Ограничения теории крыла

Ограничение теории крыла срыв потока [c.54]

Для исследования обтекания одиночного профиля в плоскости С могут быть применены различные методы, развитые для плоской задачи теории крыла. Однако для практических расчетов предпочитают отображение решетки на внутреннюю (ограниченную) область, не содержащую бесконечно удаленной точки С = оо. Такое отображение можно получить из предыдущего с помощью какого-нибудь дробно-линейного преобразования. [c.68]

Наличие у лопастей неоперенной части не оказывает прямого влияния на индуктивную скорость при полете вперед по теории крыла индуктивная скорость зависит не от площади крыла, а от квадрата его размаха. Наличие неоперенной части влияет на эффективное распределение нагрузки по размаху винта и, следовательно, увеличивает индуктивную мощность по сравнению с оптимальной величиной, соответствующей эллиптическому распределению нагрузки. Однако неоперенная часть не является главным фактором, изменяющим распределение нагрузки при полете вперед. Ограничения по срыву на отступающей лопасти, скорости обтекания которой минимальны по диску, приводят к концентрации нагрузки в передней и задней частях диска, в результате чего эффективный размах несущей системы уменьшается. [c.140]

Первое строгое обобщение теории Жуковского о подъемной силе на случай обтекания профиля сжимаемым потоком при ограниченных скоростях было дано Ф. И. Франклем и М. В. Келдышем (Внешняя задача Неймана для нелинейных эллиптических уравнений с приложением к теории крыла в сжимаемом газе.— Изв. АН СССР, серия VII. Отд. матем. и естеств. наук, 1934, № 4, стр. 561—601). [c.292]

Однако, для того чтобы такое сложение сопротивлений было возможно, необходимо, чтобы оба они были взяты для одного и того же состояния потока около элемента крыла, а отнюдь не для одного и того же угла атаки этого элемента только при соблюдении этого условия интенсивность подъемной силы на элементе крыла, один раз ограниченного боковыми стенками, а другой раз — не ограниченного, будет одинакова (если пренебречь малыми величинами). Отсюда следует, что при применении формул теории крыла целесообразнее брать за аргумент не [c.294]

Современные турбомашины обычно работают при ограниченных дозвуковых скоростях потока и с маловязкими жидкостями, поэтому эффекты сжимаемости и вязкости невелики, хотя на практике именно эти аффекты определяют технические характеристики турбомашин. В теории решеток, как и в теории крыла, учет сжимаемости и вязкости среды производится на основе общих методов гидродинамики, а также данных экспериментальных исследований. [c.126]

Для того чтобы, оставаясь в рамках теории идеального безвихревого потока, определить величину воздействия потока на помещенное в него тело, Жуковский заменяет крыло некоторым воображаемым жидким крылом, ограниченным замкнутой линией тока, и предполагает, что внутри этого жидкого крыла происходит движение с особенностью — вихрем ). [c.192]

Третье ограничение заключается в том, что теория несуш,их линий не дает хорошего приближения для крыльев малого относительного удлинения. Если размах не слишком большой но сравнению со средней [c.62]

Ограниченность объема настоящей книги не позволила остановиться на специальных вопросах теории плоского нестационарного движения крыла, созданной гением С. А. Чаплыгина и столь блестяще в дальнейшем развитой в работах М. В. Келдыша, М. А. Лаврентьева и Л. И. Седова, а также на вопросах динамики плоского и пространственного движения твердого тела в тяжелой идеальной несжимаемой жидкости при наличии свободной поверхности. Последняя область особенно обязана своим расцветом глубоким исследованиям Н. Е. Кочина, М. В. Келдыша и Л. И. Седова. [c.448]

Остановимся теперь на некоторых ограничениях применимости теории полос. Пусть передняя кромка крыла или часть ее сильно скошена и составляет с осью л малый угол р, порядка угла Маха до или после (a s=M7 e) скачка уплот- [c.225]

Теория идеальной жидкости, не учитывающая наличия трения, естественно, не могла объяснить возникновения вихрей в набегающем на тело безвихревом потоке. Для того чтобы, оставаясь в рамках теории идеального безвихревого потока определить величину воздействия потока на помещенное в него тело, Жуковский заменяет крыло некоторые воображаемым жидким крылом, ограниченным замкнутой линией тока, и предполагает, что внутри этого жидкого крыла происходит движение с особенностью — вихрем, имеющим интенсивность, равную сумме интенсивностей вихрей, которые образовались бы на самом деле в тонком слое на поверхности тела при обтекании его реальной жидкостью. Такой вихрь Н. Е. Жуковский назвал присоединенным. Интенсивность присоединенного вихря, или, что то же, циркуляцию скорости по контуру, охватывающему крыловой профиль, можно было бы вычислить при помощи теории движения реальной жидкости в пограничном слое, а по теории идеальной жидкости только при помощи некоторого дополнительного допущения. По такому пути, как мы уже знаем, пошли ( 45) Н. Е. Жуковский и С. А. Чаплыгин, выдвинувшие постулат [c.244]

Обтекатель, на стыке крыла-фю-зеляжа 154-155 Общество по аэронавтике Великобритании 10, 23 Ограничения теории крыла 53-55, 62 [c.201]

Второе характерное ограничение теории несуш,нх линий касается стреловидности крыла, особенности, которая принята на высокоскоростных самолетах по причинам, подробнее объясненным нами в главе IV. Если мы заменим стреловидное крыло на стреловидную несу-гцую линию, то расчет скоса потока окажется очень трудным, потому что возникают математические бесконечности на несугцей лнннн. [c.62]

