Размах крыла

Перетекание воздуха снизу вверх у торцов крыла происходит тем более интенсивно, чем больше разность давлений под крылом и над ним, т. е. чем больше угол атаки. Вследствие этого при увеличении угла атаки лобовое сопротивление для крыла конечного размаха растет гораздо быстрее, чем для крыла бесконечной длины. Ясно, что эти явления сказываются тем меньше, чем больше длина крыла по отношению к его ширине, т. е. чем больше относительный размах крыла. С точки зрения уменьшения лобового сопротивления выгодно применять крылья с большим относительным размахом. [c.560]

Для крыла бесконечного размаха (К = °°) угол скоса равен нулю (Аа = 0), т. е. истинный угол атаки равен кажущемуся (а). Чем меньше относительный размах крыла Я, тем больше угол скоса потока и, следовательно, меньше истинный угол атаки. [c.100]

При расчетах в качестве таких размеров для летательных аппаратов самолетных схем принято выбирать 5 — площадь крыла (площадь проекции крыла па базовую плоскость крыла, т. е. такую плоскость, которая содержит центральную хорду рассматриваемого крыла и перпендикулярна плоскости симметрии летательного аппарата) I — размах крыла (расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными базовой плоскости летательного аппарата и касающимися концов крыла) Ь — хорда крыла. Если крыло имеет переменную по размаху хорду, то в качестве характерного размера выбирается Ьд — средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла. [c.28]

При определении моментов Му , Му, Мха, Мх характерным размером выбирают размах крыла I, а при вычислении моментов тангажа Мг и М — хорду крыла. [c.28]

Определите среднюю циркуляцию скорости по контуру профиля крыла летательного аппарата весом G = 25-10 Н, совершающего горизонтальный полет со скоростью Уоо = 200 м/с на высоте Я = 10 км. Размах крыла / = 30 м. [c.162]

Вычислите производные коэффициентов перепада давления (р , р г, р ) в точке D х = 3 м, 2 = —1,6 м), расположенной между боковой кромкой прямоугольного крыла и линией Маха, выходящей из начала боковой кромки (см. рис. 9.30). Размах крыла / = 8 м хорда Ьц = 4 м число М = 2. [c.259]

Тонкой называется такая комбинация корпус — крыло , у которой поперечные размеры (например, размах крыла /) значительно меньше продольной длины L, т. е. 1 > L. Течение около такой комбинации носит линеаризованный характер. При этом можно принять, что хвостовой участок корпуса вместе с оперением (крыльями) находится на значительном удалении от носовой части, поэтому ее влияние на обтекание оперения пренебрежимо мало. Таким образом, хвостовой участок обтекается практически невозмущенным потоком с числом = 1,5. При этом условии рассмотрим расчет аэродинамических характеристик. [c.605]

Условие сплошности для жидкостей и газов выполняется, если характерные линейные размеры области течения (диаметр трубы, размах крыла и др.) велики по сравнению с параметрами, характеризующими движение молекул. Для газов, у которых длина свободного пробега молекул существенно зависит от температуры и давления, условие сплошности выполняется, когда линейные характерные размеры области течения велики по сравнению с длиной свободного пробега молекул. [c.6]

Условимся обозначать характерные для данного гидравлического явления параметры буквами I — линейный размер (например, диаметр трубы, размах крыльев самолета и т. д.), У — площадь или поверхность (например, живое сечение потока и т. д.), V — объем, I — время, V — скорость, а — ускорение, р — плотность т — масса, а масштаб моделирования тех или иных параметров буквой к с индексом, соответствующим принятому обозначению этого параметра. [c.62]

S, I — площадь и размах крыла. [c.14]

Расстояние между вихрями i = 0,8/, где I — размах крыла диаметр вихря d= 0,17/. Интенсивность вихрей тем больше, чем больше средняя аэродинамическая хорда крыла, угол атаки и скорость полета. [c.43]

Кроме того, индикаторы допускают отображение на экранах некоторой дополнительной информации. Так, например, имеется возможность индикации рядом с отметкой цели отметок опознавания ее государственной или индивидуальной принадлежности (рис. 7.9, а). На индикаторе, показанном на рис. 7.9, б, отметка цели напоминает силуэт самолета, причем размах крыльев обратно [c.332]

