Центр давления крыла

Центр давления крыла расположен в точке корневой хорды на расстоянии 2/3 высоты от вершины, т. е. Хц = (2/3)Ь . Следовательно, коэффициент центра давления с л = Хд/ кр = 2/3. [c.232]

Центр давления крыла 268, 273 Циклон 438, 512, 513 Цилиндр, обтекание его 194 [c.573]

Средние индуцированные скорости, которые входили в предшествующие расчеты, соответствуют точкам Сх и С2, т. е. центрам давления крыльев. Изменение же скорости по длине хорды, не оказывающее заметного влияния на эти средние величины (отнесенные согласно предположению к точкам Сх и С2), тем не менее оказывает существенное воздействие, связанное с искривлением потока. Действительно, в соответствии с формулой для радиуса кривизны [c.391]

ТО с действительным направлением движения конечного крыла она образует угол (р. Следовательно, обозначая через WQ скорость нисходящего движения, обусловленного концевыми вихрями, в том месте под крылом, которое находится около центра давления крыла, бу-д-м иметь [c.198]

Табл. 2.— Полошение центра давления крыла для случая Ак-

Таким образом, полная сила давления потока может быть сведена к одной силе, равной по величине и направлению подъемной силе. Эту силу можно переносить вдоль линии действия в любую точку крыла, например в точку пересечения линии действия равнодействующей с линией хорды, называемую центром давления. Центр давления крыла при изменении угла атаки перемещается вдоль хорды. Крыловые профили, у которых положение центра давления не зависит от изменения угла атаки, так называемые профили с постоянным центром давления , представляют ряд конструктивных преимуществ. Примерами могут служить рассмотренная ранее пластинка или близкие к ней симметричные профили, постоянный центр давления у которых лежит примерно на четверти расстояния от передней кромки. В этом случае фокус совпадает с центром давления, а парабола превращается в точку. Вообще, если момент сил относительно фокуса равен нулю, то фокус совпадает с постоянным центром давления. [c.254]

Находим усилия в узлах от веса коробки крыла (фиг. 14 -15). Равнодействующую веса прикладываем в центр давления крыла и разносим [c.310]

Фиг, 3 показывает изменение положения центра давления крыла в зависимости от угла атаки, причем расстояние центра давления от передней кромки выражается р долях хорды. Аналитически коэфициент центра давления можно выразить следующим образом [c.9]

Влияние, оказываемое одним крылом иа другое, заключается в нарушении потока, вызванного первым крылом метод приближенного решения основывается на замене крыла вихревым шнуром соответствующего напряжения, помещенного в центре давления крыла. Этот метод дает удовлетворительные результаты при больших значениях отношения высоты к хорде его точность может быть определена путем сравнения результатов, полученных с его помощью для прямолинейных профилей, с точными данными, приведенными в табл. 17. [c.129]

Например, ось жесткости крыла до полуразмаха находится впереди центра давления крыла и дальше сзади него поэтому при подсчете крутящих моментов по сечениям необходимо учитывать знак момента. [c.84]

На сверхзвуковых скоростях полета центр давления крыла обычно располагается позади его центра жесткости, вследствие чего как изгиб, так и кручение вызывают уменьшение угла атаки вдоль размаха крыла, и тем сильнее, чем на большем удалении от плоскости симметрии расположено выбранное сечение крыла. [c.150]

Для несимметричного профиля крыла (рис. 1.11) экспериментальным путем найдена зависимость между коэффициентами аэродинамической нормальной силы с,1 и аэродинамического момента тангажа /Пг относительно точки О передней кромки (эта зависимость графически показана на том же рисунке). Для заданных условий определите коэффициент центра давления Сд = Хд/Ь и безразмерную координату фокуса по углу атаки хр = Хр/Ь. [c.15]

Избыточное давление Ар = р — рао в произвольной точке х, z (начало координат в центре масс крыла) зависит от размаха крыла I, скорости Voo, давления Роо и плотности рсх. воздуха на заданной высоте, угла атаки а, угловых скоростей [c.271]

Из отношения (Ахд//кр)и = —= 0 следует, что центр давления сил, связанный с углом а, расположен в центре тяжести площади крыла. Таким образом, треугольное крыло нейтрально относительно продольной статической устойчивости. [c.470]

Относительное расстояние между центром тяжести площади крыла и центром давления, связанного с (о равно [c.470]

В соответствии с этим результатом центр давления гироскопической силы расположен за центром тяжести площади крыла на расстоянии [c.473]

Таким образом, и в рассматриваемом случае действия гироскопических сил соответствующий центр давления находится за центром тяжести площади крыла, что свидетельствует о возникновении стабилизирующего эффекта. [c.473]

Каково влияние интерференции на положение центров давления консолей крыла и корпуса [c.594]

Как смещается центр давления летательного аппарата под влиянием хвостовой части корпуса, расположенной за консолями крыла (рис. П.З) [c.595]

