Крыло бесконечного размаха

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

Для крыла бесконечного размаха (К = °°) угол скоса равен нулю (Аа = 0), т. е. истинный угол атаки равен кажущемуся (а). Чем меньше относительный размах крыла Я, тем больше угол скоса потока и, следовательно, меньше истинный угол атаки. [c.100]

Ранее иры рассмотрении крыла бесконечного размаха предполагалось, что течение остается плоским и что направление скорости набега.ющего потока нормально к передней кромке крыла. Рассмотрим теперь крыло бесконечного размаха, обдуваемое иод углом к передней кромке илп эквивалентное ему крыло, [c.101]

Идея Жуковского заменить крыло одним или несколькими присоединенными вихрями, неподвижно связанными с крылом и создающими в потоке такую же циркуляцию скорости по любому замкнутому контуру, какую в действительности создает крыло, позволяет решать многие практические задачи гидродинамики крыла бесконечного размаха. [c.161]

Подъемная сила участка крыла бесконечного размаха площадью 5кр=Ю м при угле атаки а = 0,04 рад и скорости полета Коо = ЮО м/с на высоте Н = 1000 м [c.161]

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

На участке крыла бесконечного размаха площадью = 10 при угле [c.174]

При выполнении указанного условия все сечения работают , как у крыла бесконечного размаха. [c.237]

Для гармонически колеблющегося крыла бесконечного размаха, движущегося под некоторым углом атаки при р 0, вычислено распределение производных интенсивности циркуляции = д (у / / )1да и = д у ) / д =-- [c.252]

Найдите производную F°- -= p в задаче о сверхзвуковом обтекании прямоугольного крыла бесконечного размаха. [c.258]

Определите производные потенциальной функции в частном случае сверхзвукового неустановившегося обтекания прямоугольного крыла бесконечного размаха. [c.258]

Вычислите производные аэродинамических коэффициентов прямоугольного крыла бесконечного размаха шириной Ьд = 4 м при Моо == 2. [c.260]

Согласно (9.234), для сечения крыла бесконечного размаха [c.320]

Для сравнения в скобках показаны соответствующие величины для прямоугольного крыла бесконечного размаха. Производную вычислим по (9.550). Найдем П = Ем — = 0-683 Д = Ем + Ем = 0,183 д — 51 = 0,5. [c.413]

Для прямоугольного крыла бесконечного размаха производные р , р , [c.446]

Рассмотрим прямоугольное крыло бесконечного размаха. Для такого крыла из табл. 27.3 [3] при а Хкр =°° находим [c.456]

Как видно, для крыльев бесконечного размаха метод касательных клиньев практически совпадает сточным решением. [c.457]

Здесь oo соответствует крылу бесконечного размаха, а Ас определяет концевой эффект. [c.460]

Схема обратного треугольного крыла, обтекаемого потоком с Мао = 1,5, показана на рис. 9.47,а. Как видно, задние кромки сверхзвуковые и не влияют на обтекание всего крыла. Таким образом, у этого крыла отсутствует концевой эффект, т. е. нагрузки на нем такие, как в соответствующих точках прямоугольного крыла бесконечного размаха (рис. 9.47,6). Отсутствие концевого эффекта соответствует условию, чтобы 2ае с 0,5/ (рис. 9.47). Так как [c.460]

Таким образом, если взять контур, охватывающий положение крыла до начала движения и его положение в данный момент времени, то суммарная циркуляция по этому контуру во все время движения должна быть равна нулю. Циркуляция же на крыле может быть сколь угодно большой, но равной по величине и противоположной по знаку циркуляции J3 следе за крылом. Такая схема верна лишь для крыла бесконечного размаха. [c.95]

При изучении обтекания крыла бесконечного размаха было установлено, что действие вязкости жидко- V [c.219]

Было показано, что подъемная сила крыла бесконечного размаха по формуле Жуковского (IX. 14) пропорциональна циркуляции, определяющей интенсивность присоединенного вихря. [c.219]

В самом определении крыла бесконечного размаха предполагается, что интенсивность присоединенного вихря постоянна по всей длине крыла. [c.219]

Н. Е. Жуковский рассматривал установившиеся плоскопараллельные обтекания цилиндрического крыла бесконечного размаха поступательным набегающим потоком с постоянной скоростью. При решении плоской задачи о потенциальном обтекании несжимаемой жидкостью цилиндрического крыла можно найти в двусвязной области потенциального потока решение с циркуляцией, отличной от нуля по контуру, охватывающему крыло. Соответствующий потенциал оказывается многозначным. При непрерывном кинематическом продолжении рассматриваемого обтекания на всю плоскость в соответствии с теоремой Стокса внутри крыла получается вихревое течение. [c.300]

