наложением этих двух предельных случаев течения бесциркуляционного и чисто циркуляционного. Как можно убедиться из построения картины обтекания, в результате наложения на бесциркуляционное течение чисто циркуляционного течения задняя критическая точка прн положительном значении циркуляции (Г > 0) сдвигается к хвостовой, а при отрицательном (Г < 0) — к лобовой части профиля ). [c.23]

Рассмотрим физическую схему обтекания крыла, при которой появляется подъемная сила, т. е. сила давления жидкости на крыло, направленная перпендикулярно к скорости невозмущенного потока. Как мы видели, в потоке около крыла возникает циркуляция, в результате наложения которой на набегающий поток скорость над крылом становится больше, а под крылом меньше скорости невозмущенного потока. Вследствие этого [c.24]

В предыдущих параграфах рассматривалось обтекание крыла плоскопараллельным потоком жидкости. Такое течение может быть осуществлено только на крыле бесконечного размаха. [c.98]

ПРОСТРАНСТВЕННОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА И РЕШЕТКИ [c.99]

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

Таким образом, при обтекании ротора происходит явление, подобное тому, которое возникает при обтекании крыла. Кинематической характеристикой поля, возникающего вокруг ротора или крыла, является циркуляция скорости (3.3). [c.127]

В книге выделена значительная по объему гл. 9, посвященная аэродинамическим характеристикам летательных аппаратов при неустановившемся движении. Наряду с общими понятиями и определениями в ней рассматриваются результаты исследований нестационарного обтекания крыльев в широком диапазоне чисел Маха. [c.4]

При исследовании плоских, установившихся течений сжимаемой жидкости (в частности, около профиля крыла) уравнение неразрывности приобретает вид д дх) рУЧ- (5/5у)(рЕу) = 0, а при исследовании пространственных установившихся течений (например, обтекания крыла конечного размаха) (5/5х) (рЕ,.) Ч-+ (5/5г/) (рЕ, ) Ч- ( 5/52) (рЕ,) = 0. [c.55]

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]

Найдем число Мао, соответствующее указанным условиям движения. Для Н = = 8 км из таблиц [51] определяем а = 308,1 м/с. Тогда Моо = V a = 0,8114, т. е. обтекание крыла происходит потоком сжимаемой жидкости. [c.181]

Рассмотрим подсасывающую силу, возникающую при дозвуковом обтекании крыла, у которого передняя кромка может быть закруглена. Известно, что для тонкого симметричного профиля, обтекаемого под углом атаки, коэффициент подъемной силы = 2я(а -f )- Его значение можно рассматривать как сумму ДВУХ составляющих = 2яа — коэффициента для плоской пластины под [c.203]

Эти особенности обтекания крыльев сверхзвуковым потоком приводят к возникновению на их поверхности различных областей влияния, что проявляется в изменении соответствующих аэродинамических характеристик. [c.214]

Рассмотрите основные соотношения для расчета параметров стационарного и нестационарного обтекания крыла прямоугольной формы в плане (х = 0). пред- [c.248]

Покажите, что производные отыскиваемого потенциала скоростей по координате у при обтекании крыла, совершающего гармонические колебания, можно также представить в виде соответствующей гармонической функции. [c.257]

Покажите, в чем состоят трудности в непосредственном использовании уравнений (9.495) для числовых расчетов потенциала скоростей и его соответствующих производных по кинематическим параметрам при не установившемся сверхзвуковом обтекании крыла. Преобразуйте уравнения к виду, более удобному для таких расчетов. [c.257]

В соответствии с гипотезой Чаплыгина—Жуковского при плавном обтекании крыла поток обычно не огибает заднюю кромку, а сходит с нее (рис. 9.13, в). При этом скорости на острых задних кромках несущей поверхности конечны. Сход потока с таких кромок сопровождается образованием начального (разгонного) вихря и, как следствие, формированием свободных нестационарных вихрей, отделяющихся от присоединенных. Изменение интенсивности присоединенных вихрей вызывает сход с них пелены свободных вихрей, параллельных присоединенному вихрю. Эта вихревая пелена располагается на самой несущей поверхности и за ее пределами, сходя с задней кромки. Таким образом, в этом случае циркуляция по произвольному контуру, охватывающему сечение крыла, не равна нулю. [c.289]

I. Найдем зависимость между коэффициентом избыточного давления Ар в сжимаемом потоке и соответствующим значением А в несжимаемой среде. Эти коэффициенты являются дополнительными величинами к соответствующим значениям Арц, Аро но, обусловленным установившимся обтеканием крыла с учетом влияния его толщины. Таким образом, суммарные коэффициенты [c.329]

Рассмотрим происхождение подъемной силы крыла самолета, позволяющей осуществлять, полеты на аппаратах тяжелее воздуха. Этот вопрос выясняется при рассмотрении обтекания крыла бесконечного размаха или профиля крыла в плоскопараллельном потоке, который служит моделью обтекания средних сечений крыла, без учета влияния его концов. Развитие методов исследова шя плоскопараллельных течений идеальной жидкости является основой теории крыла в плоокопараллельном потоке. [c.265]

