Вихри сбегающие с крыла

Момент крена оперения, расположенного за крылом. Изменение такого момента происходит под влиянием вихрей, сбегающих с крыльев летательного аппарата, движущегося под углами атаки и скольжения (рис. 2.5.12). [c.206]

До сих пор мы приближенно рассматривали несущую поверхность крыла как несущую линию, которую мы представляли в виде вихревого шнура с меняющимся вдоль размаха напряжением. В любой точке размаха это изменение равно напряжению свободных вихрей, сбегающих с крыла в этой точке. Такое упрощающее предположение вполне допустимо, если удлинение (т. е. отношение размаха к средней хорде), достаточно велико поэтому результаты, полученные на основе этого предположения, подтверждаются опытом. Однако в действительности несущие вихри распределены по поверхности крыла (верхней и нижней) в соответствии с условиями обтекания. [c.291]

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]

Выражение (2.5.12) соответствует коэффициенту эффективности т)оп, найденному в предположении, что вихревая пелена, сбегающая с крыльев, расположена в плоскости оперения и участок этого оперения, покрытый вихревой пеленой, полностью теряет свои несущие свойства. В действительности это предположение, как уже указывалось, не является полностью оправданным и, следовательно, формулу (2.5.12) надо рассматривать как зависимость, определяющую лишь порядок величины АУ(т,оп)в- Чтобы уточнить эту зависимость, можно внести в нее поправочный множитель, который учитывает влияние на нормальную силу отклонения вихря, характеризующегося его вертикальной координатой (рис. 2.5.3). В соответствии с этим нормальная сила [c.197]

Так как производная (2.5.27) определяется для а 0, то при расчете коэффициента интерференции г оп по (2.5.18) или графикам на рис. 2.5.6 можно принять поперечную координату вихря, сбегающего с задней кромки крыла, [c.204]

Принимаем, что внутри конуса Маха, вершина которого совпадает с началом сбегающего с крыла вихря (см. рис. 2.5.16), расположена, как и в случае комбинации Н—Ь , часть оперения площадью 6,11 м. В соответствии с этим [c.219]

Относительная координата вихря, сбегающего с вертикального поворотного крыла, [c.256]

Если отказаться от довольно грубой П-образной схемы и счи тать, что величина циркуляции переменна по размаху, то скорость,, индуцированная в точке г элементарным вихрем, сбегающим с с крыла в точке (рис. IX. 13, б), определится из равенства dv dr [c.223]

В сущности подъемная сила возникает из-за того, что давление на верхней поверхности крыла в среднем меньше, чем давление на его нижней поверхности. На крыле конечного размаха эта разница в давлениях должна исчезать у концов крыла, так что сверху и снизу имеют место поперечные градиенты давления противоположных знаков. Результатом является тенденция к возникновению на обеих поверхностях поперечных течений таких, что жидкость с нижней стороны крыла перетекает у его концов (торцов) па верхнюю сторону. Это поперечное течение приводит к возникновению концевых ( свободных ) вихрей, сбегающих с концов крыла, как показано на рис. 15-18. Фактически поперечное течение создает пелену свободных вихрей вдоль всего размаха крыла, но этот эффект наиболее резко выражен у концов крыла. Простой моделью крыла конечного размаха является вихревая система, в которой концевые свободные вихри соединяются с присоединенным вихрем крыла и с разгонным вихрем далеко вниз по потоку, образуя контур постоянной циркуляции. [c.415]

В теории элемента лопасти вычисляют силы, которые действуют на лопасть при ее движении в воздухе, а по ним рассчитывают силы и аэродинамические характеристики всего несущего винта. Теория элемента лопасти — это, по существу, теория несущей линии, примененная к вращающемуся крылу. Предполагается, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа и остальной части винта полностью учтено в индуктивном угле атаки сечения. Следовательно, для решения задачи нужно рассчитать индуцируемые следом скорости на диске винта. Это можно сделать с помощью импульсной теории, вихревой теории или численными методами, учитывая неравномерность поля скоростей протекания. Теория несущей линии основана на предположении, что крыло имеет большое удлинение. Удлинение к лопасти несущего винта связано с коэффициентом заполнения и числом лопастей соотношением % = R/ = N/п)а. Для вертолетных несущих винтов с их малой нагрузкой на диск предположение о большом удлинении обычно справедливо. Однако даже при большом геометрическом удлинении могут существовать области, в которых велики градиенты нагрузки или индуктивной скорости, вследствие чего эффективное аэродинамическое удлинение может оказаться малым. Для несущего винта примерами таких областей с большими градиентами являются концевая часть лопасти и то место на ней, вблизи которого проходит вихрь, сбегающий с предшествующей лопасти. [c.59]

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]

Концевые вихри, сбегающие с прямоугольного крыла. Благодаря применению подсоса при угле атаки в 24 по всей поверхности крыла поток остается присоединенным в отличие от течения на предьщущем снимке. Поэтому центры вихревых [c.53]

