Крыло эллиптическое

Измерения показывают, что угол скоса потока за крылом эллиптической формы в плане е = 2°. Определите подъемную силу этого крыла при условии, что его площадь в плане 5кр = Ю м , а размах / = 8 м. Скорость воздушного потока Voo = 100 м/с, а плотность ра, = 1,225 кг/м , [c.163]

У крыла эллиптической формы в плане скос потока постоянен вдоль размаха и подсчитывается по формуле (6.9), в которой т = 0. Таким образом, [c.168]

Основная идея этого рассуждения может быть лучше всего иллюстрирована рассмотрением крыла эллиптической формы в плане, ось которого совпадает с направлением потока (фиг. 20). Касательные к эллипсу, параллельные линиям Маха, делят границу плана крыла на части четырех типов. [c.42]

Из этого равенства опять видим, что при данной подъемной силе сопротивление минимально для крыла эллиптической формы. [c.224]

В случае крыла эллиптической формы в плане поправки равны нулю (т = О, 8 = 0). [c.377]

Фиг. 89 показывает кривые распределения нагрузки, полученные таким образом, причем все крылья несут одну и ту же полную нагрузку. Крыло эллиптической формы дает кривую нагрузки такой же эллиптической формы, а крылья других форм имеют кривые, вид которых представляет среднее между формой крыла и эллипсом. Аэродинамически качество крыла можно оценить сте пенью приближения кривой распределения нагрузки к эллиптической форме. [c.113]

У крыла эллиптической формы в плане скос потока постоянен вдоль [c.536]

По условию задачи 6.13 определите коэффициент и силу индуктивного сопротивления эллиптического крыла. [c.163]

Рис. 2. Начальная стадия кавитации на эллиптическом крыле при х= 1,64 а =[ 8°, V =115,4 м/с.] j

Кавитация в вихревых шнурах, сбегающих с крыла конечного размаха (вихревая), представляет собой в сущности кавитацию в следе за крылом. При достаточном разряжении в центре вихревого шнура нерастворимые пузырьки воздуха, попадая туда, начинают интенсивно расти (первая фаза). Когда давление в центре вихревого шнура достигает значения, близкого к упругости паров воды, происходит разрыв жидкости и образуются сплошные полости, тянущиеся на некотором расстоянии за крылом (вторая фаза). На рис. 2 приведена фотография кавитирующего эллиптического крыла с вихревыми шнурами. [c.8]

Так, для эллиптических крыльев т = /1 = 0,318, для трапециевидных те же значения. Для прямоугольных крыльев при Х = 5- -8 m = 0,375 и я = 0,335. Для крыла со скруглёнными концами т = 0,368 и л — 0,318. Для крыла со скошенными концами то = 0,338 и л = 0,318. Для ромбовидного крыла т — п = 0,303. [c.430]

В книге дан анализ картины течения и теплообмена на поверхности треугольных крыльев с эллиптическим поперечным сечением, обтекаемых гиперзвуковым потоком газа при различных углах атаки. Кратко изложены методы численного решения уравнения Эйлера и Прандтля. [c.271]

Этот качественно новый тип течения в ударном слое хорошо прослеживается по распределению энтропийной функции (кривые 4, на рис. 1 и 2) в плоскости симметрии течения (рис. 2). Наблюдаются две полки с постоянными значениями энтропии одна — в окрестности ребра крыла с уровнем энтропии, совпадающим с ее значением на стенке крыла (рис. 1), вторая — за ударной волной К2. Переходный участок между двумя указанными уровнями энтропии в окрестности центра эллиптической области течения соответствует размазыванию особой точки Ферри в численном решении. Картина изэнтроп (рис. 3) подтверждает наличие структуры линий тока в коническом течении с всплывшей точкой Ферри, качественно изображенной слева от линии симметрии. Заметим, что интерпретация результатов расчета, данная в [7] на основе распределения компонент полной скорости в плоскости, нормальной хорде У-образного крыла, и приведенная схема линий тока во внутренней области течения неверны. [c.655]

