Теория подъемной силы общая

С. А. Чаплыгиным в связи с вихревым обтеканием тел идеальной жидкостью и общей теорией подъемной силы), до сих пор далеки от полного решения. [c.24]

Тем не менее процесс эволюции этой учебной дисциплины продолжает отставать от запросов современной техники и от ее научных основ. Сегодня нельзя, например, излагать теорию турбомашин с позиций элементарной теории Эйлера и не ознакомить учащихся с теорией Кутта — Жуковского о подъемной силе крыла и индуктивном сопротивлении. Эта теория подводит учащегося также к более глубокому пониманию общей проблемы гидравлических сопротивлений. [c.7]

Отсутствие метода определения циркуляции скорости вокруг крыла затрудняло использование формулы Жуковского для практических расчетов. Эту принципиально важную задачу решил ученик и последователь Жуковского С. А. Чаплыгин [40] и почти одновременно с ним В. Кутта [41]. Начиная с 1910 г. Чаплыгин проводит цикл работ по теории крыла. В статье О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910 г.) Чаплыгин сформулировал положение (постулат Чаплыгина — Жуковского ), согласно которому при безотрывном обтекании профиля крыла потоком идеальной жидкости хвостовая точка профиля (точка заострения) является точкой схода потока с верхней и нижней поверхностей крыла. Этот постулат позволил вычислить циркуляцию скорости по замкнутому контуру, охватывающему профиль крыла, и тем самым определить подъемную силу по формуле Жуковского. В этой работе Чаплыгин изложил основы плоской задачи аэродинамики и дал формулы для расчета сил давления потока на различные профили крыла. Он впервые вывел общие формулы для силы и аэродинамического момента указал на наличие значительного опрокидывающего момента, действующего на самолет, и вследствие этого опасность потери устойчивости [c.287]

Для расчета нагрузок лопасти была использована теория несущей линии. Рассматривались маховое движение только абсолютно жесткой лопасти и управление только общим и циклическим шагами. Качание и установочное движение лопасти (помимо определяемого управлением), а также ее изгиб в плоскости взмаха в расчет не принимались. Был рассмотрен шарнирный винт без относа ГШ, пружин в шарнирах и без связи между углами взмаха и установки. Зона обратного обтекания не учитывалась, все углы (кроме азимута) считались малыми. При определении аэродинамических характеристик сечений градиент подъемной силы по углу атаки был принят постоянным, а коэффициент сопротивления — равным его среднему значению. Влияние срыва, сжимаемости воздуха и радиального течения не учитывалось. Распределение индуктивных скоростей по диску было принято равномерным. Рассматривались только лопасти с постоянной хордой и линейной круткой. Неоперенная часть лопасти, концевые потери, высшие гармоники махового движения и вес лопасти не учитывались. [c.201]

В линеаризованной теории сверхзвукового обтекания тонкого профиля коэффициент подъемной силы не зависит от формы профиля, а только от общего угла атаки и числа М > > 1 набегающего потока. [c.221]

Создание общей теории воздействия плоского потока идеальной жидкости на помещенный в него крыловой профиль является заслугой великого русского ученого Н. Е. Жуковского, опубликовавшего свою известную теорему о подъемной силе крыла в 1906 г. в классическом мемуаре О присоединенных вихрях . Н. Е. Жуковский первый установил вихревую природу сил, действующих со стороны потока на крыло, и указал на наличие простой пропорциональности между этой силой и интенсивностью вихря, присоединенного к обтекаемому телу. [c.277]

В этих работах С. А. Чаплыгин дает общие формулы для определения сил давления воздуха на крыло самолета, применяя эти общие формулы к определению подъемной силы различного вида крыльев устанавливает основы теории составного крыла самолета, выясняя при этом преимущества таких составных крыльев исследует вопрос об устойчивости самолета. В последней из указанных работ, опубликованной в 1926 г., С. А. Чаплыгин впервые создает общий метод для нахождения сил давления воздуха на крыло самолета при каком угодно его движении. Во всех прежних исследованиях по теории крыла предполагалось, что крыло движется поступательно с постоянной скоростью, что, понятно, далеко не всегда соответствует действительности, как, нанример, в том случае, когда самолет делает мертвую петлю. В этой работе С. А. Чаплыгин заложил основы нового важного раздела аэродинамики и теории самолета. Необходимо особо отметить докторскую диссертацию С. А. Чаплыгина О газовых струях (1903), в которой он дал метод решения задач, относящихся к струйному течению газа, учитывая влияние сжимаемости газа на силу его давления на обтекаемое тело. Эта работа, получившая достойную оценку и всеобщее признание только через 30 лет после ее опубликования, имеет выдающееся значение для современной скоростной авиации, так как при тех больших скоростях, которых достигают современные самолеты, необходимо учитывать сжимаемость воздуха. [c.29]