Да Су=с у и = с,р 4-+Су Да = с р + где Су и — коэфициенты, замеренные для крыла бесконечного размаха. Формально увеличение лобового сопротивления происходит за счёт того, что даёт составляю- [c.429]

Характеристика крыла бесконечного размаха [c.212]

К числу рассмотренных задач относится также обтекание цилиндрического крыла бесконечного размаха со скольжением (рис. 68) в случае ламинарного пограничного слоя. [c.144]

Основываясь на своей работе О газовых струях , Чап-льп-ин показал, что результаты его исследований крыла бесконечного размаха, выполненные при условии обтекания тел несжимаемым потоком, могут быть применены к [c.277]

При использовании нестационарной теории имеют место следующие выражения погонных силы и момента при гармонических колебаниях крыла бесконечного размаха в несжимаемом потоке (амплитудные значения) [c.485]

Расчеты нагрузки на лопастях несущего винта при помощи модели. взаимодействия несущей поверхности с вихрем представлены в работах [J.31, J.32]. Рассматривалось крыло бесконечного размаха с хордой с, находящееся в неограниченном дозвуковом потоке, несущем прямолинейный бесконечный вихрь. Вихрь располагался под крылом в плоскости, параллельной плоскости хорд и отстоящей от нее на расстояние h, причем проекция вихря на плоскость хорд составляла с осью крыла угол Л (рис. 13.21). Вихрь перемещался относительно крыла со [c.684]

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]

Определить подъемную силу, действующую на плоское крыло бесконечного размаха, наклоненное к направлению движения под малым углом атаки а при Mia l (Л. D. Linnell, 1949). [c.660]

При сверхзвуковом же обтекании возмущающее действие концевого сечения крыла распространяется только внутри конуса слабых возмущений с вершиной в передней кромке концевого сечения. Это приводит к существенному уменьшению индуктивного сопротив.лення, которое, вообще говоря, может быть сведено к нулю, если концы крыла срезать так, чтобы конусы возмущений, исходящие из передних кромок концевых сечений, не заключали внутри себя элементов крыла. В этом случае при сверхзвуковой скорости полета все сеченпя крыла будут обтекаться так же, как крыло бесконечного размаха. [c.100]

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]

При сверхзвуковых передних кромках выполняется условие ро < <(л/2 — у) иР" этом линии Маха располагаются на поверхности треугольного крыла за этими кромками (рис. 8.11, а). Для треугольного крыла поверхность разбивается на две области (/ и //) с различными характерами обтекания (рис. 8.11, а). Обтекание части крыла, лежащей вне конуса возмущения (область /), совпадает с обтеканием плоского крыла бесконечного размаха со скольжением (угол ско,льже-ния равен углу стреловидности у). Давление в этой области постоянно. В области // поток конический здесь давление постоянно вдоль лучей, исходящих из вершины крыла. [c.221]

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]

Значения акр и Суатах существенно зависят от геометрических характеристик крыла и числа Re. Место возникновения отрыва и дальнейшее его развитие определяются формой крыла в плане. Для сечений аэродинамически плоского крыла бесконечного размаха с неизменным профилем коэс ициент подъемной силы ограничен значением сватах, которое для заданного профиля зависит от числа Re = ooft/v. В любом сечении по размаху крыла коэффициент подъемной силы не может превысить указанного выше максимального значения. [c.678]

Условия работы лопастей осевого вентилятора, вращающегося в кожухе без зазора, близки к условиям работы крыла бесконечного размаха впло-скопаралле льном потоке. Размахом ------ [c.593]

Таким образом были заложены основы аэродинамики крыла бесконечного размаха. Почти одновременно с разработкой этой теории были предприняты исследования в теории крыла конечного размаха. Одной из первых работ, в которой для построения течения около крыла использовалась вихревая схема, был трактат Ф, Ланчестера, опубликованный в 1907 г. [43]. В 1910 г. Чаплыгин предложил вихревую схему крыла, а в 1913 г. на основе замены крыла П-образным вихрем дал метод расчета индуктивного сопротивления крыла. Аналогичная идея была использована Л. Прапдтлем, опубликовавшим теорию несущей линии [44], пригодную для расчета индуктивного сопротивления крыла достаточно большого удлинения. Ему же принадлежат важные для последующего развития аэродинамики результаты в теории пограничного слоя (1904 г.), в том числе объяснение сопротивления формы при обтекании тела с отрывом пограничного слоя от его поверхности [45]. [c.288]

