Распределение подъемной силы вдоль размаха крыла

Распределения коэффициентов подъемной силы по размаху крыльев при углах атаки аз, соответствующих отрывным режимам обтекания их верхних поверхностей, приведены на рис. 12.5—12.7. Пунктиром на этих рисунках показаны кривые, которые имели бы место при безотрывном обтекании, сплошными линиями — при отрывном. Для стреловидного крыла характерным является увеличение толщины пограничного слоя в его концевых сечениях за счет составляющей скорости вдоль размаха. Для предотвращения преждевременного отрыва потока применяются аэродинамические гребни — пластины на верхней поверхности крыла, препятствующие стеканию пограничного слоя к концам крыла. [c.679]

Распределение аэродинамической нагрузки вдоль размаха крыла с небольшой погрешностью может быть принято по закону распределения подъемной силы. Некоторая погрешность здесь существует вследствие различных законов распределения Су и Сх по размаху. Следовательно, погонная воздушная нагрузка в сечении z (рис. 3.3) [c.73]

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]

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]

Коэффициент подъемной силы с крыла может быть определен по известному закону распределения циркуляции вдоль размаха. [c.246]

Рис. 97. Распределение вдоль размаха коэффициента подъемной силы крыла модели ЛК-3-

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]

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]

Если подъемную силу, как-либо меняющуюся вдоль размаха крыла, и цирку. шцию представить в виде как бы связки вихревых нитей внутри крыла, причем плотность этой связки пропорциональна циркуляции, то при ступснчатом распределении циркуляции с задней кромки крыла будут сбегать вихри так, как это изображено на фиг. 167. [c.204]

В предыдущем разделе мы рассчитали углы атаки сечений крыла при заданном распределении вдоль размаха коэффициента подъемной силы. Теперь по формулам 34) я (35) необходимо определить знане-иия тэффштеятэ соггротивлеекя для любого сечения крыла, а затем — среднее значение коэффициента Сх всаго крыла. Для этого разделим крыло на п участков шири-ной Дг,- (рис. 101) и примем, что на каждом из них коэффициент сопротивления имеет постоянное значение. [c.88]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...