Сила действующая на крыло

Величина, стоящая в числителе, представляет собой подъемную силу, действующую на крыло С в несжимаемой жидкости. Обозначая ее посредством fy, имеем [c.650]

Рис. 8.5. Силы, действующие на крыло, обтекаемое потоком, и характеристика профиля

Рассмотрим расчет аэродинамических характеристик крыла. Представим подъемную силу, действующую на крыло, в виде суммы сил = У + Кцп + Г п,, [c.238]

Фиг. 66. Силы, действующие на крыло.

Трение. Из рассмотрения сил, действующих на крыло (фиг. 72), следует, что в случае лобового сопротивления проекция Л/ на ось вентилятора уменьшается для элемента лопасти высотой r и шириной Ь на величину [c.595]

В 1910 г. С. А. Чаплыгин начинает цикл работ по теории крыла. Результаты исследования аэродинамических сил, действующих на крыло самолета, Чаплыгин изложил в работе О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910), а также в докладе Результаты теоретических исследований о движении аэропланов , сделанном в ноябре 1910 г. на заседании Московского общества воздухоплавания и изданном в 1911 г. Применение теории струй позволило оценить величину сил, действующих на простейшее крыло — пластинку. Чаплыгин ссылается на соответствующие работы Релея, Жуковского и на свою работу О газовых струях , в которой он дал формулы для [c.276]

Характеристики сил, действующих на крыло, определяются обычно испытаниями в аэродинамических трубах. Геометрические параметры крылового профиля даны на рис, 15-16. Углом атаки называют угол между линией хорды и направлением свободного потока. Экспериментальные данные, полученные при исследовании двумерного обтекания некоторого дозвукового крылового профиля, приведены на рис. 15-17 [Л. 16], где даны зависимости от угла атаки коэффициентов Свс и С А, отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления и положения центра давления. Оптимальное отношение подъемной силы к силе сопротивления для этого крыла имеет место при угле атаки около 1,5°, а подъемная сила увеличивается линейно [c.413]

Перейдем к определению сил, действующих на крыло конечного размаха. Для отрезка несущей линии длиной dz будем по теореме Жуковского иметь элементарную силу, перпендикулярную к местной скорости на бесконечности Ут (рис. 135) и равную по величине [c.307]

Существует эффективный метод отсрочки помех, связанных с околозвуковым полетом, при высоких числах Маха. Все знакомы с картинами, где изображены самолеты, имеющие стреловидные крылья, т. е. крылья, передние кромки которых образуют значительный угол относительно перпендикуляра к нанравлению полета. Основную теоретическую идею, лежащую в основе использования таких форм крыла в плане, можно описать следующим образом. Допустим, что крыло с постоянным профилем и бесконечным размахом двигается по воздуху в направлении, наклонном к своему размаху. Можно сказать, что движение крыла составлено из движения перпендикулярного размаху и движения бокового скольжения вдоль размаха. Если мы пренебрегаем силами трения, то последняя составляющая движения не должна повлиять па силы, действующие на крыло. Поэтому можно сделать вывод, что структура потока относительно крыла определяется эффективным числом Маха , соответствующим составляющей скорости полета, перпендикулярной размаху. Если, нанример, стреловидный угол составляет 45°, то эффективное число Маха — примерно 70 процентов числа Маха полета, так что критическое значение последнего, где появляются околозвуковые помехи, увеличится почти на 40 процентов. [c.137]

Сила, действующая на крыло. Рассмотрим трехмерное крыло А, расположенное неподвижно в установившемся потоке жидкости со скоростью массовыми силами будем пренебрегать. [c.554]

Но п(я я) = (пя)я, и эта величина обращается в нуль на поверхности крыла А, потому что для вязкой жидкости я = 0 на А, а для невязкой жидкости пя=0 на А. Следовательно, сила, действующая на крыло, будет равна [c.555]

Итак, если ц является постоянной величиной, то сила, действующая на крыло, определяется первым интегралом в выражении (2). [c.555]

