Эллиптическое распределение подъемной силы

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]

Обозначим, как всегда, размах крыла через Ь, и пусть циркуляция в середине кры. а равна Г. Тогда эллиптическое распределение подъемной силы (фиг, 171) представится, если начало координат расположить в середине несущей линии, ураВ не 1г,см [c.208]

В крыле с сильно суживающейся хордой срыв обтекания наступает одновременно по всему размаху, в то время как в крыле прямоугольном концы крыла благодаря большому скосу потока дольше сохраняют плавное обтекание, чем середина крыла. Следовательно, крыло с эллиптическим распределением подъемной силы (или близко к нему приближающимся) является неустойчивым в поперечном направлении на больших углах атаки. В крыльях же с большой длиной скругленной концевой части невозможно правильно разместить предкрылки по размаху. [c.49]

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]

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]

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]

Крыло с минимальным индуктивным сопротивлением. Эллиптическое распределение циркуляции. Связь между коэффициентами индуктивного сопротивления и подъемной силы. Основное уравнение теории крыла и понятие [c.460]

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]

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]

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]

Аналогичная формула пересчета получается и для угла атакн а, если исходить из эллиптического распределения подъемной силы. Рассмотрим сначала элемент бесконечно длинтого крыла двухмерное течение). Пусть его профиль Ко "----. [c.215]

Полное индуктивное сопротивление биплана. На основании сказанного на стр. 210, сопротивления, самоиндуцируемые крыльями биплана, в предположении эллиптического распределения подъемной силы, соответственно равны [c.223]

Олнако, в конструктивном отношении наиболее выгодным можно считать такое крыло, у которого профили всех элементов геометрически подобны между собою, а угол атаки —один н тот же для всех элементов, т. е. постоянен по всему размаху. В этом случае наша задача решается просто форму крыла надо взять такую, чтобы его глубина была пропорциональна заданной Д1я рассматриваемого сечення подъемной СИЛС. Следовательно, для того чтобы крыло имело эллиптическое распределение подьемной силы, ему необходимо придать форму, составленную из двух полуэллипсов, напрнмер изображенную на фнг. 174. Благодаря такой форме центры давления отдельных профилей распола- [c.210]

Формула пересчета длл коэфициента сопротивления приложима только к крыльям с эллиптическим распределением но так как кривые распределения подъемной силы для прямоугольных и.других аэропланных крыльев мало отличаются от эллиптической формы, формулы пересчета можно употреблять в общем случае для подсчета вляния малого изменения удлине11ия. Точные формулы для прямоугольного и трапецевидного крыла будут выведены далее, [c.106]

ВОСТИ модели летающего крыла наолюда-ется и при эллиптическом (или близком к нему) распределении подъемной силы [c.70]

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]

Эллиптическое распределение циркуляции или подъемной силы по размаху играет большую роль по следующим причинам во-первых, оно дает минимальное возможное индуктивное сопротивление при заданной подъелшой силе, а во-вторых, кривые нагрузки большинства обычно употребляемых крыльев незначительно отклоняются от эллиптической формы. Вследствие этого результаты, полученные в предположении эллиптического распределения, являются наилучшими из возможных и дают хорошее первое приближение к действительности. [c.105]

Рассмотрим пример применения формулы (12). Пусть требуется рассчитать распределение коэффициента подъемной силы для трех крыльев с размахом / — эллиптического, прямоугольного и трапе-циевидного с сужением [c.49]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...