Сопротивление крыла

Если увеличить все размеры по оси z в некоторое число раз (при неизменных Г), то интеграл (47,4) не изменится ). Это показывает, что полное индуктивное сопротивление крыла не изменяется по порядку величины при увеличении его размаха. Другими словами, индуктивное сопротивление, отнесенное к единице длины крыла, падает с увеличением этой длины ). В противоположность сопротивлению полная подъемная сила [c.264]

Коэффициент сопротивления крыла мы определяем как [c.266]

Аналогичные соотношения можно получить и для силы сопротивления. Наряду с формулой Жуковского для подъемной силы полностью переносится в теорию сжимаемой жидкости также и формула (47,4) для индуктивного сопротивления крыла. Произведя в ней те же преобразования (124,3) и (124,8), получим [c.650]

Сравните коэффициент индуктивного сопротивления крыла конечного размаха с соответствующим коэффициентом крыла такой же формы, но с большим удлинением. [c.163]

Определите коэффициенты подъемной силы Су и индуктивного сопротивления крыла xi, имеющего трапециевидную форму в плане и обтекаемого потоком несжимаемой жидкости под углом атаки а = 0,035 рад. Крыло набрано из профилей одного семейства, причем для профиля, хорда которого Ь = Ьа = 0,1 м, относительная толщина с = 0,15, а относительная кривизна / = 0,08. Удлинение крыла = / /5цр = 8. [c.163]

Коэффициент индуктивного сопротивления крыла в несжимаемом потоке [c.170]

Сравните коэффициенты подъемной силы и волнового сопротивления крыльев в виде треугольной и прямоугольной пластин, имеющих одинаковые углы [c.217]

Коэффициент сопротивления крыла определяется по формуле 42] [c.225]

Таким образом, коэффициент волнового сопротивления крыла с -в = Сх1 — Схт = = 0,02786. [c.232]

Коэффициент волнового сопротивления крыла с в = — Схт, где с г = Су а= [c.236]

На рис. 5.1.4 показано изменение коэффициента лобового сопротивления крыла при различных углах атаки и коэффициентах Ср (для бс = 55°). Можно отметить практически линейный характер зависимости Асх от Ср во всем исследуемом диапазоне углов атаки. [c.353]

Формулы, позволяющие определять профильное сопротивление крыла (XI 1.2) и тела вращения, не могут быть использованы для расчета ввиду невозможности определения толщины потери импульса б на бесконечности за обтекаемым телом. [c.341]

ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ в аэродинамике — часть аэродинамическом сопротивления крыла, обусловленная вихрями, оси к-рых берут своё начало на крыле и направлены вниз по потоку. Эти [c.141]

При взлете щитки-закрылки отклоняются не на полный угол, а ставятся во взлетное положение (15—20°). При этом значительно возрастает подъемная сила крыла при сравнительно небольшом увеличении лобового сопротивления. В результате сокращается длина разбега. Если же закрылки выпустить на полный угол, то резко возрастет лобовое сопротивление крыла и характеристики взлета ухудшатся. [c.18]

При обтекании любого несимметричного тела наряду с силой лобового сопротивления будет возникать и поперечная сила, причем осредненное во времени значение не только первой, но теперь также и второй из этих сил не будет равно нулю. Следовательно, любое такое тело в принципе является несущим устройством. Однако только тела определенной формы будут обладать большим отношением подъемной силы к силе лобового сопротивления и тем самым будут достаточно эффективны практически. Таковы крыло самолета или подводное крыло. В этом параграфе рассматриваются осредненные во времени характеристики подъемной силы и силы лобового сопротивления крыла. [c.410]

Обычно в теории индуктивного сопротивления появление скоса потока связывают только с течением, индуцируемым свободными вихрями. Циркуляция вокруг крыла, индуцируемая его присоединенным вихрем, имеет прямое отношение к другой составляющей полного сопротивления крыла —к его профильному сопротивлению. (Прим. ред.) [c.416]

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]

