Обтекание крыла бесконечного размаха

При изучении обтекания крыла бесконечного размаха было установлено, что действие вязкости жидко- V [c.219]

С точки зрения теории наиболее простым случаем является обтекание крыла бесконечного размаха. Практически условия обтекания такого крыла осуществляются на крыле конечного размаха, вплотную прилегающего своими боковыми концами к двум параллельным стенкам. Установившееся движение жидкости без трения около такого крыла представляет собой потенциальное течение с циркуляцией (см. 11 [c.277]

Более подробные сведения о расчете обтекания крыла бесконечного размаха можно найти в книге Голубев В. В., Теория крыла аэроплана в плоскопараллельном потоке, изд. второе, Москва, 1938. (Прим. перев.). [c.280]

Фиг. 18. 15. Различные случаи обтекания крыла бесконечного размаха.

Для определения этого сопротивления следует рассмотреть двухмерное плоское обтекание крыла бесконечного размаха. Выберем на обтекаемой поверхности элемент прямоугольного крыла единичного размаха и расположим его внутри замкнутого контура 1—1—2—2 (рис. 4.1.29). Форма контура может быть произвольной, однако для простоты примем ее прямоугольной — такой, чтобы линии 1—1 и 2—2 были параллельны оси у, а линии 1—2 —от х, с которой совпадает вектор скорости набегающего потока. Линия 1—1 проходит в зоне невозмущенно-го потока, характеризующегося скоростью Voo, статическим давлением [c.177]

В предыдущих параграфах рассматривалось обтекание крыла плоскопараллельным потоком жидкости. Такое течение может быть осуществлено только на крыле бесконечного размаха. [c.98]

Найдите производную F°- -= p в задаче о сверхзвуковом обтекании прямоугольного крыла бесконечного размаха. [c.258]

Определите производные потенциальной функции в частном случае сверхзвукового неустановившегося обтекания прямоугольного крыла бесконечного размаха. [c.258]

Схема обратного треугольного крыла, обтекаемого потоком с Мао = 1,5, показана на рис. 9.47,а. Как видно, задние кромки сверхзвуковые и не влияют на обтекание всего крыла. Таким образом, у этого крыла отсутствует концевой эффект, т. е. нагрузки на нем такие, как в соответствующих точках прямоугольного крыла бесконечного размаха (рис. 9.47,6). Отсутствие концевого эффекта соответствует условию, чтобы 2ае с 0,5/ (рис. 9.47). Так как [c.460]

Очевидно, что при обтекании крыла конечного размаха подъемная сила, имеющая на крыле конечного размаха конечное значение, на концах крыла должна обращаться в нуль. Так как по теореме Гельмгольца вихревая линия не может заканчиваться в жидкости, то, следовательно, присоединенный вихрь должен сходить с крыла, образуя свободные вихри, уходящие на бесконечность за крылом. [c.219]

Н. Е. Жуковский рассматривал установившиеся плоскопараллельные обтекания цилиндрического крыла бесконечного размаха поступательным набегающим потоком с постоянной скоростью. При решении плоской задачи о потенциальном обтекании несжимаемой жидкостью цилиндрического крыла можно найти в двусвязной области потенциального потока решение с циркуляцией, отличной от нуля по контуру, охватывающему крыло. Соответствующий потенциал оказывается многозначным. При непрерывном кинематическом продолжении рассматриваемого обтекания на всю плоскость в соответствии с теоремой Стокса внутри крыла получается вихревое течение. [c.300]

К числу рассмотренных задач относится также обтекание цилиндрического крыла бесконечного размаха со скольжением (рис. 68) в случае ламинарного пограничного слоя. [c.144]

Основываясь на своей работе О газовых струях , Чап-льп-ин показал, что результаты его исследований крыла бесконечного размаха, выполненные при условии обтекания тел несжимаемым потоком, могут быть применены к [c.277]

