Сила аэродинамическая циркуляцией

Из этих выражений для составляющих сил давления следует, что в потенциальном потоке несжимаемой жидкости величина равнодействующей всех аэродинамических сил, приложенных к профилю в решетке, равна произведению плотности жидкости на величину геометрической полусуммы скоростей и на значение циркуляции вокруг профиля [c.11]

В целях выяснения этого условия рассмотрим обтекание потоком несжимаемой жидкости профиля, имеющего острую заднюю кромку, наличие которой характерно для современных аэродинамических профилей. Предположим сначала, что циркуляция скорости отсутствует (Г = 0), т. е. нет подъемной силы. Получающаяся в этом гипотетическом случае картина так называемого бесциркуляционного обтекания профиля может быть построена известными методами теоретической гидродинамики. [c.22]

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]

По данным табл. 9.3 найдите распределение производных по а и коэффициентов избыточного давления и безразмерной циркуляции, а также вычислите соответствующие значения производных аэродинамических коэффициентов моментов сечений. Найдите действующую силу и момент для участка крыла шириной Ь = 2 м и размахом / = Ю м при оо = 50 м/с 0 = 1,226 кг/м а = 2 = 0,1 рад/с. [c.252]

При обтекании крыла вязкой жидкостью силу R следует вычислять, принимая во внимание циркуляции скорости по контуру линии раздела пограничного слоя и зоны потенциального потока, охватывающему также аэродинамический след циркуляция будет выражать при этом напряженность вихрей, возникающих в пограничном слое и в аэродинамическом следе. Величину этой циркуляции полагают пропорциональной произведению характерной скорости потока — именно скорости Vao — нз Характерный размер профиля в направлении течения— хорду крыла L, записывая ее выражение в виде [c.160]

Отсутствие метода определения циркуляции скорости вокруг крыла затрудняло использование формулы Жуковского для практических расчетов. Эту принципиально важную задачу решил ученик и последователь Жуковского С. А. Чаплыгин [40] и почти одновременно с ним В. Кутта [41]. Начиная с 1910 г. Чаплыгин проводит цикл работ по теории крыла. В статье О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910 г.) Чаплыгин сформулировал положение (постулат Чаплыгина — Жуковского ), согласно которому при безотрывном обтекании профиля крыла потоком идеальной жидкости хвостовая точка профиля (точка заострения) является точкой схода потока с верхней и нижней поверхностей крыла. Этот постулат позволил вычислить циркуляцию скорости по замкнутому контуру, охватывающему профиль крыла, и тем самым определить подъемную силу по формуле Жуковского. В этой работе Чаплыгин изложил основы плоской задачи аэродинамики и дал формулы для расчета сил давления потока на различные профили крыла. Он впервые вывел общие формулы для силы и аэродинамического момента указал на наличие значительного опрокидывающего момента, действующего на самолет, и вследствие этого опасность потери устойчивости [c.287]

После вычисления суммарной циркуляции скорости (4.60) можно найти подъемную силу по формуле Жуковского для профиля в решетке (4.45). По известному распределению сил можно определить также аэродинамический момент, действующий на профиль. [c.75]

Итак, изменение скорости потока следующим образом влияет на нестационарные аэродинамические силы профиля появляются дополнительные бесциркуляционные составляющие подъемной силы и момента, связанные с производной d Ua)/dt возникает связь между гармониками квазистационарной и нестационарной циркуляции, вызванная влиянием вихревого следа функция уменьшения подъемной силы существенно изменяется вследствие разрежения и сгущения завихренности в следе. В соответствии с изменением скорости обтекания сечений лопасти при полете вперед все три эффекта имеют периодический характер с основной частотой, равной частоте вращения винта. Выра-.жения членов, соответствующих бесциркуляционным подъемной силе и моменту, справедливы для любых изменений U. Простая аппроксимация Сц(/г, ijj) л С(й) при приведенной частоте, определяемой по местной скорости, дает хорошие результаты до значений (х/г = 0,7. При малых значениях ц/г можно воспользоваться более грубой аппроксимацией Сц(п, j) = С(/гй/г), в оторой приведенная частота построена по средней скорости. Эта аппроксимация не учитывает влияния переменной скорости потока при построении вихревого следа. [c.454]

Правые части которых зависят от режима полета и движения лопасти. Влияние срыва при таком анализе учитывается путем ограничения величины циркуляции ее значениями при срывном угле атаки. Прогибы лопасти в плоскости взмаха представлялись в виде линейных комбинаций форм собственных колебаний, так что возбуждение колебаний по одной степени свободы определялось соответствующим интегралом от нагрузки по радиусу. При этом гармоники нагрузок определяли гармоники махового движения. Для совместного вычисления циркуляции и махового движения использовался метод последовательных приближений, а именно при решении уравнений для циркуляции движение лопастей определялось по приближенным формулам. (Заметим, что коэффициенты при Г/ приходится определять только один раз, так как для заданной формы пелены вихрей они не зависят от махового движения.) Зат-ем с использованием полученных значений Г/ вычислялись индуктивные скорости, после чего определялись коэффициенты Глауэрта уп разложения ул(л ), по которым находились подъемная сила и момент сечения. После этого по рассчитанным таким образом аэродинамическим силам строилось маховое движение лопасти и описанная выше процедура вновь повторялась до достижения сходимости. [c.668]

