Поляра крыла

Изобразите поляру крыла Суа(Сх<г) без механизации и с отклоненными закрылками и объясните, как и почему изменяются подъемная сила, сопротивление и качество крыла при отклонении закрылков. Укажите, как влияет это отклонение на критический угол атаки и критическое число Маха. [c.598]

На рис. 11.27 изображены поляры крыльев без механизации и с отклоненными закрылками. Отклонение закрылков увеличивает лобовое сопротивление, максимальное значение подъемной силы и критическое значение числа Маха, но при этом снижает критический угол атаки и качество крыла. Это объясняется перераспределением давления при отклонении закрылков давление на нижней поверхности крыла повышается, над верхней поверхностью закрылка образуется разрежение, что увеличивает скорость и снижает давление на верхней поверхности крыла (подсасывающий эффект). [c.625]

Поляра крыла определяет взаимосвязь коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления (рис. 4.9). На малых числах М (М<0,6-т-0,7) скорость (число М) практически не оказывает влияния на поляру. При возникновении волновых сопротивлений каждому числу М соответствует своя поляра (рис. 4.9). [c.144]

Поляра самолета отличается от поляры крыла большими коэффициентами лобового сопротивления из-за дополнительного сопротивления фюзеляжа, оперения и подвесок. [c.150]

Если вместо самолета брать с, крыла, то получится поляра крыла. Она проходит левее поляры самолета, так как в этом случае равен коэффициенту профильного сопротивления и не включает коэффициент вредного сопротивления. [c.69]

Опишите общую картину обтекания крыла самолета. Что называют разгонным и присоединенным вихрями Поясните механизм образования разгонного вихря и укажите направление его вращения. По какой причине образуется присоединенный вихрь Каково окружное движение присоединенного вихря Объясните появление подъемной силы крыла самолета. Почему подъемная сила зависит от угла атаки Как изменяется подъемная сила при увеличении угла атаки Как при этом изменяется лобовое сопротивление Что такое поляра крыла и как по ией определить угол атаки, при котором качество крыла W наибольшее [c.312]

В широком диапазоне условий коэффициенты Сх, Су можно считать постоянными при заданной форме тела и его положении по отношению к потоку. При различных углах атаки получается кривая Сх = Сх Су), называемая полярой крыла (см. рис. 52). [c.242]

Пусть имеется поляра крыла для удлинения к Яь надо построить поляру для крыла с удлинением к = Хг. Воспользуемся формулой (4.3) [c.242]

Поляра крыла 161 Полутело 135 [c.282]

Кривая x — f z) называется полярой крыла, и предыдущая формула (16.46) позволяет перейти от поляры, соответствующей крылу с удлинением >4 , к поляре, соответствующей крылу с удлинением Хд. [c.200]

Фиг. 94. Поляра крыла. Угол атак 1 отмечен в отдельных точках кривой как параметр.

Полетные свойства крыла 162 Ползущее движение 74 Полное давление 231 Поляра крыла 161 Полутело 135 [c.282]

Рис. 14.4. Поляра крыла с предкрылком и с закрылком

Построение поляры самолета. Если поляра крыла или коробки крыльев уже имеется, поляра всего самолета м. б. получена добавлением дополнительного вредного лобового сопротивления всех частей самолета, находящихся в потоке, за исключением крыла при этом следует учесть эффект интерференции (взаимного влияния частей). Обычно [c.21]

ПРИМЕР РАСЧЁТА ПОЛЯРЫ КРЫЛА [c.145]

Рис. 6. Схема эксперимента в аэродинамической трубе по определению коэффициентов С л- и С у крыла и Сх фюзеляжа. Внизу, п правой части рисунка, построена поляра крыла 5ф—миделева площадь фюзеляжа 5 — геометрическая площадь крыла

Поляру крыла можно построить графически на основе формулы (13), изобразив сначала индуктивное сопротивление xi для того удлинения, которое имеет крыло данной модели. [c.16]

Прибавив к индуктивному сопротивлению профильное, получим поляру крыла, которую мы уже показывали на рис. 5. [c.16]

Рис. 19. Поляры крыльев с разными профилями, полученными при испытаниях в аэродинамической трубе при числе Не = 42 ООО

При наличии данных о профильном сопротивлении крыла выбранного профиля для того числа Яе, при котором будет летать модель, можно построить поляру крыла. [c.41]

Поляра крыла модели, как известно, представляет собой кривую изменения С.. крыла по Су. Величина С определяется формулой (13) [c.41]

Рис. 30. Построение поляры крыла модели

Для того чтобы иметь возможность представить себе, как влияют на поляру крыла силы лобового сопротивления фюзеляжа, оперения и других частей модели, выступающих наружу, запишем выражение для силы лобового сопротивления модели следующим образом [c.42]

Для того чтобы построить поляру модели, необходимо ко всем точкам поляры крыла прибавить С ,.вр, подсчитав их по формуле (19)". Для упрощения этой операции можно воспользоваться графиком рис. 34, по которому можно очень просто определить коэффициент вредного сопротивления модели планера. Вначале необходимо составить список деталей модели (кроме крыла), обтекаемых потоком, с пометкой величины их площадей в квадратных дециметрах. [c.48]

На величину этого отрезка и надо сместить слева направо поляру крыла, полученную нами на кальке, чтобы получить поляру всей модели планера в целом (см. рис. 5). [c.48]

На рис. 5 показано, что поляра крыла модели, опре-деленная нами ранее, сместилась на величину С,вр = 0,00710. [c.48]

ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ КРЫЛА И ПОЛЯРЫ МОДЕЛИ [c.141]

Пользуясь графиком профильного сопротивления выбранного профиля МУА-123 и ранее приведенными расчетами, строим поляру крыла, а затем поляру модели. Для [c.141]

Поляру крыла строим по рис. 30 [c.142]

Коэфициенты и находят для каждого угла атаки а из поляры крыла по следующим формулам [c.28]

С2. Поляры крыльев с одинаковой среднею выпуклостью, но различной толщин1 . [c.164]

И ПО поляре крыла берут соответствующий ему С . затем вычисляют о, и Npa n в) Винт установки над или под крылом (к ры левые отруи винта). При таком расположении винта и крыла вследствие циркуляции скорости вокруг крыла изменяется скорость потока, набегающего на винт с другой стороны, винт также изменяет циркуляцию крыла. Приближенно можно принимать [c.26]

Построить поляру крыла семолета, изображенного на рис, (5. 5). Исходные данные [c.145]

Поляру модели получаем, добавляя ко всем точкам поляры крыла значения Схвр- [c.142]

Необходимо сделать несколько замечаний по выбору скорости сваливання, с которой мы и рекомендуем начинать расчеты будущего аппарата. Скорость сваливания — это минимальная скорость полета, на которой самолет использует максимальный коэффициент подъемной силы крыла ( .4,nuO, выходя на критический угол атаки. Дальнейшее, самое незначительное увеличение угла атаки приведет к срыву потока, обтекающего крыло, потере его несущих способностей, и самолет сваливается либо на нос, либо в штопор. На рис. 1 10,у4 показана поляра крыла самолета, на которой отмечены характерные точки и критический угол атаки. Практически при снижении скорости и приближении к срыву потока у большинства самолетов начинают появляться характерные признаки сваливания покачивание с крыла на крыло, тряска, легкий бафтинг (вибрация горизонтального опереиия) и так далее. [c.133]

На рис. 69 изображены поляры крыла самолета и несущего винта, работающего на режиме са-мовращения, когда несущий винт работает как крыло самолета, создавая лишь подъемную силу. [c.74]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...