Распределение давления крыла

Чтобы ответить на этот вопрос, нужно, как мы это делали, рассматривая лобовое сопротивление при обтекании цилиндра, обратиться к распределению давлений потока на различных участках крыла [c.556]

На рис. 337 приведены фотографии потока, обтекающего крыло, при малом и большом углах атаки. В завихренном пространстве позади крыла давление хотя и ниже, чем в набегающем потоке, но выше, чем в случае полного обтекания крыла. Действительно, в области, где поток не отрывается от крыла, распределение давлений [c.556]

Основной задачей аэродинамики крыльев конечного размаха, обтекаемых сверхзвуковым потоком, является расчет распределения давления, подъемной силы и волнового сопротивления, а также соответствующих аэродинамических коэффициентов. [c.213]

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]

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]

Найдите распределение давления, подъемную силу, сопротивление и мо мент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для плоского тре угольного крыла в виде тонкой пластинки (рис. 8.5), обтекаемой сверхзвуковым [c.216]

Определим распределение давления по крылу. В области ОАО (или OA Oi) коэффициент давления постоянный вдоль лучей, выходящих из вершины крыла О под углом 0 к оси X, и определяется по формуле [c.224]

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]

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]

Рассмотрим задачу об обтекании несжимаемым установившимся потоком крыла произвольной формы в плане. При решении этой задачи можно не находить потенциал скоростей ф (9.421), а использовать метод, в соответствии с которым несущая поверхность заменяется системой дискретных стационарных вихрей, каждый из которых представляет собой косой подковообразный вихревой шнур. По вычисленным значениям циркуляции этих вихрей можно определить распределение давления и аэродинамические коэффициенты. [c.350]

Определение аэродинамических характеристик с учетом интерференции осуществляется для летательных аппаратов как плоской конфигурации (типа корпус — горизонтальное крыло ), так и плюс- или крестообразной формы в потоке без крена и при крене. При этом достаточно подробно изложены методы расчета распределения давления по корпусу и крылу (оперению) и суммарных аэродинамических коэффициентов. Такие расчеты даны с учетом сжимаемости потока, его скоса и торможения от впереди расположенных частей летательного аппарата. При этом принимается во внимание влияние У-образности крыла, его расположения вдоль корпуса и формы в плане, а также наличия развитого пограничного стоя. [c.593]

Тонкое тело вращения с оперением (крыльями) в виде плоских треугольных пластин расположено в сверхзвуковом потоке воздуха k = 1,4) с числом М , = = 1,5 и давлением = 9,807-10 Па под малым углом атаки а = 0,1. Найдите распределение давления на оперении, а также аэродинамические силы, приложенные к летательному аппарату. Форма и размеры аппарата показаны на рис. 11.1. [c.594]

Несмотря на то что идеальной жидкости в действительности не существует, многие теоретические решения, полученные в предположении идеальности жидкости, имеют большое практическое значение. Пригодность модели идеальной жидкости для многих задач обтекания тел объясняется прежде всего тем, что идеальная жидкость сохраняет основные свойства реальных жидкостей (непрерывность, или сплошность). Кроме того, при обтекании хорошо обтекаемых тел (крыла самолета, ракеты, лопатки турбины и пр.) влияние вязкости на распределение давления по поверхности этих тел сказывается лишь в очень слабой степени. Однако влияние вязкости оказывает решающее значение при подсчете сопротивлений тел в движущейся жидкости. [c.86]

При решении задач о распределении давлений и аэродинамич, нагрузок по хорде крыла его заменяют ) системой П. в,, непрерывно распределённых по контуру ( профиля крыла или по ср, линии профиля (в теория ( [c.118]

Ухудшение поперечной управляемости из-за снижения эффективности элеронов. На больших приборных скоростях уменьшение эффективности элеронов связано с упругими деформациями крыла, а при больших числах М полета —с влиянием скачка уплотнения на распределение давления по хорде крыла. На дозвуковых самолетах ухудшаются также характеристики маневренности с увеличением высоты полета. [c.57]

Таким образом, функция распределения давления по крылу в первом варианте нагружения z) = 0.005 МПа, во втором р х, z) = 0.005 (2.8 (х, z)f + 0.3) МПа. [c.508]

