Крыло добавочное

Обозначим и добавочные скорости в рассматриваемой контрольной точке от противоположного косого подковообразного вихря на левой стороне крыла с координатами середины . [c.301]

Скорость жидкости непосредственно над крылом и непосредственно под крылом, обусловленная этими добавочными вихрями, направлена [c.103]

Если бы крыло имело бесконечный размах, поток был бы плоским тогда, удалив крыло, мы получили бы однородное поле набегающего потока с некоторой скоростью на бесконечности и В случае крыла конечного размаха это не так. Если в плоском сечении из полного поля скоростей вычесть поле возмущений от расположенного в этой плоскости элемента несущей линии, то оставшееся поле плоского сечения потока будет содержать как однородную часть иX от набегающего потока, так и добавочную неоднородную часть Ег> индуцируемую свободными вихрями пелены, расположенными в плоскости Охг. Неоднородность поля этих индуктивных скоростей является следствием различия расстояний отдельных точек плоскости от элементов свободных вихрей пелены. [c.304]

Влияние несимметричности профиля (а также установки крыла под некоторым углом атаки) на обтекание можно рассматривать как добавление некоторого потока к тому, который имеется при симметричном обтекании. Этот добавочный поток представляет собой круговое (циркуляционное) движение воздуха, [c.52]

Следовательно, конечность размаха крыла сказывается лишь на обтекании заштрихованных участков. Здесь из-за перетекания воздуха через боковую кромку снижается разность давлений под крылом и над ним, что приходится компенсировать некоторым увеличением угла атаки крыла. Это приводит к созданию добавочного индуктивного сопротивления, которое является вихревым, так как связано с образованием концевых вихрей при перетекании воздуха через боковые кромки. [c.84]

Чтобы избежать парадокса обратимости и получить корректно поставленную задачу, необходимо систему (15), (15 ) дополнить некоторой добавочной гипотезой необратимости, выражающей интуитивно очевидный физический факт, что волны скатываются вниз по течению . Если мы расположим тонкое крыло вдоль оси X, то последнюю гипотезу можно записать в следующем виде [c.35]

С разрезным крылом сходны добавочные крылья, применяемые для улучшения обтекания тел, форма которых благоприятствует отрыву потока и образованию вихрей. Давно известным примером таких добавочных крыльев могут служить поворотные лопатки, применяемые в аэродинамических трубах (см. рис. 201, на стр. 338). В настоящее время добавочные крылья применяются во всех тех случаях, когда надо обеспечивать резкий поворот потока без заметной потери напора . Один из таких случаев изображен на рис. 112. Действие добавочных крыльев состоит в следующем. Каждое крыло обращено к стенке канала той стороной, на которой давление повышено следовательно, поле давлений. [c.197]

При движении гребного винта происходят очень сложные явления, для объяснения которых до сих пор не существует вполне удовлетворительной теории. До тех пор, пока добавочные скорости, вызываемые пропеллером, могут считаться малыми по сравнению со скоростью движения самолета или корабля (случай слабой нагрузки пропеллера), можно пользоваться выводами теории крыла . Однако практически применяемые пропеллеры часто несут отнюдь не слабую нагрузку. Мы ограничимся здесь кратким изложением двух способов, позволяющих получить теоретическое представление о работе пропеллера . [c.304]

Кроме направленной вниз скорости да каждое крыло вызывает около другого крыла еще добавочную горизонтальную скорость которая [c.218]

Добавление этих двух элементов не меняет распределения индуцированных скоростей далеко позади крыла, точнее, можно пренебречь изменением индуцированной скорости, как величиной второго порядка. В результате, обозначив через и соответствующие индуцированные скорости, получим добавочное индуктивное сопротивление, значение которого согласно (15.34) будет следующим [c.197]

Очевидно, что в обоих случаях в результате поворота возникает добавочная циркуляция, которую можно определить независимо от первоначального постоянного угла атаки крыла. [c.259]

Следовательно, обозначая попрежнему через Гз добавочную циркуляцию, значение которой надо прибавить к циркуляции эллиптического крыла, можем написать [c.277]

