Профиль крыла

Определим главный вектор сил давления, действующих на профиль крыла. Обозначим его R и запишем в комплексной форме [c.269]

Формула (48,6) позволяет определить циркуляцию скорости Г вокруг профиля крыла. Согласно общему правилу (см. 10) Г определяется вычетом функции w (z) относительно точки 2 = 0, являющейся ее простым полюсом. Искомый вычет легко определить как коэффициент при l/z в разложении функции w (z) по степеням l/z вблизи бесконечно удаленной точки [c.269]

При выбранном одном и том же профиле крыльев обратное качество р зависит от угла атаки, который изменяется при переходе от одного режима к другому. [c.58]

Н. Е. Жуковский доказал основную теорему о подъемной силе крыла, сформулировал гипотезу для подсчета циркуляции скорости около профиля крыла с острой задней кромкой, предложил ряд теоретических профилей крыльев и разработал вихревую теорию гребного винта. Все это сделало его творцом новой науки —аэромеханики, являющейся теоретической основой авиационной техники. [c.18]

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]

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 использовании подъемной силы основано действие крыла самолета. Теорию подъемной силы профиля крыла самолета разработал русский ученый Н. Е. Жуковский (1847—1921). Он установил, что течение около крыла самолета можно представить как [c.150]

Коэффициенты Су и Сх зависят от формы профиля крыла, шероховатости его поверхности и угла атаки . [c.126]

В гл. 1—3 книги в форме вопросов и задач рассматриваются основные сведения из аэродинамики, кинематика и динамика газообразной среды, позволяющие глубоко изучить важнейшие математические модели аэродинамики (уравнения Эйлера, Навье—Стокса, неразрывности и цр.). В гл. 4 и 5 приводится необходимая информация о скачкообразных процессах и расчете параметров при сверхзвуковом течении газа (метод характеристик). Широкий круг вопросов и задач, помещенных в гл. 6—8, относится к одному из основополагающих направлений аэродинамики— теории и методам расчета обтекания профиля крыла, а также несущей поверхности как одного из элементов летательного аппарата. [c.4]

Для несимметричного профиля крыла (рис. 1.11) экспериментальным путем найдена зависимость между коэффициентами аэродинамической нормальной силы с,1 и аэродинамического момента тангажа /Пг относительно точки О передней кромки (эта зависимость графически показана на том же рисунке). Для заданных условий определите коэффициент центра давления Сд = Хд/Ь и безразмерную координату фокуса по углу атаки хр = Хр/Ь. [c.15]

Рис. 1.11. Несимметричный профиль крыла

Рис. 1.12. Поляры профилей крыла

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]

Н. Для профиля крыла производная = дСу / да — 5 1/рад. [c.161]

Определите среднюю циркуляцию скорости по контуру профиля крыла летательного аппарата весом G = 25-10 Н, совершающего горизонтальный полет со скоростью Уоо = 200 м/с на высоте Я = 10 км. Размах крыла / = 30 м. [c.162]

Коэффициент подъемной силы профиля (крыла бесконечного размаха) [c.164]

Подсчитываем среднюю циркуляцию скорости по контуру профиля крыла летательного аппарата Г<,р = 100,7 м /с. [c.167]

При полете в атмосфере на высоте И =5 км со скоростью = 200 м/с на профиле крыла в некоторой точке местная скорость достигает скорости звука. Чему равна эта скорость [c.173]

ЭТИХ зависимостей заключается в том, что крыло с предкрылком существенно увели-чивает критический угол атаки ( кра > крх). тогда как для крыла с закрылком характерно некоторое уменьшение этого угла ( крэ < крт)- Это объясняется эффектом тангенциального вдува в пограничный слой на верхней поверхности профиля крыла, осуществляемого через профилированную щель между отклоненным предкрылком и крылом (рис. 11.25,6). Вытекающая через щель с большой скоростью струя перемещает точку отрыва вниз по потоку и обеспечивает безотрывное обтекание на больших углах атаки, чем отклоняющийся закрылок, подсасывающий эффект которого слабее. [c.625]

Профиль крыла, форма и размеры которого показаны на рис. 12.2, движется под углом атаки а = 0 со сверхзвуковой скоростью, соответствующей числу [c.672]

Уравнение профиля крыла и размеры [c.672]

Решению этой задачи предшествует предварительный расчет параметров невязкого потока, осуществляемый при известной форме заостренного профиля с использованием теории скачков уплотнения и течения разрежения (течения Прандтля — Майера). Для заданной формы профиля крыла и параметров невозмущенного потока распределение скорости на внешней границе пограничного слоя можно аппроксимировать в виде [c.752]

Формы профилей крыльев современных самолетов, а также лопаток турбин и насосов, как правило, окончательно отрабатываются экспериментально. Исходными формами профилей для создания серий часто служат теоретические профили, полученные методом конформных отображений. [c.202]

