Лилиенталя поляра

Лаваля сопло 299 Ланга формула 179 Лейбензона формула 201 Лилиенталя поляра 162 Линия вихревая 73 [c.354]

Аэродинамическая характеристика крыла обычно изображается в виде графика v, Су и = / (а), либо в виде поляры Лилиенталя первого рода, которая представлял собой график y=f ( f) и j = ( j ). Величины а на этой кривой надписываются в отдельных точках (фиг. 78). В США изображают характеристику в виде графика [c.428]

График второго типа — поляра Лилиенталя. По оси абсцисс откладывают по оси ординат —(масштабы Су часто относятся к масштабам С как 1 5), и на полученной кривой отмечают углы атаки. [c.593]

Поляра Лилиенталя дает характеристику данного крыла. На каком-либо угле атаки а отрезок ЛС, параллельный оси абсцисс, будет представлять собой лобовое сопротивление данного крыла (фиг. 7). Для имеющегося у этого крыла относительного размаха X можно по ф-ле (13) построить параболу И. с., тогда отрезок АВ будет представлять собой И. с. этого крыла, соответствующее определенной подъемной силе. Отрезок ВС будет следовательно равен т. е. профильному сопротивлению. Т. о. при помощи приведенных формул можно решать основные задачи теории И. с., которые находят большое применение на практике. [c.57]

Истинный угол атаки а — Да равен кажущемуся углу атаки для крыла бесконечного размаха. Если мы имеем значения Су, выражаемые кривой по углу атаки а, то, проведя налево от оси ординат прямую (фиг. 10), выражаемую ур-ием (16), получим, что для каждого Су скос потока будет выражаться соответствующей абсциссой этой прямой. Если отнести кривую Су к вышеупомянутой прямой, то получим кривую Су по истинным углам атаки. Если же отнести эту кривую Су к прямой, выражаемой ур-ием Да == А Су, где А соответствует А, то получим выражение Су по углам атаки, соответствующим относительному размаху А. По найденной характеристике Су по а для нового относительного размаха А можно на поляре Лилиенталя нанести и соответствующие каждому значению Су угль атаки. [c.58]

Обработка результатов исследований. Выше было указано на необходимость соблюдения числа Рейнольдса Ее) при исследовании моделей автомобиля в виду зависимости коэф-та от Ве. Чтобы вывести эту зависимость, модель автомобиля обычно исследуется по скоростям , т. е. модель устанавливается под определенный угол относительно потока, обычно р = 0°, и, постепенно изменяя скорость набегающего потока, замеряется ее лобовое сопротивление. При этом необходимо достичь чисел Ке, соответствующих области автомодельности (фиг. 5). Для изучения влияния бокового ветра на автомобиль модель испытывается при набегании потока под различными углами к плоскости симметрии машины, т. е. проводится испытание по углу при одной скорости потока (фиг. 6). На фиг. 7 даны аналогичные результаты в виде т. н. поляр Лилиенталя. [c.9]

Строится поляра Лилиенталя для всего самолета, строится характеристика винтомоторной группы наложением характеристики на кривые Пено для нескольких дужек и различных удлинений определяется наивыгоднейший вариант самолета с точки зрения его летных свойств (скорость горизонтальная, вертикальная, посадочная, грузоподъемность, радиус действия, потолок). [c.59]

Пересчет можно произвести и графич-ески. Для этого необходимо построить поляру Лилиенталя первого рода в равных масштабах для С и Сц и получить направление векторов С по углам атаки а. Соединяя начало координат с точкой, соответствующей какому-либо углу атаки а, получаем для него направление Са. Поворачивая последний на угол а, получаем точку поляры Лилиенталя второго рода (фиг. 5). Таким образом строится вся поляра Лилиенталя второго рода. [c.16]

На поляре Лилиенталя эти сопротивления откладываются в виде отрезков С,- от оси координат до параболы индуктивного сопротивления и отрезков Ср — от параболы до поляры (фиг. 12). [c.21]

По поляре Лилиенталя можно судить об обтекаемости профиля. У хороших профилей крыла поляра Лилиенталя вдет почти эквидистантно параболе индуктивного сопротивления на всем диапазоне летных углов. [c.22]

Для определения силовых воздействий на крыло при расчёте на прочность определяют подъёмную силу и лобовое сопротивление, отнесённое к связанным осям (см. стр. 427) и соответственный график с — j (с ) называется полярой Лилиенталя второго рода, которая даёг образное представление действия вектора силы. [c.428]

Лилиенталь определил составляющие полной аэродинамической силы и установил вид зависимости подъемной силы от угла атаки, предложив способ представления опытных данных в виде поляр (поляра Лилиенталя). В результате многолетнего изучения явления парения птиц он впервые поставил опыты с вогнутыми пластинками и доказал их аэродинамическое преимуш,ество перед плоскими. Все эти результаты были изложены им в работе Полет птиц как основа искусства летать (1889 г.) [19]. Дн<евец-кий в 1885—1891 гг. опубликовал ряд работ, посвященных исследованию полета птиц ( О сопротивлении воздуха в применении к полету птиц и аэропланов , 1885 г. Аэропланы в природе. Опыт новой теории полета , 1887 г. Теоретическое решение вопроса о парении птиц , 1891 г.). Однако наибольшее значение для развития авиации имела разработанная им в 1892 г. теория элемента лонастн винта [30], уточненная автором в 1910 г. [31]. [c.284]