При рассмотрении плоского обтекания цилиндрического крыла бесконечного размаха уже указывалось, что образующиеся в результате взаимодействия крыла с потоком вихри могут быть заменены одним присоединенным вихрем, обусловливающим наличие подъемной силы крыла. Этот присоединенный вихрь, в согласии с классической теоремой Гельмгольца, не может начинаться или заканчиваться в жидкости. Совпадая по направлению с осью крыла бесконечного размаха, присоединенный вихрь приходит из бесконечности и в бесконечность же уходит. Интенсивность присоединенного вихря одинакова вдоль размаха цилиндрического крыла, одинаковы и циркуляция скорости по контуру, охватывающему любое сечение крыла, и подъемная сила единицы длины крыла. [c.302]

Рассматривая обтекание крыла конечного размаха как равномерное, поступательное и прямолинейное его движение со скоростью С/оо в покоящейся на бесконечности жидкости, естественно назвать составляющую R , направленную в сторону, противоположную движению тела, сопротивлением крыла, а составляющую Ry, перпендикулярную к направлению движения и несущей линии, подъемной силой. Вместе с тем, отмечая вихревую природу сопротивления, представляющего часть подъемной силы в потоке, скошенном вблизи несущей линии, благодаря индуктивному действию вихревой пелены, это сопротивление называют индуктивным сопротивлением. [c.308]

Задача о косом обтекании цилиндрического крыла бесконечного размаха облегчается тем, что в этом случае движение Перестает зависеть от трансверсальной (направ-координаты 2. Уравнения движения (154) [c.494]

Рассмотрим тонкое крыло бесконечного размаха — профиль, движущийся в идеальной несжимаемой среде со средней поступательной скоростью i/o под уг юм атаки а. Введем связанную с профилем систему координат Оху. Пусть нормальная составляющая возмущенной скорости изменяется во времени по произвольному закону и обтекание профиля является нестационарным. [c.60]

Наряду с разработкой теории крыла бесконечного размаха почти одновременно были предприняты шаги для построения методов расчета обтекания крыла конечного размаха. Общее представление о схеме схода вихрей с такого крыла содержалось уже в трактате Ф. Ланчестера а применительно к расчету винтов — у Н. Е. Жуковского. Попытки разработать соответствующую теорию крыла конечного размаха были предприняты примерно в одном и том же направлении Л. Прандтлем и С. А. Чаплыгиным. Однако Чаплыгин, получив ряд важных результатов для расчета индуктивного сопротивления крыла, прекратил свою работу в этой области и ничего [c.289]

Применение схемы плоского движения далеко не ограничивается плоскопараллельными полями скоростей— она применяется для приближенного описания существенно более общих ситуаций. Например, ей можно пользоваться при изучении обтекании крыла самолета на значительной части его длины (теория крыла бесконечного размаха), лишь у концов крыла эта схема перестает действовать и нуждается в уточнениях. [c.15]

При рассмотрении плоского обтекания цилиндрического крыла бесконечного размаха уже указывалось, что на самом деле нельзя полностью пренебрегать наличием в жидкости трения. За счет внутреннего трения, особенно сильно развивающегося в тонком пограничном слое, образуются мощные вихри, совокупность которых, по гениальной идее Жуковского, можег быть заменена одним присоединенным вихрем , поясняющим возникновение подъемной силы крыла. Этот присоединенный вихрь , в полном согласии с классической теоремой Гельмгольца ( 12 гл. I) об одинаковости интенсивности вихревой трубки вдоль всей ее длины, не может начинаться или заканчиваться в жидкости. Совпадая по направлению с осью крыла бесконечного размаха, присоединенный вихрь приходит из бесконечности и в бесконечность же уходит. Интенсивность присоединенного вихря одинакова вдоль размаха цилиндрического крыла, одинакова и циркуляция скорости по контуру, охватывающему любое сечение крыла, и подъемная сила единицы длины крыла. [c.449]