Следует отметить, что этот довольно сложный, но остроумный метод оставляет не определенными значения скорости у концов крыла, и поэтому возникают сомнения относительно полученного значения добавочного угла атаки (26.30), которое представляется нам несколько завышенным. [c.300]

В самом деле, вихревой слой, который мы представляем себе прямолинейным и параллельным скорости или свернутым частично в форме вихревого шнура (фиг. 29.1, в), индуцирует у крыла вертикальную скорость, которая, в свою очередь, вызывает добавочную циркуляцию вокруг крыла. Эта добавочная циркуляция изменяется с течением времени, благодаря чему продолжает образовываться вихревой слой, однако его напряжение и соответствуюш ее этому напряжению изменение циркуляции становятся все более и более слабыми, стремясь к нулю, по мере удаления крыла. Когда расстояние до вихревого шнура, становится достаточно большим,— что происходит весьма скоро,— его влияние прекращается и вокруг контура устанавливается циркуляция, характеризующая данный режим, которую мы изучали с разных точек зрения в предыдущих разделах. [c.327]

Добавочная скорость, вызванная зеркальными изображениями вихрей, может быть легко выведена из формулы Био — Савара, если принять во внимание, что на самом крыле эта скорость в 2 раза меньше скорости [c.408]

Жидкая масса, проходящая через диск винта , образует впереди и позади диска почти цилиндрическую струю, где господствует средняя осевая скорость Fq, превышающая относительную скорость Vq бесконечной среды. В сущности, скорость Vq является скоростью самолета, а Fq слагается из Vq и добавочной средней осевой скорости, приобретаемой жидкими частицами при прохождении через диск винта (см. фиг. 37.2). Граница, т. е. поверхность раздела между двумя областями D ж D имеет цилиндрическую форму лишь очень далеко позади крыла. С другой стороны, составляющие скорости по координатным осям, а именно Fo+гг, V, W, зависят от положения точки внутри струи и являются, следовательно, функциями от X, у, Z. Таким образом, крыло, пересекающее подобную струю, оказывается в поле скоростей, весьма сложном и трудно определяемом, к тому же еще нестационарном. Поэтому задачу сводят к элементарной схеме путем упрощающих предположений, которые мы перечисляем ниже. [c.439]

Этот случай охватывает опыты с тележками и влияние земной поверхности при приземлении самолета. В этом случае добавочный потенциал дается зеркальным изображением действительного крыла относительно земной поверхности, которая играет, таким образом, роль зеркала. За- [c.448]

Если обозначить через Г среднюю циркуляцию вокруг действительного крыла и, следовательно, через —Г среднюю циркуляцию вокруг его зеркального изображения, то добавочный индуцированный угол г в, вызываемый зеркальным изображением, дается выражением (34.11), в котором Гд надо заменить на —Г и принять [c.449]

Вертикальная граница. Пусть В — расстояние от центра С крыла до вертикальной поверхности. Тогда добавочная индуцированная [c.451]

Если крыло находится в центре струи (/г = 2кх), добавочная скорость равна нулю. [c.453]

Вернемся к выражению добавочной скорости (38.21). Мы видели, что эта скорость равна нулю на крыле, если последнее находится в середине струи. [c.454]

После вычитания из этого выражения скорости, индуцируемой собственно крылом, получим добавочный угол атаки, индуцированный Б центре крыла (о = 0) [c.460]

В центре крыла (г = 0) добавочная скорость равна половине значения этого выражения (при 2=0), из которой нужно вычесть скорость, вызываемую собственно вихрями действительного крыла (39.5). Заметив, что при п= - -к и п = — к слагаемые под знаком суммы (39.16) (в случае 2 = 0) имеют одинаковые значения, можем написать окончательно [c.465]

Средние добавочные скорости. Мы предположили, что приведенный размах крыла уЬ достаточно мал, чтобы добавочная скорость, индуцируемая во всех точках размаха, была приближенно равна скорости, индуцируемой в центре. Вычисления показывают, что это предпо- [c.466]

Конечно,— заключал А. П. Крылов,— добавочный подшипник — пе велика штука так оно и есть, если его поставить одновременно с установкой всей машины и предвидеть при самом ее проектировании по когда на корабле все готово и корабль должен идти в море, а вместо того надо валики турбин, которых на нем штук двадцать, снимать и ставить иодшпииикп заново, то задержка корабля стоит несравненно дороже самой работы поэтому при проектировании всякого механизма надо предвидеть [c.153]