Этот результат представляет собой частный случай общей теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе, доказанной им в 1904 г. для цилиндра с произвольной формой поперечного сечения. Мы изучим эту теорему в дальнейшем она является основной при определении подъемной силы профиля крыла. [c.196]

Из изложенного выше вытекает, что комплексная несущая система, полученная благодаря параллельному перемещению и вращению системы А и соответственно благодаря параллельному перемещению — и вращению—системы В является оптимальной системой, откуда получаем следующую общую теорему минимальное индуктивное сопротивление комплексной системы крылья — фюзеляжи для заданных полной подъемной силы и момента крена соответствует системе, которая порождает в бесконечности вниз по течению некоторый потенциал, соответствующий двум движениям [c.419]

В теории крыла конечного размаха (эта теория еще не является математически строгой) подъемная сила появляется при введении в поток так называемой вихревой пелены , которая представляет собой поверхность разрыва первого рода касательных к вихревой пелене компонент скорости, т. е. является тангенциальным разрывом она состоит из линий тока, различных на разных сторонах поверхности разрыва давления по обе стороны разрыва одинаковы. В отличие от случая плоского течения, в котором поле скорости и при циркуляционном обтекании непрерывно, вихревая пелена имеет четкий физический смысл как поверхность сильного разрыва вектора скорости ее положение в пространстве, зависящее также от строения множества точек прикрепления к обтекаемому телу, влияет на поле скорости. Иначе говоря, вихревая пелена, если она существует, в общем случае является свободной поверхностью — ориентируемым двумерным многообразием, определяемым линией прикрепления к телу и условиями dif/dn = О, + Т 2г] = О5 где квадратные скобки обозначают скачок, Ухт У2т — две компоненты тангенциальной скорости. [c.171]

Все, что сказано о подъемной силе и моменте тонкого мало изогнутого крылового профиля Жуковского — Чаплыгина, остается с большой степенью приближения справедливым и для соответствующих по тонкости и вогнутости крыловых профилей произвольной формы. Этр подтверждается изложенной в следующем параграфе общей теорией любого тонкого, слабо изогнутого крылового профиля. [c.256]

Общая теория крыльев указывает на существование силы лобового сопротивления (индуктивное сопротивление), связанного с подъемной силой крыла, Но для двухразмерного потока индуктивное сопротивление равно нулю, и для объяснения наличия и в этом случае малой силы сопротивления (профильное сопротивление), которое получается в действительности, приходится опять обратиться к вязкости жидкости. В силу этого теория крыла основана на предположении, что воздух является идеальной жидкостью вязкость же вводится лишь для объяснения возникновения циркуляции и существования профильного сопротивления. [c.11]

Если на крыло действует подъемная сила, то должна существовать циркуляция вокруг сечений крыла следовательно вдоль размаха крыла проходит вихревая линия или совокупность вихревых линий. Эти вихревые линии, движущиеся вместе с крылом, называются присоединенными вихрями, крыла они образуются пограничным слоем или вихревой пеленой, охватывающей поверхность крыла. Согласно общей теории вихревого движения, эти вихревые линии не могут заканчиваться на концах крыла, а должны в виде Свободных вихрей продолжаться в жидкости. Каждый элемент жидкости, пришедший в вихревое движение вследствие соприкосновения с присоединенной вихревой системой крыла, пойдет вдоль потока вместе со всей массой жидкости, вследствие чего свободные вихревые линии будут начинаться [c.95]