У-образного крыла в силу отставания точки К1 от положения плоского скачка уплотнения на эквивалентном клине, приобретают отрицательную кривизну и увеличивают наклон в сторону ребра. В то же время линии тока в центральной части течения под влиянием положительного градиента давления еще больше отклоняются от хорды крыла. После выравнивания давления во внутренней части эллиптической области течения пристеночные струйки тока, получившие дополнительную поперечную скорость (на сфере) в сторону ребра крыла, тормозятся, приобретая положительную кривизну. Это приводит к повышению давления вдоль стенки крыла (рис. 1), что вызывает дальнейшее отклонение линий тока в центральной части течения от ребра крыла и оттеснение линий тока в окрестности контактного разрыва в сторону плоскости симметрии. Следствием такого процесса и является всплывание точки Ферри. Линии же тока, идущие вдоль стенки крыла, дойдя до ребра крыла, под влиянием отрицательного градиента давления асимптотически уходят в плоскости симметрии к особому лучу (точка Ферри). [c.658]

Наличие у лопастей неоперенной части не оказывает прямого влияния на индуктивную скорость при полете вперед по теории крыла индуктивная скорость зависит не от площади крыла, а от квадрата его размаха. Наличие неоперенной части влияет на эффективное распределение нагрузки по размаху винта и, следовательно, увеличивает индуктивную мощность по сравнению с оптимальной величиной, соответствующей эллиптическому распределению нагрузки. Однако неоперенная часть не является главным фактором, изменяющим распределение нагрузки при полете вперед. Ограничения по срыву на отступающей лопасти, скорости обтекания которой минимальны по диску, приводят к концентрации нагрузки в передней и задней частях диска, в результате чего эффективный размах несущей системы уменьшается. [c.140]

Полученное распределение циркуляции называется эллиптическим. По только что доказанному при эллиптическом распределении циркуляции индуктивное сопротивление минимально. В связи с этим крыло с эллиптическим распределением циркуляции имеет в теории крыла принципиальное значение рассмотрим основные его свойства. Прежде всего из формул (89) и (90) сразу следует, что при эллиптическом распределении циркуляции индуктивная скорость и индуктивный угол (скос) одинаковы вдоль всего размаха. Действительно, подставляя в формулы (89) и (90) значения коэффициентов А [c.309]

Из доказанного только что свойства одинаковости угла скоса вдоль размаха крыла с эллиптическим распределением циркуляции следует, что гео-метрически незакрученное крыло с эллиптическим распределением циркуляции будет и аэродинамически незакрученным. [c.309]

Докажем, что геометрически незакрученное крыло с эллиптическим распределением циркуляции и одинаковыми по всему размаху аэродинамическими характеристиками сечений имеет эллиптическую форму в плане. [c.309]

Определим связь между коэффициентами индуктивного сопротивления и подъемной силы эллиптического крыла. По (97) при = Аз =. . . = 0 [c.310]

По форме в плане крылья бывают прямоугольными, трапециевидными, эллиптическими, треугольными, стреловидными и др. (рис. 3.05). [c.80]

Эллиптическое крыло с закругленной передней кромкой имеет наименьший коэффициент В = 0,32. [c.83]

Первое строгое обобщение теории Жуковского о подъемной силе на случай обтекания профиля сжимаемым потоком при ограниченных скоростях было дано Ф. И. Франклем и М. В. Келдышем (Внешняя задача Неймана для нелинейных эллиптических уравнений с приложением к теории крыла в сжимаемом газе.— Изв. АН СССР, серия VII. Отд. матем. и естеств. наук, 1934, № 4, стр. 561—601). [c.292]

М. В. Келдыш, Ф. И. Франкль. Внешняя задача Неймана для нелинейных эллиптических уравнений с приложением к теории крыла в сжимаемом газе.— Изв. АН СССР серия VII, отд. матем. и естеств. наук, 1934, № 4, стр. 561—601. [c.320]

КРЫЛО с ЭЛЛИПТИЧЕСКИМ РАСПРЕДЕЛЕНИЕМ ЦИРКУЛЯЦИИ [c.240]

Поскольку в плоскости (Г, 2) мы имеем эллипс, то и b[z) имеет вид эллипса, т. е. рассматриваемое крыло с эллиптическим распределением циркуляции имеет эллиптическую форму в плане. При небольших углах атаки мол<но приближенно положить Су = А + Вае, [c.241]

Значения а и Са получаются из опыта путем продувки крыла в аэродинамической трубе. Вейниг обратил внимание на то, что формула (109) верна только в том случае, когда продувка в аэродинамической трубе выполнена для крыла эллиптической формы, ширина которого связана с расстоянием у от середины крыла уравнением [c.299]