Допустим теперь, что не только ц, но и д является постоянной величиной, т. е. что мы имеем дело с однородной вязкой несжимаемой жидкостью. Тогда Уя = 0, и сила, действующая на крыло, будет равна [c.555]

Наличие экспоненциального множителя в Чз показывает, что этой скоростью можно пренебрегать, если только величина г — х не является малой, что имеет место в вихревом следе, который на больших расстояниях более или менее четко ограничен поверхностью параболоида г — х = г, где е —малая постоянная величина. Вихрь появляется только за счет членов V X Яз и V X Я4, поскольку V X д1 = V X Яг = 0. Ниже будет показано, что величина V X Я4 не оказывает влияния на силы, действующие на крыло таким образом, действие вихря по существу связано только с вихревым следом. [c.558]

Подъемная сила и сила сопротивления. Согласно формуле (3) из п. 19.74, сила, действующая на крыло, представляется так [c.558]

Реверс элерона может наступить на большой скорости полета. Для прямого крыла — при недостаточной жесткости крыла на кручение, а для стреловидного — при недостаточной жесткости крыла на изгиб и кручение. На рис. 1.18 показана схема сил, действующих на крыло при реверсе элеронов. [c.40]

Рис. 1.18. Схема сил, действующих на крыло при реверсе элеронов P2>Pi, ф — угол закручивания бэ — угол отклонения элерона

Схема безотрывного обтекания цилиндра играет вспомогательную роль при рассмотрении обтекания крылового профиля, который получается конформным преобразованием окружности в профиль. Как было указано, при бесциркуляционном обтекании окружности отсутствует сила, действующая на крыло, что противоречит действительности. При циркуляционном обтекании окружности равнодействующая сил давления, действующая на отрезок цилиндра высотой, равной единице, по теореме Жуковского (6.5.5) имеет составляю- [c.132]

Эти геометрические данные будут использованы в дальнейшем при расчетах циркуляции и аэродинамических сил, действующих на крылья биплана. [c.165]

Так как подъемная сила, действующая на крыло, определяется следующим интегралом [c.412]

Пусть крыло помещено в поток сжимаемой жидкости, бегущей параллельно оси Ох со скоростью > а. Предположим, что крыло имеет острую переднюю кромку (поместим на ней начало коордииат О) (рис. 39) и острую заднюю кромку (точка Р). Проекции на оси Ох и Оу сил, действующих на крыло, делённые на величину дТ, где д = p V /2, а Т— хорда крыла, т. е. длина ОР, обозначим через Сх и С . [c.88]

Задача об обтекании вихря под свободной поверхностью тяжелой жидкости была решена Л. Н. Сретенским в 1933 г. и опубликована им в 1936 г. Однако М. В. Келдыш и М. А. Лаврентьев воспользовались принадлежащими Келдышу (1935) более простыми решениями задач о движущихся под поверхностью воды особенностях. Ими было получено основное интегральное уравнение для тонкого крыла, решение которого отыскивалось путем разложения в ряд по малому параметру 2а/А, где 2а — длина хорды крыла, а Л. — его погружение. Были получены также общие формулы для сил, действующих на крыло, и решены частные задачи о плоской пластинке, дужке круга и вытянутом эллипсе. [c.14]

Теорема Жуковского о силах, действующих на крыло и решётку крыльев в потоке [c.349]

СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО. ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ [Г = Г(2>1 [c.284]

Фиг. 12-3. Сила, действующая на крыло ветродвигателя.

Рис. 2. Подъемная сила, сила, возникающая в результате подсоса на передней кромке, и момент сил, действующих на крыло.