Вихри и связанное с ними циркуляционное потенциальное течение возникают всегда в результате образования поверхностей раздела. Все потенциальные течения являются результатом давления, передаваемого на жидкость ограничивающей ее стенкой или находящимся внутри нее телом. Циркуляционное течение возникает главным образом в том случае, когда внутри жидкости имеется поверхность, одна часть которой испытывает некоторое время давление, а другая, соседняя, часть не подвергается давлению. Примером может служить образование вихревого кольца около отверстия в стенке (рис. 45) стенка испытывает давление слева и отвечает равным противодействием, в то время как отверстие не подвергается давлению. Другим важным примером является движение крыла самолета, когда площадь, находящаяся непосредственно под крылом, некоторое время нагружена весом самолета, а продолжение этой площади за пределами крыла не подвергается в это время никакому давлению. В конце 7 мы упомянули, что из поверхности раздела, возникающей позади крыла, образуются два вихря, сбегающие с концов крыла (см. рис. 46). Кроме того, в начальный момент движения, при разгоне крыла, образуется вихрь, изображенный на рис. 66. Этот начальный вихрь вместе с боковыми вихрями образует одну общую, обычно несколько размытую вихревую нить. Само [c.112]

В середине крыла скорости, вызванные вихрями, сбегающими с правого и левого концов крыла, складываются так как здесь а = где I есть размах крыла, то после сложения мы получим [c.285]

Рассмотрим проекцию крыла на плоскость yz (фиг. 11. 8). Вдоль размаха крыла циркуляция Г будет меняться по некоторому закону Г = Г(г), который графически можно изобразить кривой D B (если вдоль оси у откладывать значения Г). Рассмотрим действие системы вихрей (вихревой пелены), сбегающей с крыла, на произвольную точку А (см. фиг. 11.8). Очевидно, с каждого элемента крыла dz будет сбегать элементарный вихрь с циркуляцией Г, направленный нормально к плоскости чертежа. Если положение точки А характеризуется координатой z, а положение элементарного вихря, сбегающего с участка крыла MN=dzx— координатой z , то [c.282]

Обращаясь к вихревой схеме крыла конечного размаха, вспомним, что сбегающая с крыла вихревая пелена представляет систему полубесконечных прямолинейных вихрей. Для определения поля индуцированных скоростей достаточно определить поле скоростей, возбужденное полубесконечным прямолинейным вихрем, и затем проинтегрировать по всем вихрям. [c.430]

В теории И. с. пользуются методом, часто применяемым в гидродинамике предполагается, что крыло создало определенную систему вихрей и эти вихри вызывают определенное поле скоростей. Чтобы охватить математич. анализом действие вихрей на окружающую их жидкость, предполагается, что с задней кромки крыла сбегает множество элементарных вихрей с циркуляцией Г (фиг. 2), причем т. к. с точки зрения гидродинамики всякий вихрь не может кончиться внезапно, то в согласии с теорией подъемной силы крыла аэроплана предполагается, что сбегающие с крыла вихри идут внутри крыла в виде нек-рых фиктивных, т. и. присоединенных вихрей с циркуляцией в каком-либо сечении крыла плоскостью, перпендикулярной размаху, равной сумме циркуляций элементарных вихрей, проходящих по одну сторону этой плоскости. [c.55]

Для упрощения математического анализа в теории индуктивного сопротивления крыло заменяют системой вихрей, состоящей из присоединенного вихря, идущего вдоль размаха, и системы свободных вихрей, сбегающих с задней кромки крыла и представляющих собой вихревую пелену. Эта система вихрей имеет ту же циркуляцию скорости, что и крыло. Однако для крыла с конечным размахом такой [c.19]

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]

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]

Боковая координата свободного вихря определяется в предположении, что он заменяет вихревую пелену, сбегающую с задней кромки крыла (рис. 11.23), а его интенсивность равна циркуляции в корневом сечении Го, т. е. [c.618]

На уменьшение степени путевой статической устойчивости самолета на сверхзвуковой скорости может оказывать влияние заметное уменьшение местного скоростного напора в области расположения вертикального хвостового оперения, когда последнее оказывается в зоне спутной струи крыла и фюзеляжа (затенение вертикального оперения спутной струей крыла и фюзеляжа). Это может произойти на самолетах со стреловидным крылом и особенно на самолетах с крылом малого удлинения, у которых диапазон эксплуатационных углов атаки и корневая хорда крыла по сравнению с самолетами, имеющими крыло большего удлинения, значительно больше. На работу вертикального оперения могут заметно влиять и вихри сравнительно большой интенсивности, сбегающие с длинного остроносого фюзеляжа па больших углах атаки. Путевая устойчивость самолета может ухудшаться также и из-за интерференции потоков, обтекающих хвостовую часть фюзеляжа и вертикальное хвостовое оперение. [c.96]