С екер ж-3 е и ьк ов и ч Я. И.. Обобщенная схема Кирхгофа и ев применение к изучению поляры Лилиенталя. Труды ЦАГИ, Л 170, 1934. [c.240]

Опытные данные. Крылья. На фиг. 100 — 103 изображена в виде кривой (поллра Лилиенталя) зависимость между с (ординаты) и с, (абсциссы нанесены в 5-кратном масштабе по сравнению с с ) для различных крыльев. У точек кривой помечены углы, им соответствующие. Кроме того, на этих диаграммах представлена зависимость коэфициента момента (абсциссы) от Сц (ординаты) (центр моментов — фиг. 90). Все крылья имеюг один и тот же относительный размах (стр. 455) 1 5 (переход к другому размаху — стр. 456). Индуктивное сопротивление, соответствующие этому относительному размаху, нанесено в виде параболы. Профильное сопротивление определяется расстоянием между параболой и полярой ). [c.461]

Наиболее часто применяемой на практике задачей является переход от крыла с одним относительным размахом к другому. Если мы имеем для дагного размаха А поляру Лилиенталя, то можно определить для каждого угла атаки профильное сопротивление, т., е. найти характеристику. этого крыла для бес-конечного размаха, вычитая из абсцисс кривой Лилиенталя абсциссы параболы И. с., построенной для значения А. Находя параболу И. с. для другого относительного размаха А и прикладывая к нему профильное сопротивление, найдем новую поляру, для относительного размаха А. Однако от относительного размаха зависит также и скос потока поэтому при определенных значениях подъемной силы как при бесконечном раз- с, [c.58]

При испытании моделей крыльев, а также на практике, в условиях натуры, следует обращать внимание на тщательную отделку их поверхности, особенно верхней поверхности. На фиг. 32 приведены результаты испытания в трубе Т-1 ЦАГИ гладко1о прямоугольного (рыла и результаты испытания этого же крыла с интерцептором высотой 2 мм, укрепленным перпендикулярно к верхней поверхности, как ото показано на схеме. Длина интерцептора равнялась 0,2 м при размахе крыла I = 1,5 м. Интерцептор был укреплен в середине крыла. Из сравнений кривых видио, что при малых углах атаки поляры Лилиенталя практически совпадают, наоборот, при а = 6° лобовое сопротивление крыла с интерцептором резко [c.558]

На фиг. 123 приведены результаты огытов, проведенных в Геттингенской аэродинамич. лаборатории (Германия) [1 . ], с рядом схематич. моделей фюзеляжей, изображенных на фиг. 122. На фиг. 123 приведены поляры Лилиенталя изолированного крыла и крыла с четырьмя фюзеляжами, боковые поверхности к-рых составляли с верхней поверхностью крыла углы, равные 120, 90, 60 и 45°. При углах 120 и 90° положительная интерференция невелика наоборот, при острых углах, равных 60 и 45°, когда между верхней [c.584]

Подробные опыты по изысканию наивыгоднейшей формы зализа для нижнего расположения крыла были проведены в США На фиг. 124 приведены формы неправильного зализа и двух наивыгоднейших зализов для двух положений крыла. Опыты проводились с моделью самолета Нортроп альфа в аэродинамич. лаборатории Калифорнийского технологич. ин-та На фиг. 125 приведены поляры Лилиенталя и кривые Су по а° для изолированного крыла, крыла с фюзеляжем без зализа, крыла с фюзеляжем при неправильном зализе и при наивыгоднейшем зализе. Рассмотрение диаграммы показывает, что при наивыгоднейшей форме зализа положительная [c.584]

Мы видим, что понятие о летательном снаряде Н. А. Арецдта совпадает с мнением О. Лилиенталя о летательном аппарате. Николай Егорович Жуковский дал высокую оцен1су О. Лилиенталю, назвав его летающим человеком , а графичеасую зависимость между коэффициентами подъемной силы и лобового сопротивления, характеризующую любой летательный аппарат, — полярой Лилиенталя. [c.9]

Для того чтобы получить наглядное представление о величине и направлении результирующего коэфициента сопротивления воздуха, составляются поляр-к ные диагра.ммы (поляры). Если взять прямоугольную систему координат и откладывать на оси абсцисс, параллельной направлению потока С , и на оси ординат, перпендикулярно направлению потока, — Су, то мы получим так называемую поляру Лилиенталя первого рода (фиг. 4). Разметка углов атаки ставится на aMoii кривой. [c.16]

При построении поляры Лилиенталя второго рода вместо ко-эфициентов Су и С откладывают соответственно коэфициенты С и j, вычисленные по формулам (12) и (13). [c.16]

Характеристика крыла видна из фиг. 32, где изображена поляра Лилиенталя и аэродинамическии спектр обтекания разрезного крыла с открытой и закрытой щелями. При закрытой щели критический угол атаки равен 18° я Су = 0,73, при открытом предкрылке а = 34°, Сд = 1,1. [c.44]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...