Отметим, что при увеличении угла атаки растет и лобовое сопротивление. Отношение полезной подъемной силы к вредной силе лобового сопротивления определяет качество крыла . Для легких спортивных самолетов и истребителей это отношение находится в пределах 12 +15, а для тяжелых грузовых и пассажирских самолетов оно достигает величин 17 + 25. Аэродинамическое качество повышается при улучшении обтекания (уменьшении С ) и увеличении отношения размаха крыла Ь к длине его хорды Ь. Из распределения сил давления следует, что равнодействующая этих сил смещена к передней кромке крыла. Это необходимо принимать во внимание при определении моментов сил, действующих на крыло и определяющих устойчивость самолета. Весьма поучительным является опыт с тонким диском, находящимся в потоке воздуха. Если струю от вентилятора направить на диск, который может свободно вращаться вокруг вертикальной оси (рис. 4.31), то диск займет устойчивое положение, при котором его плоскость перпендикулярна потоку воздуха. Если диск случайно повернется, и кромка окажется ближе к вентилятору, чем кромка К , то возникнет подъемная сила, точка приложения которой будет расположена между кромкой и осью вращения диска. Момент этой силы повернет диск в исходное устойчивое положение. Отметим, что положение, при котором плоскость диска направлена по потоку, является также положением равновесия, однако это равновесие является неустойчивым. [c.84]

На рассматриваемое тонкое крыло набегает со скоростью с поток жидкости бесконечной глубины. Будем считать движение жидкости установившимся и найдем силы, действующие на крыло. [c.106]

Наконец, сделаем еще следуюн1 ее замечание. Здесь, как и везде, говоря о крыле, мы подразумеваем, что оно расположе1Ю своими кромками перпендикулярно к движению. Обобщение на случай любого угла у между направлением движения и кромкой угол скольжения) вполне очевидно. Ясно, что силы, действующие на бесконечное крыло постоянного сечения, зависят только от нормальной к его кромкам составляющей скорости натекающего потока в невязкой жидкости составляющая скорости, параллельная кромкам, не вызывает никаких сил. Поэтому силы, действующие на крыло со скольх<ением в потоке с числом Mi,— такие же, какие действовали бы на то же крыло без скольжения в потоке с числом Мь равным Mi sin у. В частности, если Mi > 1, но М] sin Y < 1, то специфическое для сверхзвукового обтекания волновое сопротивление будет отсутствовать. [c.654]

Изменение угла атаки перед крылом на величину Да приведет к изменению сил, действующих на крыло. Величина подъемной силы в соответствии с теоремой Жуковского будет направлена перпендикулярно местной скорости на бесконечности (1 естн)> т. е. скорости, расположенной по отношению к набегающему потоку под углом Да. В связи с этим появится проекция силы Жуковского на направление набегающего потока V. Эта проекция является силой сопротивления Xi, называемого индуктивным. [c.222]

Рассмотрим достаточно гибкий поддерживаемый жидкостью брус, имеющий форму прямоугольного параллелепипеда. Распределение сил собственного веса вдоль оси бруса равномерное. Пусть по концам бруса к нему приложены две вертикальные силы, одинаковые по величине и равномерно распределенные на некоторых участках вдоль оси (рис. 1.П, а). Если бы брус был недеформируемым, то силы поддержания, действующие на него со стороны жидкости, были бы распределены равномерно. На рис. 11.1, й показан брус и все действующие на него силы при условии его недеформируемости. На рис. 1.11, б изображена результирующая эпюра поперечных нагрузок, отнесенных к оси бруса. Если же учесть деформацию бруса (рис. 1.11, й), то силы поддержания не будут равномерно распределенными их интенсивность окажется наибольшей у концов и наименьшей посредине длины бруса (рис. 1.11, в). Итак, обнаружено, что внешние силы (силы поддержания) зависят от де4юрмацни бруса. Описанное явление оказывается ощутимым при рассмотрении работы достаточно гибких корпусов речных судов. Аналогичная картина наблюдается и в самолетных конструкциях аэродинамические силы, действующие на крыло самолета, зависят от деформации крыла — подъемная сила и сила сопротивления, действующие ыа [c.38]