Каково же влияние этого угла атаки, индуцированного в бесконечности На самом крыле добавочная скорость равна нулю, как и инду-дированный угол, но по отношению к направлению потока, в свою очередь параллельному неподвижным стенкам аэродинамической трубы (фиг. 38.4), с которыми связана система отсчета, угол атаки крыла уменьшается на величину, которую мы будем называть кажуш имся йндуциро- ванным углом атаки и которая определяется следующим образом. [c.455]

Приводит А. П. Крылов и другой пример. При испытании водоотливной турбины на одном из старых крейсеров,— пишет он,— произошло следующее явление сама водоотливная центробежная помпа стояла внизу в трюме па втором дне, а паровая машинка, приводящая ее в движение, стояла на палубе и соединялась с номпою длинным вертикальным приводным валиком. Когда машинке давали ход и число ее оборотов достигало примерно трех четвертей полного, валик начинал сильно бить, так что можно было опасаться, что он сломается или что его вырвет из подшипников но если оставляли регистр (паровой клапан) открытым вовсю, так что число оборотов продолжало возрастать, то валик бить переставал и полным числом оборотов работал вполне спокойно и правильно. Тем не менее пришлось для устранения этого явления поставить добавочный промежуточный подшипник . [c.153]

Волновой кризис характеризуется иным распределением давления, чем обтекание чисто дозвуковое (рис. 2.05). Над участком крыла, обтекаемым сверхзвуковым потоком, возникает добавочное разрежениек тому, которое было бы при дозвуковом обтекании. Добавочное разрежение получается и за скачком оно, как мы знаем, связано с потерей механической энергии в скачке. [c.45]

Статические моменты, вызываемый изменением на некоторую величину угла атаки или угла скольжения (либо из-за поворота самолета, либо из-за порыва ветра сбоку, снизу или сверху). Если этот момент стремится ликвидировать вызвавшее его изменение угла, он называется стабилизирующим, а в противном случае — дестабилизирующим. Например, если вследствие увеличения угла атаки возник добавочный пикирующий момент, то он является стабилизирующим, а если кабрирующий — дестабилизирующим. Другой пример стабилизирующего момента — путевой момент, возникающий при скольжении на правое крыло и стремящийся завернуть самолет вправо, т. е. на уменьшение сколь-, жения. [c.280]

При выпуске закрылков на планировании происходит увеличение сопротивления и подъемной силы крыла. Прирост подъемной силы приложен, как правило, к задней части крыла, поэтому создается пикирующий момент. Однако не на всех самолетах летчик ощущает его действие, так как одновременно появляется и кабри-рующий момент. Первой причиной его возникновения является то, что выпущенные закрылки создают добавочный скос потока, набегающего на стабилизатор, сверху вниз. Другая причина состоит в том, что прирост подъемной силы искривляет траекторию кверху, а для борьбы с этим. приходится уменьшить угол атаки, в связи с чем возникает кабрирующий момент за счет продольной устойчивости. [c.348]

Пусть Г — циркуляция вокруг крыла бесконечного размаха, помепцен-ного в начале координат на расстоянии от нижней границы Р1. В действительности крыло находится между двумя неподвижными стенками, перпендикулярными к плоскости хОу, причем ось Ох направлена в сторону, противоположную направлению скорости 7о, а ось Оу — вверх по в ртикали (фиг. 38.3). Через Уо обозначена скорость в экспериментальной струе, а через Fo — скорость по ту сторону границ. В обш ем случае, когда скорость У о конечна и отлична от нуля, добавочный потенциал движения в экспериментальной струе дается вертикальной цепочкой зеркальных изображений вихря, как это показано на фиг. 38.3. Если обозначить через п порядковый номер зеркального изображения, то соответствую-ш ее вихревое напряжение, как уже указывалось в разделе 35 (фиг. 35.7), будет где V определяется формулой (35.50). Обилий случай редко встречается на практике поэтому мы рассмотрим сначала два интересных частных случая неподвижные стенки (V = = —1) и свободные поверхности (V = 1). [c.452]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...