Давление на крыле

Крыло треугольной формы в плане, размеры которого даны в задаче 8.2 (см, рис. 8.2), расположено под углом атаки а = 0 в сверхзвуковом потоке (М = = 2,5 Pod = 9,8-10 Па k = p/ v = 1,4). Вычислите распределение давления на крыле и его волновое сопротивление. [c.215]

Рассмотрим коэффициент перепада давлений на крыле при наличии корпуса [c.608]

До сих пор мы рассматривали аэродинамические свойства крыла, на которое воздушный поток набегает под прямым углом к передней кромке (рис 3.15,а). Именно такой поток и способен создать силы давления на крыле —подъемную силу, индуктивное сопротивление, сопротивление формы и профильно-волновое сопротивление. Если же направить поток вдоль размаха (рис. 3.15,6), то он никаких изменений сил давления на поверхности крыла не вызовет — возникнет лишь трение- [c.88]

При наличии прямой стреловидности (рис. 12.16) у крыла, выдвинутого вперед при скольжении, эффективная скорость потока Va больше, чем эффективная скорость V у другого крыла. Но подъемная сила зависит только от величины эффективной скорости, так как составляющие Ув и V g никаких давлений на крыле не создают. Таким образом, прямая стреловидность крыла способствует повышению поперечной устойчивости самолета. [c.321]

Отличительной особенностью профилей, удовлетворяющих требованию легкой управляемости самолета, является неизменное положение центра давления на крыле (см. ниже, стр. 272). [c.268]

Циркуляция г и скорость набегающего потока по теореме Жуковского определяют подъемную силу крыла — главный вектор сил давления на крыло — она ортогональна направлению скорости набегающего потока и равна р [c.134]

Поэтому мы должны смотреть на эту особенность ударного действия крыльев как на обстоятельство, содействующее выгодному распределению давления на крылья, и, следовательно, как на фактор, облегчающий полет. [c.145]

По отношению к поверхностным силам также можно ставить вопрос о месте приложения равнодействующей, например, можно определить центр аэродинамического давления на крыло самолета. [c.370]

Вследствие конвекции находящихся внутри баллона атомов и молекул (газокинетический эффект) возникает давление на несколько порядков больше светового. Чтобы исключить конвекционный эффект, Лебедев сконструировал подвижную систему зеркал 3i — 3 , позволяющую направить свет на обе поверхности крыльев. [c.351]

Поскольку угол наклона линии контура профиля к оси х везде мал, то вертикальная проекция сил давления равна с достаточной точностью самому давлению. Результирующая действующая на крыло подъемная сила равна разности сил давления, действующих на ее нижнюю и верхнюю поверхности. Поэтому коэффициент подъемной силы [c.653]

Определим, далее, действующую на крыло силу сопротивления (это есть волновое сопротивление, имеющее такую же природу, как и волновое сопротивление тонких тел см. 123). Для этого надо спроектировать силы давления на направление оси jf и проинтегрировать эту проекцию по всему контуру профиля. Для коэффициента силы сопротивления получим тогда [c.654]

Рассмотрим физическую схему обтекания крыла, при которой появляется подъемная сила, т. е. сила давления жидкости на крыло, направленная перпендикулярно к скорости невозмущенного потока. Как мы видели, в потоке около крыла возникает циркуляция, в результате наложения которой на набегающий поток скорость над крылом становится больше, а под крылом меньше скорости невозмущенного потока. Вследствие этого [c.24]

Из анализа выражений (1.13) — (1.15) можно сделать вывод, что каждую из аэродинамических сил можно разделить на составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательным напряжением, возникающим при движении вязкой жидкости. При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части (донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления разделяют, в свою очередь, на две составляющие сопротивление от давления на боковую поверхность — головное сопротивление и сопротивление от давления на донный срез — донное сопротивление. Поэтому, например, для суммарного сопротивления и соответствующего аэродинамического коэффициента [c.26]

