Сила подъемная плоской пластинки

При обтекании хорошо обтекаемого крыла, наклоненного под малым углом к направлению потока а на рис. 36, так называемый угол атаки), развивается большая подъемная сила Fy, при этом сопротивление Fx остается малым, и в результате отношение Fy/Fx может достичь больших значений (порядка 10—100). Так продолжается, однако, лишь до тех пор, пока угол атаки не сделается слишком большим (обычно 10°). После этого сопротивление начинает очень- быстро возрастать, а подъемная сила падать. Это явление обусловливается тем, что при больших углах атаки тело перестает удовлетворять условиям хорошей обтекаемости место отрыва сильно смещается по поверх-пости тела по направлению к его переднему краю, в результате чего след делается значительно более широким. Надо иметь в виду, что в предельном случае тела очень малой толщины, т. е. плоской пластинки, хорошее обтекание имеет место только при очень малом угле атаки отрыв происходит на переднем крае пластинки уже при малых углах ее наклона к направлению потока. [c.259]

Подъемная сила плоской пластинки на единицу длины раз-1 аха равна [c.44]

Рассмотрим теперь возникновение подъемной силы при сверхзвуковом обтекании. На рис. 2.11 показано обтекание сверхзвуковым потоком тонкой плоской пластинки. Нижняя поверхность пластинки составляет с невозмущенным потоком положительный угол атаки а, а верхняя—такой же отрицательный угол. [c.53]

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

Однако в сверхзвуковом случае возникновение подъемной силы, кроме индуктивного сопротивления, влечет возникновение волнового сопротивления некоторой определенной величины, соответствующего энергии, уходящей в бесконечность вдоль конуса Маха. Это сопротивление будет пропорционально квадрату возникшей подъемной силы, т. е. оно подчиняется тому же закону, как и индуктивное сопротивление. Сопротивление, действующее на плоскую пластинку, которое было рассмотрено выше, есть, очевидно, простой пример волнового сопротивления, вызываемого подъемной силой. [c.36]

Часть границы от В до С будем называть дозвуковой передней кромкой. Как и в случае острой кромки плоской пластинки в дозвуковом потоке, плотность подъемной силы на этой передней кромке будет бесконечной, но интегрируемой. Известно, что если существует бесконечная плотность подъемной силы, то на такой передней кромке появится горизонтальная подсасывающая сила. [c.42]

Повидимому, это правило подтверждается некого рыми экспериментами, проведенными в трансзвуковой области. Коэффициент подъемной силы весьма тонкого профиля (плоская пластинка) следует закону, который может быть представлен формулой [c.68]

Очевидно, что крыло будет тем лучше, чем больше его подъемная сила и чем меньше лобовое сопротивление. Довольно хорошо удовлетворяют этому требованию плоские пластинки, установленные под небольшим углом к направлению движения (этот угол принято называть уг- [c.267]

Аэродинамические свойства крыла, так же как и плоской пластинки, сильно зависят от отношения размаха крыла I к его ширине Ь (это отношение I Ъ называется относительным размахом, или удлинением)-, а именно, коэффициент лобового сопротивления Су,, соответствующий определенному значению коэффициента подъемной силы Са, тем меньше, чем больше относительный размах. Наоборот, коэффициент подъемной силы, соответствующий определенному значению угла атаки, тем больше, чем больше относительный размах. До тех пор, пока обтекание крыла происходит плавно, без отрыва потока, такое поведение указанных коэффициентов легко объяснить на основе теоретических соображений относительно движения жидкости без трения. При этом сопротивление трения, а также сопротивление давления (если имеет место отрыв потока) остаются, конечно, неучтенными, что [c.276]

В качестве примера крыла, т.е. тела, создающего подъемную силу вследствие наклона на небольшой угол относительно направления движения или обтекания, рассмотрим тонкую плоскую пластинку (рис. 254). На переднем ребре пластинки поток разделяется на две части без возникновения обтекания с бесконечной скоростью на той стороне пластинки, где давление повышено, образуется скачок уплотнения, а на подсасывающей стороне — волна разрежения. Интенсивность скачка уплотнения и волны разрежения получается такой, что поток отклоняется от своего первоначального направления на угол, равный углу атаки пластинки. Поскольку в дальнейшем над и под пластинкой направление потока остается постоянным, давление в нем также остается постоянным, и поэтому результирующая аэродинамическая сила приложена к пластинке точно в ее середине. На заднем ребре пластинки давление выравнивается, вследствие чего на подсасывающей стороне [c.402]

В заключение этой главы обсудим некоторые экспериментальные наблюдения, которые носят неожиданный, парадоксальный характер. Подобные явления, как упоминалось во введении, обычно называют эффектами. В гидродинамике эффектам нет числа и их познавательная роль необычайно велика. Достаточно вспомнить эффект Жуковского, касающийся самовращения свободной или закрепленной па оси плоской пластинки под действием потока с достаточно большой скоростью. Эти наблюдения навели Жуковского на мысль объяснить подъемную силу за счет возникновения циркуляции вокруг обтекаемого крыла. [c.58]