Общая теория параболы метацентров в этой работе была предложена С.А. Чаплыгиным одновременно с Mises oM. Эта парабола и ее фокус, обычно называемый теперь фокусом крыла, определяет все интегральные свойства сил, действующих на крыло в силу теоремы силы давления воздуха на крыло приводятся к равнодействующей, проходящей через фокус, и постоянной паре, момент которой равен опрокидывающему моменту. [c.167]

Кривая изменения давления по сечению обычного крыла имеет примерно такой вид, как это показано на рис. 325 сила, действующая на крыло, пропорциональна заштрихованной площади. Если в крьше будет сквозное отверстие, то начнется перетекание воздуха снизу вверх и пoдъe пIaя сила около отверстия резко уменьшится. [c.402]

Видоизменяя оригинальный метод Чаплыгина, Тзян и автор сделали его применимым к задачам больших дозвуковых скоростей и, в частности, пригодным для вычисления сил, действующих на крыло. Математическое упрощение достигается заменой части адиабатической кривой газа на диаграмме давление — объем прямой линией Поправка Кармана-Тзяна дает удовлетворительные результаты в области скоростей, в которой поправка Прандтля-Глауерта не является достаточной. [c.60]

Аэродинамическая сила, действующая на крыло, обусловлена аэродинамическим давлением на элементы его поверхности. Известно, что систему сил. действующих на твердое тело (мы предполагаем, что крыло является твердым), можно заменить для любой заданной ттки приведения одной силой, действующей в этой точке, и парой сил. Кроме того, величина и направление равнодействующей в точке приведения не зависит от выбора точки приведения, тогда как момент пары сил зависит от этого выбора. [c.190]

Другим примером потенциального потока с циркуляцией является поток около крыла самолета (рис. 63). Этот поток получатся из обычного потенциального потока без циркуляции (рис. 64) путем наложения на последний циркуляционного потока, изображеннго на рис. 65, вследствие чего при обтекании крыла также возникает циркуляция. С циркуляцией тесно связано возникновение подъемной силы крыла. Без всякого расчета легко видеть, что при наложении циркуляционного потока на обычный потенциальный поток (рис. 64) скорость последнего над крылом увеличивается, а под крылом, наоборот, уменьшается. Согласно уравнению Бернулли это означает, что над крылом давление уменьшается, а под крылом увеличивается, следовательно, возникает сила, действующая на крыло снизу вверх, т.е. подъемная сила. Кут-та (Ки11а) и Н. Е. Жуковский независимо друг от друга нашли путем теоретических расчетов, что подъемная сила на единицу длины крыла равна [c.104]

Настоящая программа была разработана для демонстрации возможностей визуального контроля при расчете аэродинамических сил, действующих на крыло самолета. Во время летных испытаний необходимо замерять аэродинамические давления на поверхности крыльев. Это позволяет убеждаться, что реальные давления близки к расчетным, полученным при проектировании, а также что величины поперечных сил и моментов изгиба, действующих на крыло, не превосходят значений, которые данная конструкция по расчету должна выдерживать. В целях контроля общей точности измерений можно проинтегрировать аэроди- [c.123]

Для вычисления этой силы применим выражение (6.3.25), которое может быть при помощи со-ответствуюших преобразований распространено на более обшнй случай обтекания профиля, принадлежащего крылу со стреловидной передней кромкой (рис. 7.6,3). Рассмотрим это преобразование. В невязком потоке составляющая скоросги набегающего потока — касательная к передней кромке скользящего кры-скользящего ла — не изменяет поля возмущенных скоростей, и оно остается таким, как для прямого крыла, обтекаемого потоком со скоростью Vn = = l osx. Остаются также без изменения и силы, действующие на крыло. [c.288]

Рис. 12. Изменение подъемной силы за время взмаха крыла S histo er a gregaria [41]. Наверху —для двух передних крыльев, внизу —для двух задних крыльев. Абсцисса — время в долях продолжительности взмаха, отсчитываемое от момента, когда переднее крыло находится в верхнем положении. Ордината — подъемная сила, действующая на крыло, в долях от среднего значения полной подъемной силы.

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...