Крыло конечного размаха

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]

Перетекание воздуха снизу вверх у торцов крыла происходит тем более интенсивно, чем больше разность давлений под крылом и над ним, т. е. чем больше угол атаки. Вследствие этого при увеличении угла атаки лобовое сопротивление для крыла конечного размаха растет гораздо быстрее, чем для крыла бесконечной длины. Ясно, что эти явления сказываются тем меньше, чем больше длина крыла по отношению к его ширине, т. е. чем больше относительный размах крыла. С точки зрения уменьшения лобового сопротивления выгодно применять крылья с большим относительным размахом. [c.560]

Остановимся теперь на основных вопросах теории крыла конечного размаха. Бесконечное крыло воздействует на обтекающий его поток жидкости, как бесконечная вихревая нить. Иначе [c.98]

Рис. 10.73. Аэродинамическая схема крыла конечного размаха с П-образным вихрем постоянной циркуляции

Если циркуляция вокруг крыла постоянна, то такое крыло конечного размаха можно заменить П-образным вихрем. В действительности циркуляция по крылу конечного размаха обычно изменяется, и в общем случае крыло можно заменить системой из бесконечного числа П-образных вихрей, образующих непрерывную вихревую пелену (рис. 10.74), которая, как показывают [c.99]

Опыты хорошо подтверждают описанную гидродинамическую схему крыла конечного размаха. Принимая во внимание действие сбегающих с концов крыла вихрей, удается установить влияние размаха крыла на его аэродинамические свойства. [c.99]

Соответственно для угла скоса потока Аа имеем следующую важную формулу теории крыла конечного размаха ) [c.99]

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]

Критическая густота решетки 77 Крыло конечного размаха 98 Кулона закон 178 [c.299]

При исследовании обтекания летательных аппаратов или их элементов, в частности профилей и крыльев конечного размаха, широко используется теория вихрей, поэтому здесь отражены вопросы, связанные с определением циркуляции жидкости, расчетом индуцированных вихрями скоростей, исследованием системы вихрей — их взаимодействия с поступательным потоком и т. п. [c.40]

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]

Профиль и крыло конечного размаха в потоке несжимаемой жидкости [c.160]

Рассчитывая обтекание профиля и крыла конечного размаха потоком несжимаемой жидкости, полагают, что при таком обтекании образуется плоское возмущенное течение, что, конечно, является идеализацией, так как при обтекании профилей, принадлежащих крыльям конечного размаха, и при обтекании непосредственно крыльев конечного размаха возникает трехмерное течение. Однако полученные характеристики являются одними из основных параметров, используемых при расчете аналогичных характеристик реальных [c.160]

ПРОФИЛЬ и КРЫЛО КОНЕЧНОГО РАЗМАХА В ПОТОКЕ НЕСЖИМАЕМОЙ ЖИДКОСТИ [c.161]

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]

Объясните, к чему приводит возникновение угла скоса потока за крылом конечного размаха. [c.163]

Как изменяется угол скоса потока при переходе к крылу конечного размаха с меньшим удлинением [c.163]

Что происходит с истинным углом атаки крыла конечного размаха, если его удлинение возрастает [c.163]

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

Угол скоса потока для крыла конечного размаха произвольной формы Б плане [c.168]

Скос потока, возникающий за крылом конечного размаха, вызывает уменьшение угла атаки на угол скоса е. В соответствии с этим истинное значение угла атаки [c.168]

Основной задачей аэродинамики крыльев конечного размаха, обтекаемых сверхзвуковым потоком, является расчет распределения давления, подъемной силы и волнового сопротивления, а также соответствующих аэродинамических коэффициентов. [c.213]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха прямоугольной формы в плане под малым углом атаки характеризуется влиянием передней сверхзвуковой и боковых дозвуковых кромок на возмущенное течение вблизи поверхности. При этом одновременное влияние передней и одной боковой кромок имеется в пределах конусов Маха с вершинами в углах крыла, если образующие этих конусов пересекаются вне крыла. Если эти образующие пересекаются на поверхности крыла, то возникает еще одна зона, где на возмущенное течение действуют одновременно обе боковые кромки. [c.214]

Определите производные потенциальной функции в характерных точках прямоугольного крыла конечного размаха, обтекаемого неустановившимся сверхзвуковым потоком. [c.258]

Изложенная классическая концепция отрыва потока, связанная со свойствами пограничного слоя, достаточно достоверно описывает процессы, происходящие в случае двухмерных плоских или осесимметричных течений. Исследования показали, что эта концепция не всегда может правильно объяснить возникающий отрыв на трехмерных телах, например на крыльях конечного размаха или телах вращения, расположенных под углом атаки. [c.102]

Теория крыла конечного размаха основана на допущении возможности замены крыла эквивалентными вихревыми системами, создающими в идеальной жидкости поля скоростей, аналогичные тем, которые наблюдаются вне пограничного слоя при обтекании данного крыла реальной вязкой жидкостью. [c.219]

Очевидно, что при обтекании крыла конечного размаха подъемная сила, имеющая на крыле конечного размаха конечное значение, на концах крыла должна обращаться в нуль. Так как по теореме Гельмгольца вихревая линия не может заканчиваться в жидкости, то, следовательно, присоединенный вихрь должен сходить с крыла, образуя свободные вихри, уходящие на бесконечность за крылом. [c.219]

По теории вихревой несущей линии крыло конечного размаха заменяется П-образным вихрем, состоящим, как показано на рис. IX. 13, а, из присоединенного вихря постоянной интенсивности, переходящего на концах крыла в свободные вихри той же интенсивности. Очевидно, по такой схеме подъемная сила крыла, а следовательно, и циркуляция не постоянны по размаху крыла их распределение определяется только интенсивностью присоединенного вихря. В середине крыла они имеют наибольшее значение, по мере приближения к концам убывают и у концов обращаются в нуль. [c.220]

При рассмотрении начальной кавитации крыла конечного размаха учитывают особенности ее возникновения и развития па различных участках поверхности крыла и за крылом на поверхности крыла, удаленной от кромок на кромке крыла в концевых вихрях. [c.7]

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]

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]

Какой вид имеют уравнения неразрывности в декартовых координатах, используемые для исследования установивиегося обтекания сжимаемой жидкостью профиля крыла, а также крыла конечного размаха (рис. 2.5) [c.42]

ПРОФИЛЬ и КРЫЛО КОНЕЧНОГО РАЗМАХА в ПОТОКЕ НЕСЖИМАЕМОП ЖИДКОСТИ [c.163]

Вихревая система, эквивалентная крылу конечного размаха прямоугольной формы в плане, индуцирует в потоке дополнительные скорости и этим вызывает скос потока. По формуле Жуковского = РооУооГср/ определяем среднюю циркуляцию по размаху крыла Г р = [c.167]

Вычислите аэродинамические производные тонкого прямоугольного крыла конечного размаха, обтекаемого неустановившимся сверхзвуковым потоком в в случае малых чисел Струхаля. Удлинение крыла = 2,5 ширнна = 2 м число Моо = 1,25. Определите составные части производных, соответствующие крылу бесконечного размаха, и оцените влияние на эги производные удлинения. [c.261]

Прикладная газовая динамика. Ч.2 (1991) -- [ c.98 ]

Механика жидкости и газа (1978) -- [ c.302 ]

Лекции по гидроаэромеханике (1978) -- [ c.233 ]

Аэродинамика (2002) -- [ c.55 , c.56 , c.57 , c.58 , c.59 , c.60 , c.61 , c.62 , c.63 , c.69 , c.70 , c.71 , c.72 , c.73 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...