Коэффициент подъемной силы местного

В другом крайнем случае при анализе несущего винта можно использовать средний коэффициент сопротивления, который оценивается с учетом среднего коэффициента подъемной силы по диску винта и чисел М и Re на некотором характерном радиусе (например, 0,75R). Использование среднего коэффициента сопротивления сильно упрощает анализ в предыдущих главах средний коэффициент часто применялся с целью получения элементарных выражений для профильных потерь. Для некоторых задач, таких, как предварительное проектирование, или в случае отсутствия детальных аэродинамических характеристик профиля подобный анализ приемлем. Средний коэффициент сопротивления нельзя применять, когда существенны местные аэродинамические особенности, например эффекты срыва и сжимаемости при полете вперед. Для несущих винтов, работающих в предельных условиях, нужны дополнительные уточнения или более детальный анализ. [c.318]

Как известно, замедление роста подъемной силы и затем ее падение с увеличением угла атаки объясняется возникновением местных срывов потока на крыле самолета. Если эти срывы симметричны на правой и левой половинах крыла, то даже превысив угол атаки, при котором значение Су максимальное, сваливание самолета в полете будет происходить в основном в виде клевка самолета на нос. Если же при некотором угле атаки местные срывы потока на крыле будут несимметричны, то сваливание самолета произойдет на крыло и угол акр в этом случае может быть меньше угла атаки, при котором значение с максимально. При появлении угловой скорости крена ((Ох= 0) углы атаки сечений на одной половине крыла будут увеличиваться, а на другой, наоборот, уменьшаться тем больше, чем ближе рассматриваемые сечения к концу крыла (рис. 3). Вследствие интенсивного развития местных срывов потока при враш,ении самолета ((Ож= 0) коэффициент подъемной силы с увеличением угла атаки может уменьшаться (рис. 4). В этом случае при перетягивании штурвала вслед за сваливанием самолета на крыло будет происходить и так называемый клевок самолета на нос. [c.161]

Рис. 22.20. Местные коэффициенты подъемной силы в различных сечениях вращающегося винта.

Отклонение носка крыла, так же как и носового щитка, изменяет кривизну крыла и позволяет увеличить критический угол атаки и максимальный коэффициент подъемной силы. Наиболее эффективным является отклонение носков на угол, обеспечивающий безударный вход потока на переднюю кромку. На крыле конечного размаха местные углы атаки в различных сечениях неодинаковы, поэтому потребные углы отклонения носков для обеспечения безударного входа потока различны. Так как по размаху крыла углы отклонения носков значительно изменяются, то для практической реализации безударного входа потока отклоняемый носок должен быть разрезан на секции для отклонения каждой секции на свой угол. Отклонение носков позволяет увеличить аэродинамическое качество за счет уменьшения сопротивления, обусловленного подъемной силой. [c.169]

На современных самолетах для увеличения несущих свойств широко используется идея полезного отрыва потока. При увеличении угла атаки, начиная с некоторого его значения, характер зависимостей аэродинамических коэффициентов от угла атаки изменяется вследствие срыва потока, при этом в большинстве случаев уменьшаются подъемная сила и аэродинамическое качество, возрастает сопротивление, могут существенно изменяться моментные характеристики по сравнению со случаем безотрывного обтекания. Причиной отрыва потока с крыла является взаимодействие положительного градиента давления по хорде с пограничным слоем. Характер этого взаимодействия определяется геометрической формой крыла (формой профиля и формой крыла в плане), углом атаки, состоянием пограничного слоя, числом М и другими факторами. При этом отрыв потока может происходить как с поверхности крыла, так и с его кромок. При отрыве потока с верхней поверхности крыла на ней существенно уменьшается разрежение, а следовательно, и коэффициент подъемной силы крыла. Отрыву потока с поверхности крыла способствует образование местных скачков, которые вызывают волновой срыв. [c.171]

Перераспределение давления на поверхности крыла (оперения) приводит также к изменению коэффициента подъемной силы. Причем характер и интенсивность изменения коэффициента Су (характеристики С ) зависят от изменения расположения и протяженности местных сверхзвуковых зон на верхней и нижней поверхностях крыла при изменении числа М. [c.21]

Итак, у стреловидных крыльев местное значения коэффициента подъемной силы Су с. возрастанием угла атаки быстрее увеличиваются в концевых сечениях крыла (рис. 4.10), а предельные значения Су, которые могут быть достигнуты до начала отрыва, [c.126]

При сверхзвуковой скорости полета фокус крыла находится приблизительно на 45—50% САХ вместо 20—24% при малых скоростях. Чтобы понять причину такого смеш,ения фокуса, необходимо припомнить, что при сверхзвуковом обтекании коэффициент давления приблизительно пропорционален местному углу атаки, т. е. углу между направлением полета и поверхностью в данной точке. При изменении угла атаки крыла на некоторую величину на столько же изменяются все местные углы атаки, ввиду чего приросты избыточного давления распределяются вдоль хорды равномерно и прирост подъемной силы оказывается приложенным в середине хорды. [c.311]