Поскольку Г имеет размерность [о1 ([ ] — размерность длины), то П. с. можно выразить равенством У — Сур8и 2, где 5 — величина характерной для тела площади (напр., площадь крыла в плане, равная ЬЬ, если Ь — длина хорды профиля крыла), Су — безразмерный коэф. П. с., зависящий в общем случае от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Не и Маха М. Значение Су определяют теоретич. расчётом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, для крыла бесконечного размаха в дло-скопараллельном потоке при небольших углах атаки Су = 2ш(а — ао), где а — угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла), ав — угол атаки при нулевой П. с., т — коэф., зависящий только от формы профиля крыла, напр, для тонкой слабоизогнутой пластины т — л. В случае крыла конечного размаха Ь коэф. т = л/(1—2 Х), [c.670]

Решив задачу о крыле бесконечного размаха, Чаплыгин отмечал необходимость и важность решения задачи о крыле конечного размаха и при этом полагал, что крыло конечного размаха может быть моделировано вихревой схемой в виде П-образиого вихря. [c.277]

Колебания конструкции ЛА в полете вызывают изменение аэродинамического давления на колеблющейся поверхности, что в свою очередь сказывается на характере самих колебаний. Различают два вида аэродинамических сил зависящие от перемещений (так называемые силы аэродинамической жесткости) и силы, определяемые поперечными скоростями перемещений (силы аэродинамического демпфирования). Для малых перемещений принята линейная зависимость сил от местных углов атаки. Аэродинамические силы являются потенциальной причиной потери устойчивости. Величины коэффициентов аэродинамических сил зависят от формы перемещении колеблющейся поверхности, ее геометрии и скорости набегающего потока. В зависимости от режима полета применяют те или иные аэродинамические теории несжимаемого потока, дозвукового, трансзвукового, сверхзвукового и гиперзвукового. На практике используют методы расчета аэродинамических характеристик при определенных допущениях. Согласно гипотезе стационарности аэродинамические характеристики крыла, движущегося с переменной линейной и угловой скоростями, заменяются в каждый момент времени аэродинамическими характеристиками того же крыла, движущегося с постоянными линейной и угловой скоростями. Распрост-раиенной также является гипотеза плоских сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение крыла бесконечного размаха. Для крыла достаточно большого удлинения обычно принимают, что хорды, перпендикулярные оси жесткости, при колебаниях не деформируются. Толщину и кривизну крыла (оперения) предполагают малыми (по сравнению с хордой). [c.484]

Общая теория воздушного винта была разработана в начале 1920-х годов на базе вихревой теории и прандтлевской теории крыла. Путем введения в расчет индуктивных скоростей, определяемых вихревой теорией, были найдены аэродинамические параметры потока на диске несущего винта. В качестве характеристик профилей в таких расчетах использовались характеристики крыла бесконечного размаха. В более поздних работах было доказано, что при одинаковой схематизации несущего винта импульсная и вихревая теории действительно дают одинаковые результаты. Поэтому в теорию элемента лопасти теперь обычно вводят индуктивные скорости, получаемые по импульсной теории. Однако на ранней стадии разработки теории несущего винта вихревые концепции Прандтля произвели столь сильное впечатление, что вихревая теория полностью вытес-. нила импульсную. Последняя не смогла объяснить распределение индуктивных скоростей по диску несущего винта, которое требовалось для завершения разработки теории элемента лопасти. В результате вихревую теорию стали считать более надежной и логичной основой для исследования работы как крыльев, так и лопастей. [c.62]

Если крыло конечного размаха или нестационарно движущееся крыло бесконечного размаха создает подъемную силу, то за крылом возникает след, состоящий из продольных и поперечных свободных вихрей (вихревая пелена). Вихри следа в свою очередь вызывают на поверхности лопасти дополнительные индуктивные скорости, оказывающие существенное влияние на аэродинамические нагрузки. Поэтому расчет скоростей, индуцируемых пеленой вихрей, представляет собой важную часть определения аэродинамических нагрузок. Чтобы рассчитать последние с удовлетворительной точностью при приемлемых затратах на проведение вычислений, целесообразно аппроксимировать непрерывную пелену свободных вихрей решеткой из дискретных вихревых элементов. Индуцируемая таким элементом скорость может быть описана аналитическим выражением, а полная индуктивная скорость определяется путем суммирования скоростей от каждого из элементов. Наиболее важен учет концевых вихревых жгутов. Эти жгуты хорошо описываются последовательностью прямолинейных вихревых отрезков, образующих ломаную линию. Свободные продольные и поперечные вихри, сходящие с внутренних участков лопасти, существенно меньше, влияют на результаты расчета индуктивной скорости. Поэтому для них могут использоваться более грубые модели — от полностью игнорирующих влияние этих вихрей до использующих сетки дискретных вихревых элементов или вихревые по-вёрхности. [c.488]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...