Основным недостатком первых серийных самолетов Р-6 являлись так и неустраненные при испытаниях вибрации оперения при выполнении спиралей и на планировании. Было установлено, что причиной вибрации оперения является бафтинг начиная с некоторых углов атаки оперение самолета попадало в зону вихрей, сбегающих с крыла, которые и вызьгаали его вибрацию. Для выявления причины срыва потока с крыла и ее устранения летом 1932 г. были проведены широкомасштабные летные исследования трех самолетов Р-6. На одном из них вся корневая поверхность крыла была очищена от надстроек, способных возмутить обтекающий крыло поток. На другом самолете на участке крыла между бортом фюзеляжа и гондолой двигателей был установлен предкрылок, а на третьем — профилированный закрылок, причем между задней кромкой крыла и верхней поверхностью закрылка, доходившего до элерона, имелась щель. Наибольший эффект, связанный с полным устранением вибраций на всех режимах полета, был получен на самолете с закрылком, [c.222]

Слабым местом современной теории крыла, основанной на идее нрисоединне-ных вихрей, является то, что она не дает объяснения происхождению лобового сопротивления. Известно, что основная часть лобового сопротивления находит объяснение в конечности размаха крыла и во влиянии на поток сбегающих с крыла вихревых усов. Это так называемое индуктивное сопротивление. Но, помимо индуктивного сопротивления, есть и другие факторы, вызывающие лобовое со-противленпе. Одним из них является образование за крылом так называемых вихревых дорог Кармана, другой фактор был указан Н.Е. Жуковскими мы назовем соответствующую часть сопротивления сопротивлением Жуковского. [c.172]

Таким образом, свободный вихрь, сбегающий с задней кромки крыла, параллелен главному напргшлению потока F, который преобладает в рассматриваемых точках (фиг. 15.4). [c.186]

Пусть ydx — вихревая полоска, образующая подкову С DD (фиг. 26.7) со стороной D, прислоненной к крылу и представляющей присоединенный вихрь, и сторонами СС и DD , представляющими свободные вихри, сбегающие с краев и простирающиеся в бесконечность позади крыла (фиг. 26.7) параллельно местной скорости в каждой точке. Угол а, который свободные вихри образуют с плоскостью крыла, меняется вдоль хорды и, следовательно, отличается от угла атаки а. Это обстоятельство очень осложняет вычисление индуцированной скорости, но, чтобы упро" стить операции, можно взять средний угол. [c.300]

В существовании свободных вихрей легко убедиться, поместив крыло в аэродинамическую трубу. Внося в поток палочку, к концу которой привязан на нитке шарик из ваты, поднесем ее к месту предполагаемого образования свободного вихря. Как только шарии попадет в зону вихря, он начнет вращаться, описывая вместе с ниткой некоторый конус перемещая шарик вдоль аэродинамической трубы, можно таким образом прощупать весь вихрь по его длине. Если шарик внести в зону второго вихря, сбегающего с противоположной торцевой поверхности крыла, он также начнет вращаться, но в обратную сторону. Вне зоны этих вихрей нитка с шариком установится но потоку, и шарик будет несколько вибрировать, но вращаться не будет. [c.278]

Кроме того, система вихрей, сбегающая с близлежащих к фюзеляжу сечений крыла, оказывает влияние на хвостовое оперение самолета. Вихри Кармана, периодически срывающиеся с этих сечений и попадающие на оперение, сообщают последнему толчки, вызывающие периодическое колебательное движение его. Это явление называется баффтингом. Когда вынужденные колебания оперения попадут в резонанс с собственными колебаниями, нередко происходит катастрофа. Путь, по которому необходимо пойти для уничтожения интерференции крыла и фюзеляжа, ясно следует из физической картины явления. Необходимо уничтожить то [c.278]

Отклонение скорости в какой-либо точке жидкости от скорости невоз-мущенного потока V обязано своим происхождением системе вихрей, рызван-ных крылом, и может быть подсчитано как скоростное поле системы рихрей. Общий вид вихревой системы, включающий циркуляцию вокруг крыла, а также вихри, сбегающие с задней кромки, был разобран в гл. X, 2 анализ главы XI дал метод определения интенсивности вихревых систем, связанных с каким-либо монопланным крылом. Этот анализ основывался йа предноло- [c.114]

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]

Учет этих эффектов позволяет получить более достоверные сведения об интерференции. При этом ее исследование можно осуществлять, исходя из упрощенной вихревой модели комбинации корпус — крыло (рис. 2.5.3), в соответствии с которой каждая из консолей заменена присоединенным вихрем интенсивностью Го несвободным вихрем той же интенсивности, сбегающим с задней кромки консоли. Так как корпус обладает несущей способностью, то он тоже должен быть заменен участком присоединенного вихря и вихрем, сходящим вниз по потоку. Эти вихри с интенсивностью Го называются сопряженными. Их расположение соответствует правилу сопряженных радиусов, согласно которому г, = гУгц. [c.196]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...