Если в формулах (101) — (1И) положить е = 0, то мы получим профиль крыла в виде плоской пластинки. Формула (111) показывает, что коэффициент подъемной силы руля НЕЖ больше коэфф ициента подъемной силы плоской пластинки. [c.312]

Для сокращения вычислений линию действия подъемной силы определим для случая е = 0, т. е. для плоской пластинки. В этом случае [c.313]

Значительно большей подъемной силой, при том же лобовом сопротивлении, обладают изогнутые пластинки. Из фиг. 88 видно, что в этом случае отношение лобового сопротивления к подъемной силе примерно в два раза меньше, чем в случае плоской пластинки, наклоненной под [c.158]

Из формулы (19.23) следует, что в первом приближении коэффициент подъемной силы Су профиля не зависит от формы профиля и выражается так же, как и Су для плоской пластинки. Перейдем к расчету силы лобового сопротивления [c.453]

Крыло в виде плоской пластинки, имеющей треугольную форму в плане и дозвуковые передние кромки, располагается внутри конуса Маха (рнс. 8.8.1). Для нахождения подъемной силы. такого крыла воспользуемся методом распределенных диполей и [c.336]

Каплевидную форму следует придавать крылу самолета и модели, а также всем их частям, которые обтекаются воздухом во время полета. Крыло каплевидной формы, изображенное на рис. 111,2, будет создавать не только меньшую силу лобового сопротивления, но и большую подъемную силу, чем крыло в виде плоской пластинки (рис. 111,/). [c.99]

Возникновение подъемной силы крыла в значительной степени зависит от природы жидкости, и трудность создания удовлетворительной теории связана с определением в простой и удобной для математического анализа форме основных характеристик движения жидкости. Еще Ньютоном была сделана попытка развить теорию сопротивления плоской пластинки, движущейся под некоторым углом, принимая, что набегающий на пластинку поток жидкости состоит из большого числа твердых, неупругих частиц, которые, ударяясь о пластинку, теряют свою скорость, нормальную к ней. Масса жидкости, набегающая в единицу времени, под углом атаки а на пластинку, имеющую площадь 5, равна p5V sin а, а скорость частиц жидкости, нормальная [c.9]

Найдите распределение давления, подъемную силу, сопротивление и мо мент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для плоского тре угольного крыла в виде тонкой пластинки (рис. 8.5), обтекаемой сверхзвуковым [c.216]

Исследовал плоские движения твердого тела в пространстве Лобачевского. Предложил геометрическую интерпретацию и свой метод сведения к квадратурам случая Ковалевской, при котором исследуется некоторая вспомогательная система криволинейных координат. Заметил маятниковый характер движения центра масс для случая Гесса, предложив для него интересное геометрическое исследование. В связи со своими исследованиями по гидроаэромеханике рассмотрел ряд модельных постановок задач о плоских движениях пластинок под действием подъемной силы, обусловленной циркуляцией. В механике идеалом решения для [c.23]

Центральное отверстие в плоском круглом диске, если оно не превышает 0,6 его диаметра О, мало изменяет характер обтекания и величину коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы диска. С увеличением диаметра отверстия с сопротивление такого диска приближается к сопротивлению кольцевой пластинки. При отношении с /0 =1 коэффициент Сх 2, т. е. он одинаков с Сх бесконечно длинной пластинки. [c.86]

Рис. 3.7. Коэффициент подъемной силы Сх лобового сопротивления Су и полной силы с плоской пластинки бесконечной длины в зависимости от угла атаки (Фейдж)

Так, например, для крыла в виде плоской пластинки бесконечного размаха, наклоненной под малым углом атаки а, имеем = 2 = ( J — ), и формула (48,7) дает Г = —naail. Коэффициент подъемной силы такого крыла равен [c.269]

Стационарное локально безвихревое плоское течение с циркуляцией можно определить как течение Жуковского , если оно удовлетворяет условию Жуковского. Течение Жуковского для плоской пластинки схематически изображено на рис. 2, б коэффициент подъемной силы = 2ir sin а, где а — угол атаки. Течение Жуковского для заданного профиля с острой задней кромкой представляет собой корректно поставленную краевую задачу. Ее решение в частных случаях (профиль Жуковского, профиль Кармана — Треффтца и т. д.) составляет основ1ную главу современной теории крыла впервые общую теорию (с приложениями) дал Мизес ). Ее справедливость основывается на следующей теореме чистой математики, которая позволяет нам преобразовывать элементарное течение Жуковского (12а) для единичного круга в несжимаемое течение Жуковского для произвольного профиля. [c.30]