Как это непосредственно следует из первого равенства системы (95), индуктивное сопротивление представляет сумму существенно положительных величин. Отсюда следует, что индуктивное сопротивление крыла конечного [c.308]

Вычисление сопротивления по этой формуле облегчается, если заметить формальную аналогию между выражением (171) и первым из равенств (92), выражающим индуктивное сопротивление крыла конечного размаха. Действительно, заменяя в равенстве (92) (г) по формуле (86), получим [c.330]

Таким образом, можно формулировать следующий результат волновое сопротивление тела вращения при продольном его обтекании может вычисляться по формулам индуктивного сопротивления крыла конечного размаха, если вместо распределения циркуляции по размаху задавать распределение мощности источников по оси тела вращения. [c.330]

Это позволяет при вычислении волнового сопротивления тела в сверхзвуковом потоке применять тот же метод разложения в тригонометрические ряды, что при расчете индуктивного сопротивления крыла конечного размаха по теории несущей линии. [c.330]

За счет частичной задержки восстановления давления в кормовой части тела вращения при сверхзвуковом обтекании (сдвиг сплошной кривой относительно пунктирной вниз по потоку) и возникает волновое сопротивление. Отсутствие восстановления давления, наблюдаемое в случае плоского крыла, приводит к резкой разнице между волновыми сопротивлениями крыла и тела вращения, имеющего меридианное сечение, совпадающее с профилем крыла. [c.331]

Положение точки перехода оказывает большое влияние не только на подъемную силу, но и на сопротивление крыла. Как будет далее выяснено, сопротивление трения поверхности при ламинарном пограничном слое значительно меньше, чем при турбулентном. В связи с этим представляется естественным как можно дальше оттянуть вниз по потоку положение точки перехода и увеличить относительную протяженность ламинарного участка [c.543]

Полное сопротивление крыла конечного размаха или, следуя принятому наименованию, лобовое сопротивление можно представить как сумму индуктивного и профильного сопротивлений. Напомним, что индуктивное сопротивление является составляющей подъемной силы на направление набегающего на крыло потока. Перейдем к рассмотрению по природе отличного от индуктивного профильного сопротивления, которое возникает из-за наличия трения в жидкости. [c.615]

Профильное сопротивление крыла представляется суммой сопротивления трения и сопротивления давлений. [c.615]

Копирование в машинных конструкциях объектов живой природы. В машинах, также как и в живой природе, реализуются принципы равной прочности и равной долговечности. j eтaJШ приближаются к телам равного сопротивления. Крылья птиц пос][ужили npoTOTHnaNm крыльев самолетов тела рыб корпусов судов. Существенная общность имеет место между рабочими движениями людей и роботов. В машинах происходат такой же от- [c.486]

Коэффициент подъемной силы Су с увеличением угла атаки растет сначала быстро, а затем медленнее и после критического угла атаки начинает падать. Коэффициент лобового-ттопротивления растет сначала медленно, а затем быстрее. На рис. 343 приведены графики зависимости и Су от угла атаки а для одного из типов крыльев, применяемых в авиации. Так как во всей области практически применяемых углов атаки величина С много меньше, чем Су, то для того, чтобы обе кривые удобно было нанести в одном масштабе, на графике отложена величина 5Сх. От крыла самолета требуется большая подъемная сила при малом лобовом сопротивлении. Крыло тем лучше будет удовлетворять этому требованию, чем больше величина ft = Су/С , которая поэтому называется качеством крыт. [c.560]

Переходя к безразмерным величинам и учитывая малость угла скоса (sinAa Aa), получаем формулу для определения так называемого коэффициента индуктивного сопротивления крыла конечного раз.маха [c.100]

Полный коэффициент сопротивления крыла Сх = Схпр xi, где коэффициент профильного сопротивления с пр = 0.01 (по условию задачи), а i — коэффициент индуктивного сопротивления, определяемый по (6.19). В данном случае Сх1 = 0,03975 [c.170]

Тяга, затрачиваемая на преодоление сопротивления крыла, равна, очевидно, волновому еопротивлению Хв = =1367 Н. [c.240]