Конечно-элементная модель крыла приведена на рис. 13.27 вместе с распределением давления по элементам во втором варианте. [c.511]

В заключение отметим, что для хорошо обтекаемых тел (крылья, лопатки турбомашин и т. п.) теория идеальной жидкости согласуется с экспериментом по распределению давления и величине подъемной силы. Однако, естественно, что эта теория не пригодна для определения силы сопротивления. [c.70]

В дозвуковом потоке сила сопротивления складывается из двух составляющих силы трения по поверхности и результирующей сил давления. Суммарная сила давления не равна нулю, как в идеальной жидкости, так как пограничный слой искажает основной поток и изменяет распределение давления. Следует подчеркнуть, что в конечном счете эти силы сопротивления вызваны влиянием вязкости жидкости. Хорошо обтекаемым называется тело, для которого сопротивление трения много больше сопротивления давления (пластина, параллельная потоку, крыло с малым углом атаки). Для плохо обтекаемого тела (шар, цилиндр) основным является сопротивление давления (или, как иногда называют, сопротивление формы). На рис. 7.8 для наглядности показаны профиль крыла и цилиндр, имеющие одинаковый коэффициент сопротивления. Этот рисунок показывает, насколько велико может быть сопротивление давления для плохо обтекаемого тела по сравнению с сопротивлением трения хорошо обтекаемого тела. [c.184]

Павлов Л. С., Распределение давления в сече ниях прямоугольного крыла (лопасти) при криволинейном движении в несжимаемой среде. — Ученые записки ЦАГИ, 1979, т. X, № 2. [c.1018]

Из определения понятия критического числа Мкр можно заключить, что в дозвуковых потоках следует отдать предпочтение таким профилям, которые при том же значении потребной величины подъемной силы (коэффициента с у) имеют по возможности большее значение Мкр, а следовательно, меньшее Ср . Иными словами, надо стремиться к тому, чтобы одна и та же площадь, заключенная между кривыми распределения давления по верхней и нижней поверхностям крыла, достигалась при пологих кривых распределения давления, а не за счет резких пиков разрежения. Такого рода профили с повышенными значениями Мкр были созданы у нас в Союзе и за рубежом и получили широкое распространение в авиации и турбостроении. [c.261]

Докажем, что действительное распределение давления по поверхности крылового профиля при плоском его обтекании вязкой жидкостью совпадает с распределением давления при безвихревом обтекании идеальной жидкостью полутела (рис. 246), образованного наращиванием на профиль крыла и по обе стороны от нулевой линии тока в его следе толщины вытеснения, рассчитанной по действительному распределению давления, контур этого полутела назовем эффективным . [c.618]

Ниже рассматриваются названные режимы обтекания и соответствующие им распределения давления применительно к крылу, являющемуся важнейшей частью самолета. При этом имеется в виду безотрывное обтекание (случаи срыва потока будут разобраны особо). [c.41]

На рис. 2.02 показаны спектр обтекания крыла дозвуковым потоком (а) и распределение давления при этом (б). Каждая стрелка обозначает в определенном масштабе величину избыточного давления, т. е. разности между местным давлением и давлением в не возмущенном потоке [c.41]

Рис. 2.05. Распределение давлений по крылу

Таким образом, характерной чертой распределения давления при волновом кризисе является понижение давления в области задней части крыла, приводящее, в частности, к росту лобового сопротивления. [c.46]

Если сравнить рис. 2.07 и 2.08 с рис. 2.02, можно подметить весьма существенное различие между распределениями давления при дозвуковом и сверхзвуковом обтекании. При дозвуковом обтекании поверхности крыла, обращенные к потоку, испытывают не только повышенное давление часть этих поверхностей подвержена действию разрежения, вследствие которого создается некоторая подсасывающая сила, тянущая крыло вперед и в известной степени компенсирующая действие положительного из- [c.47]

От угла атаки а зависит распределение давления по крылу, а следовательно, и величина коэффициентов Су и Сх дав- От распределения давления в свою очередь зависит положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, что влияет и на величину коэффициента сопротивления трения. [c.66]

Рис. 2.23, Спектр обтекания крыла и распределение давлений при большом угле атаки а — обтекание без срыва потока б— обтекание со срывам потока