Описанный в конце предыдущего параграфа характер распределения скоростей вокруг обтекаемого тела не относится к исключительным случаям, когда толщина образующегося за телом следа очень мала по сравнению с его шириной. Такой след образуется при обтекании тел, толщина которых (в направлении оси у) мала по сравиенню с нх шириной в направлении 2 (длина же в ианравлении обтекания — оси -г — может быть произвольной), другими словами, речь идет об обтекании тел, поперечное (к направлению движения) сечение которых обладает сильно вытянутой в одном направлении формой. Сюда относятся, в частности, обтекания крыльев — тел, размах которых велик по сравнению со всеми остальными их размерами. [c.218]

Для вычисления подъемной силы хорошо обтекаемого крыла с помощью формулы Жуковского необходимо определтъ циркуляцию скорости Г. Это делается следующим образом. Везде, кроме области следа, движение потенциально. В данном же случае след очень тонок и занимает на поверхности крыла лишь очень небольшую область вблизи его задней заостренной кромки. Поэтому для определения распределения скоростей (а с ним и циркуляции Г) можно решать задачу о потенциальном обтекании крыла идеальной жидкостью. Наличие следа учитывается при этом тем, что от острой задней кромки крыла отходит поверхность касательного разрыва, на которой потенциал испытывает скачок ф2 —ф1 = Г. Как было уже показано в 38, на этой поверхности испытывает скачок также и производная d(f/dz, а производные д((,/дх и д(р/ду непрерывны. Для крыла конечного размаха поставленная таким образом задача имеет однозначное решение. Нахождение точного решения, однако, весьма сложно. [c.260]

Выбранный нами профиль крыла таков, что передняя кромка крыла имеет форму цилиндра. Это позволяет нам, пользуясь полученными выше результатами изучения обтекания цилиндра, сделать некоторые заключения о характере обтекания передней кромки крыла и о распределении давлений со стороны потока на верхнюю и нижнюю поверхности крыла. Поскольку вся картина обтекания крыла суш,ественно зависит от величины угла атдки и при больших углах атаки эта картина сильно усложняется, мы будем рассматривать обтекание крыла при небольших углах атаки (5°—10°). [c.555]

Выще мы рассматривали обтекание крыла бесконечной длины , т. е. не учиты-, вали явлений, происходящих у концов крыла. Эти явления сказываются на величине подъемной силы и лобового сопротивления следующим образом. Для упрощения картины положим, что концы крыла ограничены вертикальными плоскостями (рис. 34)), которые мы будем называть торцами крыла. Когда возникает подъемная сила, то это значит, что под крылом установилось более высокое давление, чем над крылом. Поэтому у торца крыла возникает движение воздуха снизу вверх, как указано стрелками на рис. 341. Это движение воздуха у торцов крыла изменяет распределение скоростей, а следовательно, и распределение давлений в потоке, обтекакхдем крыло. [c.559]

Итак, скольжение крыла бесконечного размаха не влияет на распределение дав.ления но его поверхности. Следовательно, числом Маха, определяющим характер обтекания крыла, является уже не число Mi = w la, а э ффективное число Маха [c.101]

Допустил сначала, что во всех точках некоторой части движущейся жидкости векторы и и Q коллинеарны и Q. Тогда в этой части grad = О или Е = onst, т. е. получаем результат, совпадающий с выражением (5.51). Это движение называют винтовым. Поскольку в каждой точке совпадают направления векторов поступательной и угловой скоростей, то частицы движутся вдоль некоторых линий тока, которые одновременно являются вихревыми линиями, т. е. их элементарные отрезки служат мгновенными осями вращения отдельных частиц. Подобные течения могут образовываться, например, при обтекании крыла конечного размаха. Для таких течений не выполняется условие и-rot и = О и, следовательно, в них нельзя провести живых сечений. [c.102]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Постройте характеристическую систему координат для случаев обтекания крыла при Моо= 1,2 и Мао = 2,2. Определите безразмерную координату ом в (9.515) и составьте уравнения в переменных г, з для передних, задних и боковых кромок. Удлинение крыла= 3 сужение Т1кр = 5 угол стреловидности передней кромки хо = 60°. [c.257]

Уравнение для потенциала скоростей неустановившегося дозвукового обтекания крыла сжимаемой жидкостью имеет вид (9.50). Соответствующим заданием этой функции можно осуществить преобразование уравнения (9.50) к более простому виду, сходному с уравнением для установившегося обтекания. Зададим безразмерый потенциал в форме трехчлена [c.322]

Физические основы механики (1971) -- [ c.554 ]

Гидроаэромеханика (2000) -- [ c.270 ]

Теория пограничного слоя (1974) -- [ c.47 , c.51 , c.210 , c.241 , c.248 , c.614 , c.617 ]

Механика сплошных сред Изд.2 (1954) -- [ c.542 , c.562 , c.566 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...