Особенностью реактивного закрылка является возможность создания больщой подъемной силы даже при отрицательных углах атаки. При этом ее величина зависит от угла отклонения струи, который может быть боль-ще 90°. В этом случае возможен так называемый реверс силы тяги. Однако при таких больших углах отклонения струи снижаются ее подсасывающие свойства и на верхней стороне крыла даже при малых углах атаки может произойти срыв потока. Поэтому с целью его предотвращения при больших углах атаки угол отклонения реактивной струи следует уменьшать. Благодаря воздействию такой струи центр давления крыла смещается ближе к задней кромке, что способствует улучшению устойчивости. [c.88]

Таким образом, полная сила давления потока может быть сведена к одной силе, равной по величине и направлению подъемной силе. Эту силу можно переносить вдоль линии действия в любую точку крыла, например в точку пересечения линии действия равнодействующей с линией хорды, называемую центром давления. Центр давления крыла при изменении угла атаки перемещается вдоль хорды. Крыловые профили, у которых положение центра давления не зависит >т изменения угла атаки,—так называемые профили с постоянным центром давления — представляют ряд конструктивных преимуществ. Примерами могтт служить рассмотренная ранее пластинка или близкие [c.293]

Следующей важной характеристикой аэродинамических свойств крыла является положение полной силы сопротивления К относительно крыла для каждого угла атаки. Это положение может быть задано расстоянием 8 точки В, в которой сила Е пересекает хорду крыла 0Q, от передней точки профиля О (см. рис. 157). Точка В называется центром давления крыла. Однако такой способ задания положения силы К неудобен для графического изображения, а также для целей интерполяции, так как для угла атаки, соответствующего нормальной силе ТУ = О, расстояние 8 почти всегда делается равным бесконечности. Значительно удобнее вместо расстояния я указывать момент М полного сопротивления К относительно точки О, который изменяется при изменении угла атаки а очень постепенно. Этот момент, как легко видеть, равен М = N8, следовательно, зная М и ТУ, можно всегда найти в. Для того чтобы коэффициент пропорциональности с , связывающий момент М с произведением Рра, был безрамерным числом, необходимо умножить произведение Рра на некоторую длину. В качестве такой длины удобнее всего взять ширину профиля 0Q = Ь. Тогда мы будем иметь [c.273]

Ясно однако, что несущая линия должна проходить через центр давления крыла таким образом длина L равна расстоянию от точкидоцентра давления крыла. [c.123]

Эта схема сил, под действием которых находится самолет в горизонтальном полете, дана в несколько упрощенном виде именно для простоты мы иредпо-лагаем, что центр тяжести самолета и центр давления крыльев совпадают в одной точке, тогда каж, в действительности эти две точки обычно не осмпа-дают. Bi e же эта схема позволяет понять, под действием каких сил самолет летит,. [c.66]

На фиг. 57 показан момент отрыва планера от земли. Если мы силу полного сопротивления воздуха, встречаемого крыльями планера, разложим, как делали раньше, на две силы по горизонтали и вертикали, то получим две силы — подъелшую силу Р и силу лобового сопротивления 0. Ясно, что планер оторвется от земли в тот момент, когда подъемная сила станет равной весу планера, т. е. подъемная сила Р уравно-веслт силу тяжести О, приложенную в центре тяжести планора для простоты М1ы опять" предполагаем, что центр тяжести планера и центр давления крыльев совпадают в одной точке 0. [c.69]

Пусть планер планнрует прямолинейно (фиг. 85). Если полная [мметрня соблюдена, то центр тяжести планера О н центр давления крыльев С лежат в плоскости симметрии. Пусть теперь какая-нибудь поото-ронняя сила (например, порыв ветра) выведет планер из положения равновесия в накренит его, скажем, на. левое крыло (фиг. 86). Восстановит ли планер сам без вмешательства пилота нарушенное равновесие [c.100]

Совмещение центра тяя ести планера и центра давления крыльев на одной верти кали называется б а-ланоировкой планера. При аэродцнамичеоко м [c.104]

При этом считается, что центр давления крыла расположен на корневой хорде на расстоянии от начала САХ, равном Хц.д = Сц.дХ Х.ЬсАх[сж. рис. 4.2.1). [c.234]

Возвращаясь снова рис. 24, можно сделать обобщающий вывод. При уменьшении угла атаки от 45 до примерно 10° центр давления гибкого крыла непрерывно перемещается вперед подобно жесткому крылу. Кривая, перемещения центра давления крыла по углу атаки пмеет левый уклон, что говорит об устойчивости цолета. При углах атаки, меньших 10°, характер кривой меняется — она приобретает правый уклон, что указывает иа неустойчивость полета, лежащую в основе флаттерного пикирования. [c.46]

Коэффициент волнового сопротивления = Су а. = oAla = 0,02309. Центр давления треугольного крыла находится на расстоянии 2/3 корневой хорды от вершины следовательно, коэффициент центра давления Сд = [c.234]

По данным решения задач 9.114 и 9.115 определите для треугольного крыла положение центров давления сил, обусловленных малым углом атаки, угловой скоростью а также производными оз, = f J 2Vlo) и а = al i 2V ). [c.261]

Как влияет интерференция крыла с корпусом на положение центра давления летательного аппарата в виде тонкой крестообразной комбинации, находящейся в слабовозмущенном сверхзвуковом потоке под углами атаки и скольжения [c.594]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...