Если длина размаха достаточно велика, то движение жидкости вокруг каждого сечсния крыла приближенно соответствует плоскому обтеканию бесконечно длинного крыла с таким профилем сечения. В этом случае можно утверждать, что распределение (2) циркуляции осуществляется при эллиптической в плане (в плоскости х, г) форме крыла с полуосями 1x14 и lj2. [c.266]

На рис. 12.5—12.7 показаны распределения Суа и 4атах по размаху прямого, трапециевидного и стреловидного крыльев при различных углах атаки. У крыла прямоугольной формы в плане [ft(2) = ft = onst I коэффициенты 4Г изменяются приближенно по эллиптическому закону у трапециевидного крыла, близкого по форме к эллиптическому, резко возрастает вблизи концевых частей крыла и затем в корневой части сохраняется неизменной для стреловидного крыла харак- [c.678]

Таким образом, в течении на сфере в окрестности стенки крыла присутствуют частицы газа, обладаюгцие более высоким полным давлением, чем частицы, прогнедгние мостообразный скачок. Они и определяют характер течения в эллиптической части возмугценной области. [c.657]

Скос потока и индуктивное сопротивление зависят от распределения подъемной силы по размаху крыла и тем самым от формы крыла в плане. Как скос потока, так и индуктивное сопротивление могут быть вычислены для любой формы крыла в плане с использованием ОСНОВНЫХ положений теории вихрей. Как показано Прандт-лем [Л. 18], для формы крыла в плане с эллиптическим распределением подъемной силы но размаху крыла имеет место [c.417]

Минимальное сопротивление соответствует эллиптической нагрузке крыла. У равномерно нагруженного винта распределение нагрузки по размаху круговое (частный случай эллиптического). При больших скоростях полета вихревой след винта сильно скошен и располагается почти в плоскости диска, как у крыла. Кроме того, формула индуктивного сопротивления получена путем анализа течения в дальнем следе крыла (в плоскости Треффца), так что она справедлива при любом удлинении. Таким образом, формула о = Г/(2рЛУ) приемлема для скорости, [c.133]

Отсюда сразу следует, что у крыла с эллиптическим распределением циркуляции при постоянной вдоль размаха аэродинамической характеристике сечений крыла а и отсутствии геометрической закрученности (а = = onst, i = onst, ад = onst) закон изменения хорды Ь вдоль размаха совпадает с законом изменения циркуляции Г, т. е. также будет эллиптическим. Форма крыла в плане, согласно (101), (103) и очевидному соотноше- [c.310]

Итак, при принятых условиях геометрической незакрученности и одинаковости аэродинамических характеристик вдоль размаха, крыло с эллиптическим распределением циркуляции будет иметь и эллиптическую форму в плане такое крыло может быть названо эллиптическим. [c.310]

В частности, в полной аналогии с теорией крыла конечного размаха, можно зак.пючить, что при заданном удлинении тела вращения коэффициент волнового сопротивления будет минимален, если распределение мощности источников принять по эллиптическому закону. [c.330]

Теория Прандтля основана на рассмотрении системы П-образных вихрей и нриводит к интегро-дифференциальному уравнению для распределения циркуляции вихря вдоль несущей линии крыла. В простейшем случае можно принять эллиптическое распределение подъемной силы вдоль крыла, что приводит к удобным формулам, позволяющим определить в некотором смысле минимальную величину индуктивного сопротивления (М. Мунк). Исследования приближенных методов решения интегро-дифференциального уравнения крыла конечного размаха были начаты в Германии еще А. Бетцем (1919— 1920) и Э. Треффтцем (1921), значительные успехи в этой области были достигнуты там позже Г. Мультхоном [c.290]

Но я был слишком занят войной, чтобы приняться за эту задачу. Прандтль продолжил работать пад пей и нозже нашел решение. Оно является более или менее математическим приемом задачу можно решить, если предположить, что подъемная снла начинается с половинной мощности расстояния от концевой части крыла, как, нанример, в случае эллиптического распределения, найденного Мупком. Мупк был одним нз ведущих сотрудников Прандтля в то время, и его вклад, несомненно, составил значительную часть всей картины теории крыла. [c.73]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...