Потенциалы вида Фц мы можем теперь использовать для краевой задачи газовой динамики. Пусть для конкретности речь идёт об обтекании крыла конечного размаха, бесконечно тонкого и бесконечно мало отклонённого к оси х. Поместим во всех точках М (х, у, г ) поверхности крыла источники с потенциалами Ф вида (28.21), считая, что с есть функция от х, у, г, а затем возьмём Ф в виде интеграла от Фц, распространённого по поверхности крыла [c.250]

Рассмотрим в рамках линейной теории малых возмущений обтекание крыла конечного размаха. Набегающий на крыло поток однороден в бесконечности перед крылом и направлен вдоль оси х. Примем, что точки поверхности крыла лежат на малом расстоянии от плоскости X, г и что направление нормали к поверхности крыла мало отклоняется от направления оси у, за исключением, может быть, малой окрестности кромок крыла, если они не заострены (рис.3.21.1). [c.373]

Все вышесказанное относилось только к изучению двумерных течений, т. е. к крылу бесконечного размаха . Для изучения же реальных самолетов требуется решение задачи трехмерного обтекания, в постановке которой еще нет полной ясности даже в рамках модели несжимаемой жидкости. Имеется в виду следующее. При изучении трехмерного обтекания несжимаемой жидкостью ограниченного тела, которое производится в классе непрерывных решений уравнения Лапласа для потенциала скорости (задача Неймана), имеет место, как известно, парадокс Даламбера-Эйлера, состоящий в том, что жидкость не оказывает силового воздействия на обтекаемое тело. [c.170]

При рассмотрении плоского обтекания цилиндрического крыла бесконечного размаха уже указывалось, что за счет внутреннего трения, развивающегося в тонком пограничном слое, образуются вихри, совокупность которых, по идее Жуковского, может быть заменена одним присоединенным вихрем, обусловливающим наличие подъемной силы крыла. Этот присоединенный ви. срь, в согласии с классической теоремой Гельмгольца, не может начинаться или заканчиваться в жидкости. Соз- [c.388]

Задача о косом обтекании цилиндрического крыла бесконечного размаха облегчается тем, что в этом случае движение, перестает зависеть от трансверсальной (направленной по размаху крыла) координаты г. Уравнения движения (ПО) переходят в следующие [c.600]

Можно и нужно рассматривать также такие теоретические схемы обтекания, когда в бесконечности за телом эти предположения не выполняются, например, схему крыла конечного размаха (см. 26), а также вихревую схему винта с учетом закрученности потока в следе за винтом. [c.79]

Рассмотрим происхождение подъемной силы крыла самолета, позволяющей осуществлять, полеты на аппаратах тяжелее воздуха. Этот вопрос выясняется при рассмотрении обтекания крыла бесконечного размаха или профиля крыла в плоскопараллельном потоке, который служит моделью обтекания средних сечений крыла, без учета влияния его концов. Развитие методов исследова шя плоскопараллельных течений идеальной жидкости является основой теории крыла в плоокопараллельном потоке. [c.265]

В случае обтекания крыла бесконечного размаха задача сводилась к изучепию плоского движения — обтеканию профиле) . При рассмотрении обтекания нрофнлен был установлен постулат Чаплыгина — Жуковского н получена формула для подъемной силы. Теперь нужно построить теорию обтекания крыла конечного размаха. [c.233]

Обтекание крыла бесконечного размаха (профиля), как уже отмена лось, одинаково во всех плоскостях, перпендикулярных размаху крыла На крыле конечного размаха величина равнодействующей сил (юрмалы ного давления, а, следовательно, и подъемная сила в сеченни, измь няется по размаху в центральных сечениях крыла она больше, на кон цах - меньше. Величина подъемной силы, возникаюшей в сечении крыла, однозначно определяется циркуляцией скорости [c.125]