Как видим, значение подъемной силы и момента определяются лишь первыми тремя коэффициентами разложения Ло, А и Лг остальные коэффициенты не влияют на суммарные аэродинамические характеристики (подъемную силу и момент), а влияют только на распределение местных скоростей по профилю. [c.183]

XI.7. Согласно аэродинамической теории тонкого тела в результате интерференции комбинации корпус — крыло местный угол атаки вдоль корпуса остается постоянным и индуцируемый корпусом на консолях крыла перепад давлений распределяется примерно равномерно по всем несущим поверхностям. Вследствие этого не наблюдается существенного изменения положения центра давления консолей как по размаху, так и по хорде. Иной будет картина на корпусе. Местный угол атаки изменяется вдоль размаха консоли крыла, поэтому крыло в различных поперечных сечениях корпуса будет индуцировать неодинаковые перепады давлений. Это вызовет существенное изменение положения центра давления. Такое влияние интерференции особенно заметно в так называемых предельных случаях. В первом из этих случаев рассматривается бесконечно тонкий корпус. Очевидно, для него центр давления можно считать расположенным на середине бортовой хорды консоли [коэффициент центра давления (Сц.д)от(кр) =0,5]. Второй предельный случай характеризуется бесконечно малым размахом консоли, при котором вся подъемная сила крыла передается на корпус и его центр давления оказывается близким к центру давления изолированного крыла [ ( ц.д)ат(кр) 2/3]. [c.680]

Судя по характеру кривых рис. 210, можно думать, что в точке перехода Т происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием уже турбулентного пограничного слоя к поверхности шара. Такой турбулентный пузырь (английский термин ЬпЬПе) отрыва в развитом своем виде уже давно наблюдался на лобовых участках крыловых профилей. Появление его и исчезновение приводило к загадочным изменениям подъемной силы и сопротивлений крыльев на больших углах атаки, к гистерезису коэффициента подъемной силы при начальном возрастании и последующем убывании угла атаки и др. Одно из первых описаний этого явления можно найти в сборнике монографий, вышедшем под редакцией С. Голдстейна [c.541]

При большом сужении крьша следует ожидать заметного снижения максимального коэффициента подъемной силы в концевой части из-за уменьшения местных чисел Не, что повышает тенденцию к раннему концевому срыву. Хотя с этим явлением можно бороться путем смещения точки начального срыва ближе к внутренней части крыла выбором профиля и крутки, все же величина сужения имеет определенный предел. Принимая во внимание, что величина ш1дуктивного сопротивления сужающегося крьша минимальна при т) = 2,0. . 2,5 и малочувствительна к большим отклонениям от этого значения, можно считать, что для прямого крьша величины т) > 2,5 малопригодны (см. табл. 4.1). [c.74]

Лопасть несущего винта вертолета обычно имеет большое удлинение, так что это условие применимости теории несущей линии соблюдается практически всегда. Однако для справедливости такой теории необходимо еще одно, более тонкое требование, а именно — резкие изменения местных условий обтекания не допускаются. Это условие для лопасти несущего винта обычно не выполняется, несмотря на большое- удлинение. Имеются важные случаи нарушений указанного условия во-первых, при обтекании концевых сечений лопастей и, во-вторых, при обтекании участков лопасти, к которым приближаются концевые вихри. Конечно, вблизи конца крыла на небольшом участке нагрузка тоже всегда резко падает до нуля. Однако в случае лопасти винта, где из-за больших скоростей вращения концевые сечения существенно более нагружены, градиент изменения подъемной силы вблизи конца особенно велик, и даже небольшие изменения нагрузок вследствие пространственности обтекания оказываются важными. На некоторых режимах полета лопасти подходят очень близко к концевому вихрю, сходящему с впереди идущей лопасти. В таких случаях индуктивные скорост и весьма резко изменяются по длине лопасти, и теория несущей линии существенно завышает соответствующие нагрузки. Таким образом, для описания ряда важных явлений обтекания лопастей винта теория несущей линии должна быть несколько модифицирована. Требуемые поправки могут быть как весьма простыми (например, введение коэффициента концевых потерь), так и весьма сложными (например, переход к теории несущей поверхности при расчете характеристик винта). [c.431]

Две другие проекции на оси у, г получаются по аналогично формуле с соответствующей заменой косинусов. Чтобы получить результирующие силы, надо проинтегрировать выражение (1-3.1) по всей поверхности S. Введя в полученные состюшения обозначения для коэффициента давления р=(р р .)1Чт местного коэффициента трения f xjq , где = = P V /2 —скоростной напор, получим следующие формулы для силы лобового сопротивления, подъемной и боковой сил [c.33]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...