Действительные крылья имеют ограниченный, или конечный,разлгах и обычно не являются цилиндрическими поверхностями. Таким образом, крыло бесконечного размаха следует рассматривать как идеальную схему. Случай этот поддается строгому изучению, приводящему к точным решениям, которые при некоторых упрощающих гипотезах и небольших изменениях могут непосредственно применяться к действительным крыльям. Поэтому мы должны тщательно исследовать плоскопараллельное течение вокруг нормального сечения такого идеального крыла. Исследования этого рода и составляют то, что обычно называют теорией крыльев бесконечного размаха. [c.57]

Теорию крыла конечного размаха позволило создать использование основополагающей теоремы Н. Е. Жуковского о связи подъемной силы с циркуляцией и модели течения с присоединенным вихрем, так что эта теория является логическим продолжением и развитием идей, составляющих фундамент теории крыла бесконечного размаха, В 1910 г. С. А. Чаплыгин в докладе на тему Результаты теоретических исследований о, движении аэропланов сформулировал общие представления о вихревой системе крыла конечного размаха. В 1913 и 1914 гг. им были получены первые формулы для подъемной силы и индуктивного сопротивления. Они были доложены на третьем воздухоплавательном съезде в Петербурге. В дальнейшем основное распространение получила теория несущей линии, предложенная в Германии Л. Прандтлем для крыльев большого относительного удлинения. В рамках этой схемь было получено интегро-дифференциальное уравнение, связывающее изменение циркуляции и индуктивный скос потока. Задача свелась к отысканию различных приближенных методов его решения. В работе Б. Н. Юрьева (1926) был применен геометрический прием, в котором использовалось предположение о том, что распределение циркуляции близко к эллиптическому и что отклонения от этого распределения повторяют форму крыла в плане. Аналитические методы, применявшиеся на начальном этапе развития теории для получения приближенных решений, состояли в требовании удовлетворения основному уравнению в ограниченном числе точек по размаху. Так, в методе тригонометрических разложений В. В. Голубев (1931) заменил бесконечный тригонометрический ряд тригонометрическим многочленом, сведя бесконечную систему уравнений к конечной системе, в которой число неизвестных соответствует числу членов разложения циркуляции и числу точек на крыле. С целью более точного учета формы крыла в плане при ограниченном числе решаемых алгебраических уравнений Я. М. Серебрийский (1937) предложил для решения интегро-дифференциального уравнения использовать способ наименьших квадратов. [c.92]

Первые исследования касались наиболее простых объектов — решеток пластин и близких к ним. Однако профили лопаток турбомашин, в отличие от профилей крыльев и винтов, обычно сильно изогнуты, имеют значительную кривизну и работают в широком диапазоне изменения углов входа потока. Поэтому большие усилия были направлены на дальнейшее развитие теории решеток без существенных ограничений формы и условий обтекания профиля. Это развитие опиралось на результаты, достигнутые ранее в частнод случае решеток из тонких слабо изогнутых профилей, и на методы, развитые в точной теории крыла произвольного профиля. [c.114]

В частности, нижний предел значения а, вычисляемого по интегральной интенсивности рассеянного излучения, определяется интенсивностью источника, коэффициентом отражения зеркала и фоном установки. В оптимальном случае наблюдаются индикатрисы о отношением интенсивностей в максимуме зеркального пика к крыльям около 10 —10 что дает при Я = 1 нм Оцт л 0,1-ь0,2 нм. Диапазон корреляционных длин шероховатости, вклад от которых учитывается в интенсивности рассеяния, задается снизу максимальными значениями углов наблюдения (по отношению к зеркальному пику), для которых рассеянное крыло еще заметно над фоном. Сверху диапазон корреляционных длин ограничен угловой шириной зеркального пика (в соответствии с соотношением ртах < У2п0у, где У — полуширина зеркального пика). В большинстве случаев диапазон корреляционных длин составляет примерно от 0,1 до нескольких десятков микрометров. Разброс значений аир, определяемых данным методом, очень мал (поскольку интенсивность рассеянной компоненты зависит от них экспоненциально) и обычно не превышает 10 %. Однако абсолютная точность этих значений может быть значительно хуже, так как она определяется точностью теории рассеяния и индивидуальными особенностями функции распределения шероховатостей данного зеркала. [c.240]

На рис. 23 показано, что полезность теории обусловлена ограниченной областью значений угла атаки, включаюгцей относительно малые углы, положительные и отрицательные. Вне этой области значений измеренная подъемная сила падает намного ниже значений, предсказанных теорией. Физическое объяснение этого несоответствия, подтвержденного внзуальнымн наблюдениями, следуюш,ее. Как уже говорилось, подъемная сила, действуюш,ая на крыло, возникает благодаря разности в давлении между верхней и ннжней поверхностью. Эту разницу в давлении можно сохранить, только если течение удерживается у поверхности. Действительно, при малых углах атаки течение испытывает незначительные препятствия, но удерживается у поверхности. Однако когда угол увеличивается, воздух встречает всё возрастаюш,ие препятствия, чтобы сохранить соприкосновение, особенно на верхней поверхности, где ему приходится прокладывать себе дорогу вопреки возрастающему давлению, и он отрывается от поверхности до того, как достигнет задней кромки. Этот отрыв приводит, во-первых, к значительно меньшему значению циркуляции но сравнению с тем, которое задает условие Кутта-Жуковского, и, во-вторых, к фактическому снижению циркуляции с увеличивающим углом атаки. Таким образом. [c.54]

В заключение укажем, что теория дает возможность учесть влияние ограниченности потока воздуха также для случая крыла с очень боль-нюй глубиной, когда уже нельзя пренебрегать изменением добавочных скоростей но глубине крыла. Оказывается, что прн испытании такого крыла в свободной струу д н учета влинник границ струи необходимо придать Oлeли крыла несколько большую выпуклость, чем действительному крылу. [c.231]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...