С начала XX в. и до середины 30-х годов в теоретической газовой динамике шло накопление фактов, вызванные потребностями практики создавались теории обтекания крыла бесконечного размаха и тел вращения, движения газа в межлона- [c.10]

При сверхзвуковом же обтекании возмущающее действие концевого сечения крыла распространяется только внутри конуса слабых возмущений с вершиной в передней кромке концевого сечения. Это приводит к существенному уменьшению индуктивного сопротив.лення, которое, вообще говоря, может быть сведено к нулю, если концы крыла срезать так, чтобы конусы возмущений, исходящие из передних кромок концевых сечений, не заключали внутри себя элементов крыла. В этом случае при сверхзвуковой скорости полета все сеченпя крыла будут обтекаться так же, как крыло бесконечного размаха. [c.100]

Итак, скольжение крыла бесконечного размаха не влияет на распределение дав.ления но его поверхности. Следовательно, числом Маха, определяющим характер обтекания крыла, является уже не число Mi = w la, а э ффективное число Маха [c.101]

При сверхзвуковых передних кромках выполняется условие ро < <(л/2 — у) иР" этом линии Маха располагаются на поверхности треугольного крыла за этими кромками (рис. 8.11, а). Для треугольного крыла поверхность разбивается на две области (/ и //) с различными характерами обтекания (рис. 8.11, а). Обтекание части крыла, лежащей вне конуса возмущения (область /), совпадает с обтеканием плоского крыла бесконечного размаха со скольжением (угол ско,льже-ния равен углу стреловидности у). Давление в этой области постоянно. В области // поток конический здесь давление постоянно вдоль лучей, исходящих из вершины крыла. [c.221]

Таким образом были заложены основы аэродинамики крыла бесконечного размаха. Почти одновременно с разработкой этой теории были предприняты исследования в теории крыла конечного размаха. Одной из первых работ, в которой для построения течения около крыла использовалась вихревая схема, был трактат Ф, Ланчестера, опубликованный в 1907 г. [43]. В 1910 г. Чаплыгин предложил вихревую схему крыла, а в 1913 г. на основе замены крыла П-образным вихрем дал метод расчета индуктивного сопротивления крыла. Аналогичная идея была использована Л. Прапдтлем, опубликовавшим теорию несущей линии [44], пригодную для расчета индуктивного сопротивления крыла достаточно большого удлинения. Ему же принадлежат важные для последующего развития аэродинамики результаты в теории пограничного слоя (1904 г.), в том числе объяснение сопротивления формы при обтекании тела с отрывом пограничного слоя от его поверхности [45]. [c.288]

Па рис. 12, относягцемуся к случаю М = оои7 = 1.4, нанесены линии, отделяюгцие области различных видов симметричного обтекания треугольного крыла. В областях 1-4 возможны конические режимы обтекания. При этом каждой паре значений угла атаки се и полуугла при вершине крыла в о соответствуют два решения так же, как при обтекании плоского крыла бесконечного размаха (во = тг/2). В обла- [c.342]

С начала века и до середины 30-х гг. в теоретической газовой динамике шло накопление фактов, создавались вызванные потребностями практики и порой предвосхищавшие эти потребности теория обтекания тел сжимаемым газом—в первую очередь крыла бесконечного размаха и тел вращения, теория движения газа в межлопаточных каналах и соплах турбин. Л. Прандтль и А. Буземан—в Германии, Я. Аккерет и А. Стодола—в Швейцарии, Л. Крокко—в Италии, Дж. Тэйлор—в Англии, Т. Карман и С. Тзян—в США, Н. Е. Жуковский, С. А. Чаплыгин, А. А. Фридман, Н. Е. Кочин, М. В. Келдыш, И. А. Кибель, Ф. И. Франкль, С. А. Христианович—в России и в Советском Союзе, многие другие исследователи в разных странах постепенно придавали газовой динамике образ самостоятельной единой на/ки. [c.6]