Иногда в число условий единственности входят некоторые интегральные равенства, подобно тому, как это имело место в идеальной жидкости, где при расчете подъемной силы крылового профиля (гл. V) использовалась присоединенная циркуляция. В динамике вязкой жидкости аналогичную роль играют задание величины импульса струи при расчете явления распространения струи в пространстве, затопленном той же жидкостью, задание сопротивления тела для определения течения в аэродинамическом следе за ним и др. [c.365]

Рассмотрим связь между аэродинамической нагрузкой и интенсивностью присоединенного вихревого слоя или подъемной силой и суммарной циркуляцией присоединен- q иых вихрей. Остановимся вначале на связи аэродинамической нагрузки с интенсивностью присоединенного вихревого слоя. [c.35]

Эти геометрические данные будут использованы в дальнейшем при расчетах циркуляции и аэродинамических сил, действующих на крылья биплана. [c.165]

Н. Е. Жуковский сделал принципиальные открытия в новой науке — аэромеханике, являющейся теоретической основой авиационной техники. Ряд важных законов теоретической аэромеханики был установлен в трудах Жуковского. Он доказал основную теорему о подъемной силе профиля крыла, сформулировал гипотезу для подсчета циркуляции скорости вокруг крыла с острой задней кромкой, предложил серии теоретических профилей крыльев и разработал вихревую теорию воздушного гребного винта (пропеллера). Основные методы аэродинамического эксперимента и широко использованные конструкции аэродинамических труб в нашей стране были созданы под непосредственным руководством Н. Е. Жуковского. Он первый указал ка применения теоретической и экспериментальной аэродинамики к задачам расчета летных характеристик самолета. Аэродинамический расчет и динамика самолетов как самостоятельные научные дисциплины были начаты работами Жуковского. В. И. Ленин назвал Жуковского отцом русской авиации . [c.37]

Выбор расчетных параметров и аэродинамической схемы. Н. Е. Жуковский и В. П. Ветчинкин (1912— 1918) определяли величину потребной циркуляции через силу тяги, а последняя вычислялась по расчетному давлению, вентилятора. Коэффициент осевой скорости выбирался таким, чтобы кпд вентилятора получался максимальным. В выражение для кпд была введена инварианта, определяемая расчетными давлением, производительностью и диаметром вентилятора. Величина инварианты и максимальный кпд однозначно определяли оптимальную величину коэффициента осевой скорости. Инварианта соответствует общепринятому в настоящее время коэффициенту диаметра, понятие которого используется, в частности, для выбора аэродинамической схемы вентилятора по типовым характеристикам. Величина коэффициента диаметра остается неизменной для сколь угодно [c.836]

Используя найденный закон распределения циркуляции в виде ряда, можно определить скос потока и соответствующие аэродинамические коэффициенты [16]. Переходя в (6.4.6")от переменной z к новой переменной 6 в соответствии с выражением az= = (//2) sin ede. подставляя формулу для циркуляции в виде ряда н заменяя /V-Skp на Я р. найдем зависимость для коэффициента подъемной силы [c.249]

Вейс-Фо, однако, пошел дальше и попытался доказать теоретически и экспериментально, что это животное использует специфические аэродинамические эффекты, прежде не известные аэродинамикам, — механизм генерации подъемной силы вследствие складывания и раскрытия крыльев. Он ясно показал, что складывание и раскрытие , выполняемое по разу за взмах крыльев, немедленно создает циркуляцию, необходимую для достижения высокого коэффициента подъемной силы без необходимости выжидать, пока сработает классический процесс схода вихря с задней кромки крыла. Лайтхилл [25] проанализировал с аэродинамической точки зрения различные факторы, благодаря которым этот механизм Вейс-Фо является столь эффективным ). [c.74]

Меры по снижению уровня шума электродвигателей. Электродвигатель занимает одно из первых мест по уровню создаваемого шума. Создаваемая им звуковая энергия представляет собой результат взаимодействия различных факторов, в том числе механического, магнитного и аэродинамического происхождения, что является следствием неудовлетворительной балансировки вращающихся элементов, трения, колебаний ротора и статора лод воздействием магнитных сил, циркуляции внутри машины охлаждающего воздуха, нагнетаемого вентилятором. [c.80]

Определим производные от коэффициентов аэродинамических сил и моментов. При этом обратим внимание на то, что в случае бесциркуляционного обтекания в каждом сечении С = onst выполняется условие равенства нулю циркуляции, т. е. [c.228]

