Распределение подъемной силы

Рис. 12.5. Распределение подъемной силы по размаху прямоугольного крыла

Рис. 12.6. Распределение подъемной силы по размаху трапециевидного крыла сеч

Рис. 12.7. Распределение подъемной силы по размаху стреловидного крыла

Схема вихрей, соответствующая реальному распределению подъемной силы по крылу, показана на рис. IX. 13, б. От присоединенного вихря вдоль всего размаха отходят элементарные свободные вихри с циркуляцией dt. Таким образом, циркуляция убывает от Го в середине крыла до нуля на концах, а позади крыла образуется сплошная вихревая пелена свободных вихрей, которая по мере удаления от крыла сворачивается в два вихревых жгута. [c.220]

I х, у) обозначено безразмерное распределение подъемной силы, которая связана с полной подъемной силой зависимостью [c.443]

Один из результатов расчета представлен на рис. 18.17, на котором видно, что распределение подъемной силы по размаху крыла ведет себя странно, образуя зигзаг. [c.444]

На рис. 5.23 показано распределение циркуляции Г/(асО ) = = (1/2)ut-o присоединенных вихрей в сечениях, а на рис. 5.24 — распределение подъемных сил L/[pa (Q/ ) ] = (1/2) сечений при одинаковых значениях параметров. Наконец, на рис. 5.25 и 5.26 представлены распределения подъемной силы сечения по радиусу и по азимуту. В концевой части наступающей лопасти наблюдается уменьшение подъемной силы, что необходимо для поддержания равновесия при малой подъемной силе отступающей лопасти. [c.201]

Очевидно, что распределение подъемной силы около передней кромки также различно в обоих случаях. В дозвуковом случае теория дает бесконечную плотность подъемной силы для пластинки с математически острой передней кромкой. Это вытекает из того обстоятельства, [c.33]

Фиг. 15. Распределение подъемной силы по хорде для плоской пластинки

Несущая поверхность конечного размаха. Оба метода, изложенные выше в разделе 4, могут быть применены к вычислению потока, создаваемого несущей поверхностью, если распределение подъемной силы на поверхности крыла задано. Так как в принятой здесь приближенной теории влияние конечной толщины крыла на поток не зависит от потока, создаваемого подъемной силой, то несущую поверхность можно рассматривать как не имеющую толщины. Вместо источников и стоков, примененных в теории сопротивления, в теории несущей поверхности необходимо применять элементарные решения, представленные на фиг. 16 и 17. [c.39]

Это выражение соответствует действию сосредоточенной подъемной силы, равной 2 и. Вычисляя вертикальные скорости, создаваемые такими течениями, непрерывно распределенными по плоскости проекции крыла, можно найти распределение кривизны, создающее заданное распределение подъемной силы. Следовательно, поток будет полностью известен, и сопротивление может быть вычислено. Наконец, индуктивное сопротивление вычисляется классическим путем, и задача, таким образом, полностью решается. [c.39]

Распределение подъемной силы представляем интегралом Фурье для распределения плотности подъемной силы по произвольному сечению получаем выражение [c.40]

Распределение кривизны по крылу, создающее заданное распределение подъемной силы, вычисляется при помощи интеграла Фурье без особого труда. [c.40]

Аэродинамические соображения, влияющие на выбор несущих поверхностей, образуют ветвь сверхзвуковой аэродинамики, крайне нуждающуюся в глубоком исследовании. Способы изменения распределения подъемной силы по крылу, вытекающие из соображений теории пограничного слоя, заслуживают также тщательного изучения это изучение может создать большие возможности п помочь в преодолении трудностей, связанных с переходом от дозвукового к сверхзвуковому режиму. [c.45]

В этом случае для распределения подъемной силы и сопротивления бесконечного треугольного крыла можно дать математические выражения в замкнутом виде. При этом согласно правилу запрещенных сигналов и общих свойств крыльев, имеющих в плане форму с дозвуковыми и сверхзвуковыми задними кромками, решение для бесконечного крыла без изменений будет пригодно также м для конечного крыла, если только оно имеет сверхзвуковую заднюю кромку. [c.46]

Показать, что для крыла конечного размаха индуктивное сопротивление будет минимальным при заданной подъемной силе в случае, когда распределение подъемной силы по размаху является эллиптическим. [c.529]

Рис. 168. Эллиптическое распределение подъемной силы

Так как скорость гю при эллиптическом распределении подъемной силы остается, как было сказано, постоянной по всему размаху, то остается постоянным и угол (р. Поэтому в данном случае непосредственно применимо соотношение (91), которое теперь принимает вид [c.286]