Выбранный нами профиль крыла таков, что передняя кромка крыла имеет форму цилиндра. Это позволяет нам, пользуясь полученными выше результатами изучения обтекания цилиндра, сделать некоторые заключения о характере обтекания передней кромки крыла и о распределении давлений со стороны потока на верхнюю и нижнюю поверхности крыла. Поскольку вся картина обтекания крыла суш,ественно зависит от величины угла атдки и при больших углах атаки эта картина сильно усложняется, мы будем рассматривать обтекание крыла при небольших углах атаки (5°—10°). [c.555]

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]

Выще мы рассматривали обтекание крыла бесконечной длины , т. е. не учиты-, вали явлений, происходящих у концов крыла. Эти явления сказываются на величине подъемной силы и лобового сопротивления следующим образом. Для упрощения картины положим, что концы крыла ограничены вертикальными плоскостями (рис. 34)), которые мы будем называть торцами крыла. Когда возникает подъемная сила, то это значит, что под крылом установилось более высокое давление, чем над крылом. Поэтому у торца крыла возникает движение воздуха снизу вверх, как указано стрелками на рис. 341. Это движение воздуха у торцов крыла изменяет распределение скоростей, а следовательно, и распределение давлений в потоке, обтекакхдем крыло. [c.559]

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]

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]

Тонкое треугольное крыло с симметричным ромбовидным профилем (рис. 8.4) имеет следующие размеры / = 8 м р = 5 м 6 = == 3 м с = 0,6 м. Найдите распределение давления, силу сопротивления и коэффициент этой силы при условии, что крыло обтекается под углом атаки а = 0 сверхзвуковым потоком с гараметрами Мао = 1,3 рао=9,8-10 Па = == p/ v — 1,4. [c.216]

Па к = Ср/су = 1,4) обтекает тон кое треугольное крыло с симметричным ромбо Е.идным профилем (рис. 8.4), расположенное [юд углом атаки а = 0 и имеющее размеры кр = 4 м 6 = 2 м 1 = 8 м с = 0,4 м. Вычислите распределение давления по крылу [c.216]

Пд., Qz и соответствующих производных а = da / dt, dQjdi, =dQ /dt. Для плоского крыла угловая скорость не влияет на распределение давления. [c.271]

Если летательный аппарат в виде тонкой крестообразной комбинации находится в слабовозмущенном сверхзвуковом потоке под углом атаки и скольжения, то происходит взаимная интерференция несущих консолей. Наличие вертикальных консолей уменьшает воздействие поперечных потоков со скоростями V a и Уоо (см. рис. 11.20) на перераспределение давления по консолям и снижает индуцированную нормальную силу крыла. Несимметричное обтекание не изменяет распределения давления по корпусу, а координаты центров давления консолей оказываются близкими к соответствующим значениям для изолированных консолей, поэтому интерференция крыла с корпусом не оказывает заметного влияния на положение центра давления всего аппарата. [c.611]

Выражения (2.1.22), (2.1.24) пригодны для приближенного расчета распределения давления и в том случае, когда корпус в месте сопряжения с крылом не имеет цилиндрической формы (drldx Ф 0), но наклон его поверхности мал. Это подтверждается расчетами, которые показывают, что влияние небольшого расширения или сужения корпуса на распределение давления невелико. [c.136]

Рассмотрим некоторые данные по распределению давления на поверхности крыла. На рис. 4 представлен коэффициент давления Ср, вычисленный по первому приближению и с учетом р2 (штрих-пунктир), и дано сравнение с соответствуюндими величинами, полученными в [5] методом конечных разностей (сплошные кривые, светлые кружки — точка Д), и с теорией Ньютона (штриховые кривые). На этом же рисунке кружками с крестиками приведены результаты эксперимента [6] для Моо = 5. Как видно из расположения кривых, совпадение достаточно хорошее. [c.270]

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]

Волновой кризис характеризуется иным распределением давления, чем обтекание чисто дозвуковое (рис. 2.05). Над участком крыла, обтекаемым сверхзвуковым потоком, возникает добавочное разрежениек тому, которое было бы при дозвуковом обтекании. Добавочное разрежение получается и за скачком оно, как мы знаем, связано с потерей механической энергии в скачке. [c.45]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...