В работах О присоединенных вихрях (1906, опубликовано в 1937 г.) и Падение в воздухе легких продолговатых тел, вращающихс [ около своей продольной оси (1906) Жуковский установил, что подъемная сила возникает в результате обтекания потоком неподвижного присоединенного вихря или системы вихрей, которыми можно заменить тело, находящееся в потоке жидкости. Основываясь на этом, он доказал знаменитую теорему, позволяющую вычислить величину подъемной силы. Но формуле Жуковского, величина подъемной силы равняется произведению плотности воздуха, циркуляции скорости потока вокруг обтекаемого тела и скорости движения тела. Правильность теоремы была подтверждена на основе экспериментов с вращающимися в потоке воздуха продолговатыми пластинками, поставленных но идее Жуковского в 1905—1906 гг. в Аэродинамической лаборатории Кучинского института. [c.273]

Такой результат экспериментов противоречит оценкам аэродинамической силы, сделанным по средним параметрам, и свидетельствует о том. что следует учитывать неравномерность поля скоростей и существенное увеличение скорости у поверхности внутреннего электрода. Значительная неравномерность скоростей возникает из-за появления циркуляции гортчего воздуха (см. рис. 1.8). вызванной тем. что дута при своем основном, вращательном движении создает неуравновешенный градиент давления в плоскости вращения, направленный от внутреннего электрода к внешнему. Наличие такой циркуляции горячего газа подтверждается температурными измерениями А.С. Шаболтаса. Весь холодный воздух проходит у поверхности внутреннего электрода и занимает малое сечение, поэтому скорость его значительно превышает среднемассовую. [c.23]

Рис. 23. Коэффициент подъемной силы Сь аэродинамической поверхности NA A 4412 в зависимости от угла атаки а. Теория циркуляции подъемной силы сравнивается с экспериментальным результатом.

Рис. 24. Распределение давления вдоль хорды аэродинамической новерхности NA A 4412 при угле атаки а = 6,4°. Р — давление па поверхности отпосительпо давления потока, разделенное па динамическое давление потока, а X — расстояние вдоль хорды в процентном отношении хорды. Теория циркуляции подъемной силы сравнивается с эксиеримептальпым результатом.

Если в формулу (203) подставить I и и, определенные из эксперимента, тогда вычисленные значения Сх вихр хорошо согласуются со значениями Сх вихр, определенными непосредственны-ми замерами сил лобового сопротивления на аэродинамических весах. Следовательно, формула Кармана (203) схватывает правильно суть явления, но нуждается в дополнительных соотношениях, устанавливающих связь геометрических параметров контура с кинематическими и геометрическими параметрами шахматной системы вихрей. Пользуясь аналогией, можно сказать, что формула Кармана (203) играет в теории лобового сопротивления (построенной в рамках представлений идеальной жидкости) ту же роль, что и формула Н. Е. Жуковского в теории подъемной силы. Мы указывали, что практическое значение формула Жуковского обрела лишь тогда, когда был указан прием определения циркуляции присоединенного вихря, т. е. формулирована гипотеза Жуковского о конечности скорости частиц жидкости у задней острой кромки профиля крыла. Построение соответствующих физических гипотез, позволяющих прилагать теорию вихревого сопротивления к решению конкретных [c.361]

К работам по теории крыла конечного размаха тесно примыкают исследования взаимодействия несущих поверхностей с телами вращения (интерференция). А. А. Дородницыным (1944) было предложено решение задачи об определении несущих свойств системы, состоящей из крыла большого удлинения и тонкого длинного фюзеляжа. Крыло заменялось несущей линией (пронизывающей фюзеляж) с переменной по размаху циркуляцией и сходящими с нее свободными вихрями, а фюзеляж — соответствующими особенностями, расположенными на оси. В. Ф. Лебедев (1958) обобщил метод А. А. Дородницына на случай стреловидного крыла и крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем. В работе А. А. Никольского (1957) предложено правило расчета подъемной силы а индуктивного сопротивления и рассмотрены некоторые задачи оптимизации системы крыло — фюзеляж в случае, когда крыло мало возмущает осесимметричный поток вокруг фюзеляжа. Вихревые линии, сходящие с крыла, при этом криволинейны и расположены вдоль линий тока исходного осесимметричного потока около изолированного фюзеляжа. А. И. Го-лубинский (1961) разработал метод решения задачи для обтекания крыла с бесконечно длинным цилиндрическим фюзеляжем. При этом для крыла использовалась теория несущей поверхности, а на поверхности фюзеляжа удовлетворялись граничные условия и путем разложения в ряды с помощью цилиндрических функций решалась соответствующая краевая задача. Расчет и опыты показали, что если диаметр фюзеляжа сравним с размахом крыла, то аэродинамическая сила, возникающая вследствйе интерференции, получается того же порядка, что и сила, действующая на изолированные консоли крыла. [c.97]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...