Результаты расчета линеаризованного сверхзвукового обтекания треугольных крыльев можно использовать для определения аэродинамических характеристик несущих поверхностей в виде четырех-, пяти- и шестиугольных пластин. Если задние и боковые кромки таких крыльев сверхзвуковые, то их обтекание характеризуется отсутствием зон взаимного влияния хвостовых и боковых участков, ограниченных пересечением конусов Маха с крылом. Вследствие этого коэффициент давления на поверхности крыла такой, как в соответствующей точке треугольной пластины, и формула для его расчета выбирается с учетом вида передней кромки (дозвуковой или сверхзвуковой). [c.214]

Бесконечное полукрыло, форма и размеры которого приведены в задаче 8.1 (см, рис. 8.1), обтекается сверхзвуковым потоком с числом Мзо = 2,5 при угле атаки а = 0. Найдите распределение давления на поверхности крыла и в окрестности боковой кромки за его пределами, а также определите волновое сопротивление. Давление набегающего воздущного потока р о=9,8-10 Па, показатель адиабаты k = p/ v = 1,4. [c.215]

Так как Цоо< (я/2 — Xi) и р ,< (п/2 — Хг). то обе кромки сверхзвуковые (линии Маха,проведенные из точек О и Oj крыла, соответственно проходят за этими кромками, как показано на рис. 8.18). Определим распределение давления по крылу. В области ОАВ (или ОА В коэффициент давления [c.229]

Рис. 8.21. Распределение избыточного давления на плоском треугольном крыле в прямом (а)и обращенном (6) движении

При обращенном движении рассматриваемого крыла (рис. 8.21,6) давление постоянно на всей его поверхности и равно давлению на поверхности плоской пластины бесконечного удлинения, так как области влияния (конуса Маха с вершинами на передних точках концевых сечений О и О") не пересекают поверхность крыла. В этом случае коэффициент давления [c.233]

Один из распространенных методов расчета нестационарных аэродинамических нагрузок на крыло состоит в его замене вихревой поверхностью, расположенной в базовой плоскости, и последующем определении напряженности циркуляции, по которой находятся распределение давления, силы, моменты и соответствующие аэродинамические производные. Какие должны быть выполнены условия при определении напряженности циркуляции, соответствующие принятой вихревой модели несущей поверхности, обтекаемой циркуляционным и бесциркуляционным потоками [c.249]

Вычислите распределение давления на крыле и в окрестности его передних кромок, а также найдите волновое сопротивление этого крыла, обтекаемого сверхзвуковым потоком под нулевым углом атаки. Крыло (рис. 8.2) имеет следующие размеры кр = 5 м //2 = 4 м = 0,1 рад. Параметры набегающего потока = = 1,5 р = 9,8-10 Па k = pi v =1,4. [c.215]

Расчет распределения давления на крыле и форма ударной волны для нескольких значений углов раскрытия и атаки приведены на рис. 6. Графики, построенные по первому приближению, позволяют сделать вывод, что вдоль размаха крыла давление меняется незначительно. Основное изменение давления наблюдается около плоскости симметрии, где при уменыпении угла раскрытия крыльев оно возрастает. Так как теория справедлива для течений без внутренних скачков, то угол раскрытия может изменяться в относительно узком диапазоне. [c.272]

В нескольких случаях, которых, правда, не так уж много, бьши созданы самолеты, способные летагь как монопланы либо как бипланы в соответствии с требованиями данного момента. Большинство из них проектировалось как монопланы, оснащенные средствами усгановки второго крыла. При создании таких машин особое внимание следует уделять тому, чтобы центры давления на крыльях находились максимально близко к линии центра масс для [c.192]

НИЯ назад, при этом возрастает и глубина проникновений области сверхзвуковых скоростей в пюток, обтекающий крылд, На таких числах М отклонение элерона практически не изменяет распределение давления на крыле перед скачком уплотнения и вызывает лишь его перемещение. Так, при отклонении элерона вниз скачок уплотнения перемещается назад на верхней поверхности и вперед— на нижней. Как будет показано в главе 8, такое влияние [c.178]