Язык графического диалога содержит два набора дисплейных команд—базовый и специальный. Базовый набор служит для задания операций универсального характера, не являющихся специфичными инженерными задачами. Например, команда СДВИНУТЬ (движение графического обекта) должна быть отнесена к базовому набору, а команда ЛОБСОП (рассчитать лобовое сопротивление крылу самолета, изображенному на экране) — к специальному набору. В общем случае базовыми операциями являются различные графические построения и служебные действия. Базовый набор комплектуется в соответствии с потребностями проектировщика и характеристиками технических средств подсистемы графического отображения. [c.77]

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]

Краткий обзор других методов расчета. Метод Л. Г. Лойцян-ского [18] принципиально отличается от рассмотренного метода. Метод основан, по аналогии с решением задачи об определении сопротивления крыла самолета. [c.41]

Т. к. внутри жидкости вихри не могут заканчиваться, то в случае крыла конечного размаха П. в. продолжаются в окружающую среду в виде свободных вихрей (рис.). Знание вихревой системы крыла позволяет вычислить действующие на него аэродинамич. силы. В частности, от взаимодействия присоединённых п свободных вихрей крь1ла возникаёт индуктивное сопротивление крыла. [c.118]

Полное теоретическое исследование описанной пространственной схемы вихревого движения встречает, однако, большие трудности. Линеаризация этой схемы (рис. 147, в), обычная для теории индуктивного сопротивления крыла, основана на предположении о малости скоростей вторичного потока по сравнению со скоростями основного потока. Действительный поток рассматривается при этом как сумма основного потока, в котором движение происходит в плоскостях, параллельных торцовым стенкам, и вторичного потока, возникающего в поверхностях, перпендикулярных к линиям тока основного потока. За решеткой в основном потоке все линии тока тоже считаются параллельными. Вторичный поток в перпендикулярной к ним плоскости можно рассматривать как плоское вихревое движение идеальной несжимаемой жидкости. При линеаризации задачи интенсивность вихревой пел ны, сходящей с кромок лопаток, не зависит от вторичных течений, в озникающих в межлопаточном канале, а определяется только изм не.шем циркуляции в зависимости от заданною изменения скорости вдоль лопатки перед решеткой. [c.435]

В действительном потоке кинетическая энергия вторичного течения составляет весьма малую долю вторичных потерь, обусловленных в основном трением на стенках и отрывом пограничного слоя на спинке лопатки. Успех теории индуктивного сопротивления крыла конечного размаха в отличие от решетки объясняется тем, что у крыла отсутствуют ограничивающие стенки. Кроме того, в последнем случае есть бол1)Ше оснований для проведения линеаризации, так как основной поток не испытывает поворота, и дополнительные скорости вторичного потока относительно меньше, чем в межлопаточных каналах решетки. [c.440]

На основании упрощенного представления о вторичных течениях в решетках как о парном вихре, рядом авторов для расчета вторичных потерь были предложены эмпирические формулы, аналогичные формуле индуктивного сопротивления крыла конечной длины. Так, например, Хоуэлл [112] для расчета коэффициента сопротивления компрессорных решеток с лопатками длины /г рекомендует нолуэмпирическую формулу [c.445]

Сопротивление крыла конечного размаха больше, чем крыла с бесконечным удлинением, поскольку свободные вихри генерируются непрерывно и на это расходуется дополнительная энергия. В модели идеальной жидкости эта дополнительная энергия уходит на образо-вамие свободных вихрей, так что требуется непрерывный подвод энергии к вихревой системе, несмотря на то, что течение остается потенциальным. В модели потенциального течения результирующая сила R отклоняется вниз по течению от нормали к направлению скорости Свободного потока Va (рис. 15-19). По определению подъемная сила А перпендикулярна Va. Составляющая R, направленная параллельно Vo, есть дополнительная сила сопротивления и называется индуктивным сопротивлением Dj. Из рис. 15-19 и выражения (15-34) имеем [c.417]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...