Это сопротивление, возникающее при движении крыла конечного размаха в жидкости без трения, называется индуктивным сопротивлением (такое название дано ввиду формальной аналогии рассматриваемого явления с электромагнитной индукцией). Скорость ги, вызванная крылом, называется индуктивной скоростью. Более подробное исследование показывает, что индуктивное сопротивление, определяемое формулой (94) в виде функции от подъемной силы А, является минимальным при заданном размахе I. При всех других распределениях подъемной силы. [c.286]

Минимальное свойство формулы (94) связано с постоянством индуктивной скорости вдоль размаха. Так как функция вблизи своего минимума изменяется обычно незначительно, то формулу (94) можно применять как приближенную формулу также для других распределений подъемной силы, при условии, что они не очень отличаются от эллиптического распределения. В частности, это вполне допустимо для прямоугольного крыла с не очень малым относительным размахом . [c.287]

Подчеркнем еще раз, что здесь имеется в виду минимум для заданного размаха. Увеличение размаха при сохранении распределения подъемной силы ведет к дальнейшему уменьшению индуктивного сопротивления. Конечно, на практике размах крыла не может быть сделан особенно большим (главным образом вследствие ограниченной прочности материалов). [c.287]

Значительно проще производится определение коэффициента профильного сопротивления wp из уравнения (105), если значения Сц, и Са известны по результатам продувки. Вследствие небольшого отклонения распределения подъемной силы от эллиптического распределения коэффициент индуктивного сопротивления получается примерно на 4% больше своего значе-F [c.300]

Скос потока и индуктивное сопротивление зависят от распределения подъемной силы по размаху крыла и тем самым от формы крыла в плане. Как скос потока, так и индуктивное сопротивление могут быть вычислены для любой формы крыла в плане с использованием ОСНОВНЫХ положений теории вихрей. Как показано Прандт-лем [Л. 18], для формы крыла в плане с эллиптическим распределением подъемной силы но размаху крыла имеет место [c.417]

ТОГО, при полете вперед периодически изменяются с периодом 2n/Q. Это создает серьезную проблему для конструкторов необходимо каким-то способом уменьшить изгибающие моменты в комлевых частях и снизить напряжения в лопастях до допустимого уровня. Если лопасти жесткие, как у пропеллера, то все аэродинамические нагрузки воспринимает конструкция. У гибких же лопастей под действием аэродинамических сил возникают значительные изгибные колебания, в результате которых аэродинамические силы могут изменяться так, что нагрузка лопастей существенно снизится. Таким образом, при полете вперед азимутальное изменение подъемной силы лопасти вызывает ее периодическое движение с периодом 2n/Q в плоскости, нормальной к плоскости диска (плоскости взмаха). Это движение называют маховым. С учетом инерционных и аэродинамических сил, обусловленных маховым движением, результирующие нагрузки лопасти в комлевой части и момент крена, передающийся на фюзеляж, существенно уменьшаются. Обычно для снижения нагрузок втулки несущих винтов снабжают горизонтальными шарнирами (ГШ). При маховом движении лопасть поворачивается вокруг оси ГШ как твердое тело (см. рис. 1.4). Так как на оси ГШ момент равен нулю, на фюзеляж он вообще не может передаться (если относ оси ГШ от оси вращения равен нулю), а изгибающие моменты в комлевой части лопасти должны быть малы. Несущий винт, у которого имеются горизонтальные шарниры, называют шарнирным винтом. В последнее время на вертолетах с успехом применяют несущие винты, не имеющие ГШ и называемые беешарнирными. При использовании высококачественных современных материалов комлевую часть лопасти можно сделать прочной и в то же время достаточно гибкой, чтобы обеспечить маховое движение, которое снимает большую часть нагрузок в комле лопасти. Вследствие значительных центробежных сил, действующих на лопасти, маховые движения у шарнирных и бесшарнирных винтов весьма сходны. Естественно, нагрузка комлевой части лопасти у бесшарнирных винтов выше, чем у шарнирных, а увеличение момента, передаваемого на втулку, оказывает значительное влияние на характеристики управляемости вертолета. В целом маховое движение лопастей уменьшает асимметрию в распределении подъемной силы по диску винта при полете вперед. Поэтому учет махового движения имеет принципиальное значение в исследовании аэродинамических характеристик несущего винта при полете вперед. [c.155]