VIII.2. Вычислите распределение давления на крыле и в окрестности его передних кромок, а также найдите волновое сопротивление этого [c.396]

VI11.4. Крыло треугольной формы в плане, размеры которого даны в задаче VIII.2 (см. рис. 2.УП1.2), расположено под нулевым углом атаки в сверхзвуковом потоке (Моо = 2,5 роо=1 кГ/см =ср/си= 1,4). Определите распределение давления на крыле и его волновое сопротивление. [c.396]

Такое распределение, полученное эк спериментально, изображено на рис 336. Давление под крылом оказывает ся повышенным по сравнению с дав лением в набегающем потоке, а давление над крылом -Р пониженным по сравнению с давлением в набегающем потоке. Результирующая этих сил, направленная вверх, —это и есть подъемная сила. Повышенное давление у передней кромки крыла создает лобовое сопротивление. Ясно, что крылья самолета тем лучше будут выполнять свое назначение, чем большую подъемную силу они позволят развивать и чем меньше при этом будет лобовое сопротивление. Поэтому качество крыла определяется отношением подъемной силы к лобовому сопротивлению. [c.556]

При изменении угла атаки картина распределения давлений изменяется. При увеличении угла атаки несколько возрастает давление под крылом, однако незначительно, так как даже при очень больших углах атаки это избыточное давление не может достигнуть величины ри /2. (Этой величины избыточное давление достигает только в случае пластинки, перперщикулярной к потоку, когда поток, набегая на пластинку, меняет направление своего движения на 90°.) [c.556]

По условию задачи это число М является критическим Мооцр- Пользуясь графиком Христиановича (см. рис. 1.1.15 ]20[), определяе.м соответствующий этому числу М ,(р = 0,6240 минимальный коэффициент давления на профиле крыла pminii = —0.7. Согласна гипотезе Христиановича, в том месте профиля, где р = Pmimi , местная скорость равна местной скорости звука. Эта скорость определяется с помощью уравнения V = П , == 260,7 м/с. [c.180]

Консоль крыла треугольной формы с тонким симметричным профилем (рис. 8.1) расположена в сверхзвуковом потоке (Моо = 1,5 роо = 9,8-10 Па k = -pi v = = 1,4) под углом атаки а = 0. Определите распределение давления на поверхности и вне крыла в окрестности корневой хорды и передней кромки, а также найдите волновое сопротивление консоли, имеюн.ей размеры = 5 м //2 = 4 м = 0,1 рад. [c.214]

Аналогично находим коэффициент давления для других точек на поверхности крыла (0 С 9 < л/2 — х)- этом на передней кромке (а = 1), как следует из (8.1), теоретический коэффициент давления равен бесконечности. Практически на передней кромке, которая несколько скруглена, возникает давление торможения, соответствующее дозвуковой скорости потока Vоап = Уо соз х- По величине Моо = = М с.соз X = 0,9372 находим коэфф ициент давления на передней кромке (см. задачу 3.21) [c.218]

В области между. линиями Маха КОЭф- ного крыла со сверхзвуковыми перед-фициент давления на поверхности крыла ними кромками [c.223]

Поле давлений на таком крыле является коническим относительно вершины крыла, т. е. на луче 0 = onst zlx = onst) коэффициент давления р = onst. На корневой хорде (tg0 = 0) р = 0,1137. Например, для некоторой точки А (рис. 8.20), расположенной на верхней стороне крыла, для которой 0а = 30°, ра = —0,1643. [c.231]

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]

Рассмотрите поступательное симметричное движение с постоянной скоростью (Роо == onst) несущей поверхности, совершающей одновременно колебания в вертикальной плоскости, и напишите зависи.мость для разности коэффициентов давления (на нижней и верхней сторонах крыла) в функции соответствующих производных от потенциала скоростей. Найдите формулы, связывающие между собой соответствующие производные для Ар и ф в случае гармонических колебаний. [c.247]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...