Метод замены подъемной силы крыла действием лишь одного вихря используется в так называемой теории вихревой несущей линии (рис. IX. 12, а). Подъемную силу крыла можно создать не одним присоединенным вихрем, как это сделал Н. Е. Жуковский, а системой вихрей, непрерывно распределенных по контуру профиля крыла (рис. IX. 12, б). Теория, имеющая в своем основании такую схему, значительно сложнее первой она называется теорией вихревой несущей поверхности. [c.219]

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]

Так как жидкость идеальна и движение устано вившееся, то любая линия тока течения может быть заменена твердой стенкой. Отсюда следует, что при О бтекз нии профиля -крыла самолета его очертания должны являться одной из линий тока течения. [c.265]

При преобразовании окружности в профиль крыла в результате нарушения конформност- на острой задней кромке будет бесконечная скорость, если она не является критической. Таким образом, постулат Чаплыгина — Жуковского — условие отсутствия бесконечной скорости на профиле крыла. Используем постулат для определения Г. Так как критической точке профиля соответствует на окружности критическая точка 0 = 0, то из формулы (165.45) найдем [c.268]

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]

Результаты экснеримента (рис. 10.78) действительно показывают, что ирц сохранении формы профиля крыла и его удлинения удается путем расположения крыла иод углом р = 40° к набегающему потоку существенно увеличить значение d jda в диапазоне шсел Маха 0,8—0,9. [c.101]

На рис. 1.12 изображены поляры двух профилей крыла. Покажите, какой будет соответствующая форма этих профилей, и определите для каждого из них непосредственно по рисунку максимальное качество, наивыгодиейший угол атаки, максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы и критический угол атаки. [c.15]

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]

На рис. 3.1 показано распределение коэффициента давления р р / оо)/(рВ1/2), полученное по результатам продувок профиля крыла в малоскоростной аэродинамической трубе, в которой скорость потока в рабочей части 1/ о = = 100 м/с. По данным этого распределения постройте кривые изменения скорости [c.76]

В аэродинамике профиля крыла, обтекаемого установившимся несжимаемым потоком, важной задачей является расчет аэродинамических коэффициентов тонких слабо изогнутых профи-.аей, расположенных под малым углом атаки. Течение около таких профилей маловозмущенное, поэтому обтекание профиля можно рассчитать, заменив его системой вихрей, непрерывно распределенных вдоль средней линии профиля. Метод, основанный на замене профиля системой вихрей, предполагает, что поперечные размеры профиля малы по сравнению с длиной хорды профиля, т. е. фактически рассматривается обтекание не собственно профиля, а его средней линии. [c.161]

При расчете волнового сопротивления профиля крыла, обтекаемого потоком со сверхкрити ческой скоростью > оскрЬ можно воспользоваться методом, предложенным проф [c.172]

Особенность расчета обтекания профиля крыла диссоциирующим потоко.м заключается в том, что ряд параметров обтекания определяется с помощью соответствующих таблиц или графиков. Это приводит к необходимости воспользоваться при расчетах такого обтекания методом последовательных приближений. [c.172]

Найдите аэродинамические коэффициенты профиля крыла в виде плоской пластинки с хордой 6 = 2 м и длиной / = 5 м (рис. 7.11), обтекаемой сверхзву- [c.177]

По условию задачи это число М является критическим Мооцр- Пользуясь графиком Христиановича (см. рис. 1.1.15 ]20[), определяе.м соответствующий этому числу М ,(р = 0,6240 минимальный коэффициент давления на профиле крыла pminii = —0.7. Согласна гипотезе Христиановича, в том месте профиля, где р = Pmimi , местная скорость равна местной скорости звука. Эта скорость определяется с помощью уравнения V = П , == 260,7 м/с. [c.180]

Экспериментальные исследования профилей крыльев выявили сильную зависимость положения места перехода от градиента давления внешнего течения. При этом оказалось, что в первом приближении координата точки минимума давления определяет место перехода. В свою очередь эта координата также с известным приближением совпадает с местом наибольшей толщины профиля. Поэтому ламинаризированные профили с большой протяженностью ламинарного пограничного слоя имеют смещенные к задней кромке участки наибольшей толщины. По экспериментальным данным, точка минимума давления может быть удалена от передней кромки на расстояние 60—65% хорды профиля. Сопротивление такого профиля, обусловленное воздействием ламинарного трения, может быть снижено по сравнению с обычным профилем в полтора-два раза. [c.90]

На рис. IX.И показана плоская прямолинейная решетка про-филе.р, имитирующая сечение рабочего колеса. Геометрические характеристики профилей остаются теми же, что и для профилей крыльев. Основными геометрическими величинами, определяющими решетку, являются расстояние между соответствующими точкамидпрофилей — шаг решетки t — и угол между осью решетки и хордой р, называемый углом установки профиля в решетке. [c.216]

При продувке профилей крыльев самолетов в специальных аэродинамических трубах значительный интерес представляет соотношение между коэффициентом лобового сопротивления и коэффициентом 6 в. с. ЯблонскиО [c.161]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...