Аэродинамическая устойчивость. Необходимо рассмотреть устойчивость при крене, продольной качке и рыскании. Устойчивость при крене можно обеспечить, если добиться расположения центра давления (точка приложения равнодействующей боковой силы ветра), близко к продольной оси автомобиля. Небольшие отклонения от такого идеального расположения допустимы, если при этом значительно не нарушается управляемость автомобиля при крене. Значение продольного Момента, приводящего к изменению нагружения колес с увеличение ] скорости, определяется распределением подъемных сил, действующих на автомобиль. Хвостовой закрылок, который используется дДя создания верхнего контура стабилизатора, снижающего. аэродинамическое сопротивление, вызывает отрицательную подъемнун силу на задних колесах, и это может способствовать увеличению продольной устойчивости автомобиля. Автомобилями с малой массой, у которых центр масс смещен к задней части, труднее управлять, кроме того они чувствительны к нулевой или небольшой отрицательной подъемной силе, возникающей в перед- [c.40]

Теория Прандтля основана на рассмотрении системы П-образных вихрей и нриводит к интегро-дифференциальному уравнению для распределения циркуляции вихря вдоль несущей линии крыла. В простейшем случае можно принять эллиптическое распределение подъемной силы вдоль крыла, что приводит к удобным формулам, позволяющим определить в некотором смысле минимальную величину индуктивного сопротивления (М. Мунк). Исследования приближенных методов решения интегро-дифференциального уравнения крыла конечного размаха были начаты в Германии еще А. Бетцем (1919— 1920) и Э. Треффтцем (1921), значительные успехи в этой области были достигнуты там позже Г. Мультхоном [c.290]

Однако прямая задача, которая во многах случаях может быть более интересной для конструктора, а именно определение распределения подъемной силы для крыла заданной формы (т. е. при заданных форме крыла в [c.40]

Послушайте, — сказал мне Прандтль, — я рассчитываю эти проклятые вихри и ие могу получить приемлемый результат для индуктивного сонротивления. Я попытался заставить подъемную силу внезаппо падать до нуля на концевой части крыла, но иидуцироваппая скорость становится бесконечной. Хорошо, подумал я, природе ие нравится подобное парушепие непрерывности, поэтому я заставил подъемную силу возрастать линейно с расстоянием от концевой части крыла. Это также не действовало. Это распределение подъемной силы также не создает конечную индуцированную скорость на концевой части . [c.73]

Как мы видели в главе II, теория крыла должна рассматривать двумерные задачи крыльев бесконечного размаха и трехмерные задачи крыльев конечного размаха. Эти два класса задач встречаются также в сверхзвуковой теории крыла. Приведенное выше решение Акерета является решением для двумерной задачи в линеаризованном виде, т. е. в соответствии с нредноложеннем, что скорости, создаваемые наличием профиля крыла, малы но сравнению со скоростью полета. Дальнейшие приближения будут рассмотрены в следуюш,ем разделе. При обраш,ении к трехмерной задаче большинство исследователей использовали линеаризованную теорию. С номош,ью этого нриближеппого метода было накоплено обширное количество теоретической информации, особенно в последние десять лет, относительно теории распределения подъемной силы и вычисления индуктивного сопротивления и волнового сопротивления для различных форм сверхзвуковых крыльев. Этой работе в значительной мере способствовал тот факт, что трехмерную задачу установившегося сверхзвукового течения можно свести к задаче двумерного распространения волн. [c.121]

Эллиптическое распределение подъемной силы 72 Энергия, требуемая для поддержания веса 24, 27-28, 33, 57, 68, 73-74 Энтропия 129 Эолова арфа 78 Эффект Донилера 141 [c.207]

Теоретические формулы, выведенные нами в предыдущих разделах, находятся в очень хорошем согласии с опытом, как мы это увидим ниже, при сравнении экспериментальных результатов с теоретическими. Воспользуемся результатами опытов, проведенных нами в Сенсирском институте аэротехники [4], чтобы сравнить их с полученными теоретическими формулами для распределения подъемной силы вдоль размаха, для изменения давления в зависимости от удлинения, для подъемной силы, для индуктивного сопротивления, для моментов и т. д. Другая серия исследований, проведенных в аэродинамической лаборатории при Бухарестском политехническом институте, относится к суммарным измерениям подъемной силы, сопротивления и момента для прямоугольных крыльев удлинения 5 [16]. [c.229]

Смотреть страницы где упоминается термин Распределение подъемной силы : [c.239] [c.837] [c.863] [c.62] [c.63] [c.65] [c.72] [c.73] [c.280] [c.286] [c.288] [c.295] [c.299] [c.300] [c.171] [c.206] [c.210] [c.253] [c.229] [c.203]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...