Хотя характеристики двумерного обтекания и полезны для сравнения параметров различных крыловых профилей, необходимо учитывать трехмерный характер обтекания большинства несущих поверхностей. Удлинение (относительный размах) крыла есть отношение квадрата размаха к площади проекции на плоскость хорды. Для прямоугольного а плане крыла [c.415]

Предположим, что вектор д массовых сил постоянен в пространстве и времени. Обозначим через а характерный размер рассматриваемого течения (например, хорду или размах крыла) и введем вместо х, у, г, 1 безразмерные координаты и время по формулам [c.264]

Пусть V — скорость крыла относительно воздуха, Ь—подъемная сила, О—индуктивное сопротивление, р—плотность воздуха, 2 —размах крыла. Показать, что минимальное значение индуктивного сопротивления О равно [c.529]

В середине крыла скорости, вызванные вихрями, сбегающими с правого и левого концов крыла, складываются так как здесь а = где I есть размах крыла, то после сложения мы получим [c.285]

Подчеркнем еще раз, что здесь имеется в виду минимум для заданного размаха. Увеличение размаха при сохранении распределения подъемной силы ведет к дальнейшему уменьшению индуктивного сопротивления. Конечно, на практике размах крыла не может быть сделан особенно большим (главным образом вследствие ограниченной прочности материалов). [c.287]

Обозначим через Со центральную хорду, а через Ь — размах крыла, которые одновременно являются осями эллиптического контура полученные результаты приведены в табл. 27.1. [c.306]

Нрыльчатые регуляторы могут иметь постоянный или переменный размах крыльев и эффективно работают при угловой скорости центрального вала сор 5= 200 1/с. [c.115]

Найдите производную потенциальной функции в точке А (х = 2,82 м 2 = 0,6 м) у задней кромки. Крыло движется с постоянным углом атаки, вращаясь с некоторой угловой скоростью onst. Угол стреловидности передней и задней кромок Хо = 60° размах крыла / == 6 м хорда = 2 м число М о = 1,3. [c.258]

Схема крестообразного треугольного крыла и система осей координат показаны на рис. 9.49. В качестве характерных приняты площадь двух консолей и размах крыла / р начало координат (центр вращения) расположено на некотором расстоянии Хдон от задней кромки крыла. [c.471]

Пример 3.6.1. Выбрать параметры роллеронов, обеспечивающие стабилизацию угловой скорости крена при условии, что = 1 рад/с. В качестве исходных данных известны высота полета Н = 5 км, число = 3, момент инерции Jx = 0.03 кгс-м-с (0,294 кг-м ), а также геометрические параметры летательного аппарата,с плюсобраз-ным крылом диаметр корпуса 2г = d— 0,127 м размах крыла I = 0,528 м площадь крыла с подфюзеляжной частью S p = 0,248 м площадь консолей крыла = 0,216 м относительная толщина профиля с = 0,01 тангенс угла стреловидности по серединам хорд = 2,68 сужение крыла т) р = 1 (см. рис, 3.6.1). Кроме того, известны передаточный коэффициент Ко = 11,5 i, постоянная времени То = 0,073 с и возмущающий момент — 12 кгс-м (118 н-м). Примем угловую скорость роллерона Qy — 6.10 рад/с, а значение = = 0,222 (кгс-м) 1 [2,18 (Н м) П- [c.292]

В соответствии с формулой Прандтля-Мунка, минимальное индуктивное сопротивление крыла, которое создает подъемную силу Ь, равняется 2Ь /-кри Ъ , где Ь — размах крыла, II — скорость полета, а р — плотность воздуха. Поэтому минимальная мощность Р, потребная для поддержания веса, задается формулой [c.73]

Обо 1на<шм, как всегда, размах крыла через н пусть циркуляция в середине крыла равна Г. Тогда э.гтиптическое распределение пи.х ьемной силы (фиг. 171) про-чставится, если начало координат расположить в середине несущей линии, ура - [c.208]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...