Если Ц. с. равна пулю по любому контуру, проведенному внутри жидкости, то течение жидкости — безвихревое, или потенциальное течение, и потенциал скоростей — однозначная ф-ция координат. Если же Ц. с, по нек-рым контурам отлична от нуля, то течение жидкости — либо вихревое в соответственных областях, либо безвихревое, но с неоднозначным потенциалом скоростей (область течения многосвязная). В случае потенциального течения в многосвязной области Д. с. по всем контурам, охватывающим одни и те же твердые границы, имеет одно и то же значение. Д, с, широко иснользуется как характеристика течений идеальной (без учета вязкости) жидкости. По динамич. теореме Томсона (Кельвина) Д. с, по замкнутому жидкому контуру остается постоянной во все время движения, если 1) жидкость является идеальной, 2) давление (газа) жидкости зависит только от плотности и 3) массовые силы — потенциальны, а нотенциал однозначен. Для вязкой жидкости Д. с. со временем изменяется вследствие диффузии вихрей. При плоском циркуляционном обтекании контура идеальной несжимаемой жидкостью, при к-ром скорость на бесконечности отлична от нуля, воздействие жидкости на контур определяется но Жуковского теореме и прямо пропорционально значению Ц. с., плотности жидкости и значению скорости потока на бесконечности. При плоском обтекании идеальной жидкостью крыла с острой задней кромкой величипа Д. с. определяется Чаплыгина — Жуковского постулатом. При обтекании крыла конечного размаха, хорда к-рого в плане меняется, Д. с. вдоль размаха крыла также меняется. [c.401]

До снх. пор рассматривалось обтекамие профиля потоком несжимаемой жидкости. Можно считать, что татой профиль относится к элементарному участку несущей поверхности, принадлежащему крылу бесконечного размаха в плоскопараллельном потоке. Такйм образом, теория этого обтекания является faкжe основой аэродинамики крыла бесконечного разма а. [c.243]

В чистом виде стреловидные крылья бесконечного размаха в лётной практике, естественно, не встречаются. Однако полученные результаты дают представление об общих свойствах таких крыльев. Г[ри этом, как будет показапо в гл. VIII, выводы, относящиеся к крыльям бесконечного размаха со скольжением, могут быть исполь ,ованы для расчета обтекания отдельных участков стреловидных крыльев конечного размаха, имеющих сверхзвуковые кромки. [c.287]

Дель работы — найти распределение давления по профилю прямого и скользящего крыльев бесконечного размаха и определить по ним соответствующие аэродинамические коэффициенты путем сравнения полученных результатов оценить влияние скольжения на обтекание профиля экспериментально проверить возможность расчета аэродинамических коэффициентов профиля скользящего крыла по известным их значениям для такого же профиля, принадлежащего прямому крылу. [c.218]

Если далее определить по результатам измерения давления их коэффициенты р и Рх на профиле соответственно при прямом его обтекании и со скольжением, а затем сопоставить их, то тем самым будет проконтролировано правило, согласно которому обтекание скользяп.его крыла может быть рассчитано по известным параметрам прямого крыла бесконечного размаха того же профиля, в частности, например, по формуле (4.1.134). [c.223]

ПЛОСКОПАРАЛЛЁЛЬНОЕ ТЕЧЕНИЕ, движение жидкости или газа параллельно к.-л. плоскости, при к-ром во всех точках, находящихся на одном перпендикуляре к этой плоскости, скорости ч-ц, давление и др. хар-ки потока одинаковы. Примеры П. т. обтекание крыла бесконечно большого размаха потоком, перпендикулярным размаху, водослив через прямую плотину бесконечно большой ширины и др. Исследование П. т. значительно проще, чем исследование пространств, потока, т. к. все величины, характеризующие движение, не зависят от координаты, перпендикулярной к плоскости движения. При решении конкретных технич. задач в результаты, даваемые теорией П. т., вносятся соответствуюпще поправки (см., напр., Индуктивное сопротивление). [c.549]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...