Размах крыла относительный

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]

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]

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]

Третье ограничение заключается в том, что теория несуш,их линий не дает хорошего приближения для крыльев малого относительного удлинения. Если размах не слишком большой но сравнению со средней [c.62]

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]

Размах относительный крыла 375 Расход идеальный критический 432 [c.735]

Основным достоинством треугольных крыльев считается возможность существенно уменьшить размах и обеспечить увеличение жесткости и снижение массы крыла. Более того, так как крылья этого типа обыкновенно имеют корневые хорды большой длины, физическая толщина крыла в корневом сечении при заданной из аэродинамических соображений относительной толщине профиля оказывается достаточно большой, что позволяет размещать в крыле дополнительную часть полезной нагрузки [c.79]

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]

Проектные исследования параметров самолета, удовлетворяющего требованиям ВВС, показали, что он будет иметь значительную полетную кассу, крыло площадью около 305 м и с размахом 51 м. Использование для такого самолета классической однолодочной схемы было связано с большими весовыми и аэродинамическими потерями из-за необходимости применения высокой и широкой лодки с большим миделем поперечного сечения для получения требуемых водоизмещения и мореходности самолета, обеспечения его поперечной остойчивости, что, в свою очередь, определяло наличие на самолете или больших <жабр>, или подкрыльевых поплавков также с большими размерами и миделем поперечного сечения, так как большой размах крыла приводил даже при малых углах крена самолета к большим линейным перемещениям концов крыла, к необходимости защиты их от ударов о воду. Уменьшение размаха крыла и его относительного удлинения с целью понизить высоту лодки и уменьшить геометрические размеры поплавков поперечной остойчивости, как показал опыт создания в Германии в 1929 г. самого большого в те годы гидросамолета Дорнье-Х с крылом, имевшим удлинение, равное 5,-привело бы к резкому ухудшению аэродинамического качества и летных даияых самоле га. особенно высоты и дальности полета [4]. [c.277]

Этот планер представлял собой существенный шаг вперед по сравнению с распространенными в то время планерами. Характерными конструктивными особенностями планера являются относительно большой размах крыла с небольшой сгреловид-ностью, значительно приподнятые вверх ътевоны, открытая конструкция фюзеляжа для размещения летчика, использование [c.61]

Стреловидность крыла по передней кромке была относительно невелика (50°), но законцовки крыла имели существенно большую стреловидность (начиная примерно с 3/4 размаха, рис. 4.9). На первых моделях бомбардировщика (включая серийную модель 1 ) использовались раздельно элероны и рули высоты на серийных бомбардировщиках, начиная с модели П , устанавливались элевоны. Так как заказанные в процессе проектирования двигатели Олимпус с тягой 4500 даН к моменту постройки первого самолета оказались не готовы, первый опытный экземпляр вышел на летные испытания с двигателями Эвон тягой 2950 даН фирмы Роллс-Ройс . Серийный бомбардировщик ( модель II ) имел увеличенный на 3,66 м размах крыла и оснащался двигателями фирмы Роллс-Ройс тягой 90,7 кН каждый. [c.86]

Методика исследований. Экспериментальные исследования крыла проводились в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей с открытой рабочей частью при числе Re = 0.56 10. На фиг. 1 схематически показана модель крыла, закрепленная на хвостовой державке динамической установки ОВП-102Б. Установка жестко соединена с поворотным кругом аэродинамической трубы. Крыло с профилем NA A-0018 имеет следующие геометрические параметры относительная толщина профиля с = 18%, площадь S = 0.288 м средняя аэродинамическая хорда й = 0.24 м размах крыла / = 1.2 м. [c.200]

Относительная площадь элеронов 5эл = = 0,05 0,08, относительный размах /эл = /эл/ = 0,3 0,4 и относительная хорда элерона бдл = = Ьэц1Ь = 0,25 0,30 (здесь 5эд и 5 — площади элерона и крыла 1 л и I — размах элерона и крыла бдл и Ь — хорда элерона и крыла). Кинематически оба элерона связаны и при движении ручки (штурвала) управления самолетом влево или вправо элероны на левом и правом полукрыле отклоняются в разные стороны. Например, при движении ручки влево правый элерон отклонится вниз, а левый вверх. У крыла с опущенным элероном подъемная сила Уц.д увеличится, а у крыла с поднятым элероном подъемная сила Уп.э уменьшится. Разность подъемных сил создаст кренящий момент М- относительно оси Ох, под действием которого самолет начнет вращаться в сторону поднятого элерона. [c.243]

Фиг. 176 О ношение индукгнвного сопротивления крыла с прй.моугольным распределением подъемной снлы к индуктивному сопротивлению крыла с эллиптическим распределением подъемное нлы i щ J )в зависимости ст параметра I, содержащего относительный размах

Опытные данные. Крылья. На фиг. 100 — 103 изображена в виде кривой (поллра Лилиенталя) зависимость между с (ординаты) и с, (абсциссы нанесены в 5-кратном масштабе по сравнению с с ) для различных крыльев. У точек кривой помечены углы, им соответствующие. Кроме того, на этих диаграммах представлена зависимость коэфициента момента (абсциссы) от Сц (ординаты) (центр моментов — фиг. 90). Все крылья имеюг один и тот же относительный размах (стр. 455) 1 5 (переход к другому размаху — стр. 456). Индуктивное сопротивление, соответствующие этому относительному размаху, нанесено в виде параболы. Профильное сопротивление определяется расстоянием между параболой и полярой ). [c.461]

Довольствуясь по необходимости этими краткими соображениями относительно плоского гиперзвукового обтекания тонких тел, отсылаем ннтересуюп-шхся к имеющимся специальным монографиям по этим вопросам ). Некоторые дополнения, касающиеся гиперзвукового обтека-[ШЯ тонких тел вращеиия и тонких крыльев конечного разма.ха, будут даны в следующей, седьмой главе. [c.321]

Таким образом И. с. зависит от подъемной силы и от относительного размаха при одной и той же подъемной силе чем больше относительный размах, тем меньше И. с. при бесконечном размахе И. с. равно нулю, и следовательно все лобовое сбпротивление крыла сводится только к профильному сопротивлению. С другой стороны, при одном и том же относительном размахе И. с. меняется [c.57]

При рассмотрении крыла конеччого размаха в трехразмерном потоке будем предполагать, что хорда крыла мала по. Сравнению с его размахом, что размах можно рассматривать как прямую линию, образующую прямой угол с направлением движения, и что крыло в поперечном направлении симметрично относительно средней точки размаха. За исключением этих ограничений, хорда, угол атаки и сечение крыла могут как угодно меняться вдоль его размаха. [c.95]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...