Значительно большей под-ьемной силой, прн тон же лобовой сопротивлении, обладают изогнутые пластинки. Иа фиг, 88 видно, что в этой случае отношение лобового сопротивления к подъемной силе примерно в дм раза меньше, чеы в случае плоской пластинки, наклоненной под таким же углом, следовательно, кач.ство этой нзогнугой пластинки пр.шерно в лвэ раза бо,тьше качества плоской п [c.158]

В некоторых случаях присоединенная каверна может стабилизироваться до такой степени, что ее длина колеблется около среднего значения, но сама она не проходит фазы полного заполнения, отрыва и повторного образования. Цикличность может сохраниться, но периодическое накопление и выброс жидкости, внесенной в каверну обратной струей, будет происходить только в ее концевой зоне. Именно так ведут себя каверны, замыкающиеся на криволинейных хвостовых частях симметричных стоек и погруженных тел (разд. 5.4.4). В этом смысле они являются квазистационарными. Такие квазистационарные каверны, длина которых меньше длины тела, образуются на гидропрофилях, обтекаемых под углом атаки. Длинные суперкаверны, тянущиеся за телом, также стремятся к стационарному состоянию. Ниже в этой главе при рассмотрении суперкавитации будет показано, что прогресс в исследовании стационарных каверн был достигнут благодаря линеаризации, которая не требует учета условий в обратной струе, образующейся в конце каверны. Линейная теория для расчета двумерных профилей с замыкающимися на поверхности тела кавернами была применена в работах [1,26, 39]. Акоста [1] рассматривал плоскую пластинку с каверной, присоединенной на острых передней и задней кромках. Он получил следующие соотношения для длины каверны 1с и коэффициента подъемной силы для пластины с хордой I в зависимости от числа кавитации К и угла атаки а [c.209]

Отношение подъемной силы к лобовоэгу сопротивлению качество крыла. Уже давно было известно ), что у плоских пластинок, наклоненных к направлению течения под небольшим углом, подъемная сила значительно больше, чем лобовое сопротивление. Фиг. 87 изображает подъемную силу и лобовое сопротивление плоской пластинки, наклоненной [c.157]

Аэродинамические коэффициенты бесконечно длинных тел — цилиндров различного неизменного по длине сечения, характерных острыми краями и плоскими гранями, приведены в табл. 3.1. Коэффициент лобового сопротивления многих стержней мало зависит от формы поперечного сечения и близок к коэффициенту сопротивления плоской пластинки. У несимметричных профилей появляется подъемная сила, которая, суммируясь с лобовым сопротивлением, увеличивает нагрузку на тело. Например, у тела в виде равнобокового уголка коэффициент сн = = 2,76 (отнесен к ширине полки). [c.57]

Эти экспериментальные величины оправдывают предпоаожение, сделанное при развитии теории профиля, что в диапазоне летных углов атаки лобовым сопротивлением, по сравнению с подъемной силой, можно пренебречь. Оказывается также, что профильное сопротивление дужки может быть меньше сопротивления трения плоской пластинки с равней хордой. Сопротивление формы профиля должно быть следовательно чрезвычайно мало существованием вихревой области можно поэтому спокойно пренебречь и определять величину циркуляции при помощи гипотезы Жуковского. [c.92]

Лилиенталь определил составляющие полной аэродинамической силы и установил вид зависимости подъемной силы от угла атаки, предложив способ представления опытных данных в виде поляр (поляра Лилиенталя). В результате многолетнего изучения явления парения птиц он впервые поставил опыты с вогнутыми пластинками и доказал их аэродинамическое преимуш,ество перед плоскими. Все эти результаты были изложены им в работе Полет птиц как основа искусства летать (1889 г.) [19]. Дн<евец-кий в 1885—1891 гг. опубликовал ряд работ, посвященных исследованию полета птиц ( О сопротивлении воздуха в применении к полету птиц и аэропланов , 1885 г. Аэропланы в природе. Опыт новой теории полета , 1887 г. Теоретическое решение вопроса о парении птиц , 1891 г.). Однако наибольшее значение для развития авиации имела разработанная им в 1892 г. теория элемента лонастн винта [30], уточненная автором в 1910 г. [31]. [c.284]

Первое десятилетие XX в. характеризуется широким развитием экспериментальных исследований плоских и изогнутых пластинок в аэродинамических трубах и использованием полученных результатов для определения аэродинамических характеристик крыльев первых самолетов, совершивших успешные полеты. Создается ряд аэродинамических лабораторий и специализированных научных организаций на Западе Аэродинамический институт в Риме (Г. Финци и Н. Сольдати), аэродинамическая лаборатория при Национальной физической лаборатории в Англии (NPL) строится ряд аэродинамических труб в Германии, Канаде, США. Основное внимание при экспериментальных исследованиях и теоретических разработках в этот период уделяется подъемной силе крыла. В Англии, Италии, Канаде, Франции и США преобладал эмпирический путь в определении аэродинамических характеристик крыла. Наоборот, в России и несколько позже в Германии основное внимание обращали на теоретическое решение вопроса, при котором эксперимент играл вспомогательную роль [27]. [c.286]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...