Предположим, что винт вращается вокруг своей оси с угловой скоростью ii и помещен в равномерном потоке, идущем параллельно его оси со скоростью V. Сечение лопасти винта имеет форму профиля крыла подъемная сила, действующая на элемент лопасти при его движении относительно жидкости, должна быть связана с циркуляцией жидкости вокруг лопасти. Так как циркуляция меняется вдоль лопасти от корня к концу, с лопасти должны сбегать вихри, идущие в потоке позади винта вместе с жидкостью по траекториям, приближающимся к винтовым линиям. Эти вихри сосредоточены главным образом у корня и у концов лопастей таким образом струя винта состоит из некоторой завихренной массы жидкости, причем вихри сосредоточиваются у оси и у границы струи. По аналогии с общей теорией крыла можем заключить, что каждый элемент крыла нужно рассматривать как крыло в плоско-параллельном потоке скорости этого потока образуются благодаря сбегающим вихрям. Точное определение скоростного поля представляет весьма сложную задачу благодаря периодичности потока для большинства практических приложений вполне достаточно заменить периодически меняющийся поток некоторым средним потоком. Эта замена равносильна предположению, что при исследовании скоростного поля сбегающих вихрей можно тягу и момент, действующие на конечное число лопастей на некотором радиусе, заменить равномерным распределением тяги и момента по окружности того же радиуса. [c.149]

Для того чтобы получить это соотношение, потребовалось сделать ряд упрощающих допущений, однако анализ н обобщение результатов продувок решеток с учетом эффекта диффузорности показал, что полученная формула очень хороша для расчета потерь в решетках при углах атаки, соответствующих максимальной эффективности. Использование понятия коэффициента диффузорности, в общем, позволило получить намного более эффективную методику расчета потерь в компрессорной решетке, чем в случае использования коэффициента подъемной силы или других аналогичных параметров. Такой подход к расчету потерь в компрессорных решетках в настоящее время оказался также более надежным, чем использование теории пограничного слоя. [c.204]

До последнего времени теория течения вязкой жидкости использовалась главным образом для расчета коэффициента сопротивления единичного профиля в данном случае анализ течения вязкой жидкости предлагается использовать также для определения угла потока на выходе из решетки и подъемной силы профиля. Однако прежде чем поставить такую задачу, необходимо сначала в общих чертах нарисовать физическую картину обтекания выходной кромки профиля. [c.220]

В наиболее общей теории [8.123] реакция решетки на нестационарность потока описывается через нестационарную подъемную силу. Эта теория применялась при расчетах ряда случаев нестационарного взаимодействия венцов [8.143]. [c.251]

Одмако условие Жуковского никоим образом не дает надежной теории подъемной силы в общем случае Так, в трехмерном пространстве область вне самолета, очевидно, является односвязной. Следовательно, любое локально безвихревое течение в пространстве должно иметь однозначный потенциал скоростей и при нулевой подъемной силе. Если бы это было действительно так, полет был бы невозможен. [c.31]

Н. Е. Жуковский является основоположником учения о подъемной силе крыла в илоскопараллельном потоке. Знаменитая формула Жуковского, выражающая подъемную силу крыла в виде произведения плотности жидкости на скорость движения в ней крыла и на напряжение присоединенных вихрей или циркуляцию , опубликованная п 1906 г., получила всеобщее признание как основа теории подъемной силы крыла. Зарубежные историки аэродинамики пытаются без достаточных к тому оснований поделить приоритет Жуковского на эту формулу с немецким ученым Кутта, работа которого по вопросу о подъемной силе частного вида крыла была опубликована несколько ранее работы Жуковского. При этом затушевывается тот основной исторический факт, ч го только Жуковский дал первую общую теорию подъемной силы, основанную на смелой и оригинальной идее присоединенного вихря . Приоритет на циркуляционную теорию подъемной силы великого русского ученого, далеко продвинувшего вперед разрешение почти всех основных гидроаэродинамических проблем своего времени и открывшего новые пути развития современной механики жидкости и газа, совершенно неоспорим. [c.30]

Известная формула Жуковского, выражающая подъемную силу крыла в виде произведедия плотности жидкости на скорость движения в ней крыла и на напряжение присоединенных вихрей или циркуляцию, опубликованная в 1906 г., получила широкое признание как основа теории подъемной силы крыла. В зарубежной литературе принято наряду с именем Жуковского упоминать немецкого ученого Кутта, работа которого по вопросу о подъемной силе частного вида крыла относится к 1902 г. Важно подчеркнуть, что Жуковский дал общую теорию подъемной силы, основанную на идее присоединенного вихря. [c.30]

Леонардо да Винчи прекрасно понимал, что, пока машина не заработала, она бездействует, она-мертва. Именно поэтому основу дальнейшего развития процесса механизации он видел прежде всего в реально существующей и работающей машине-двигателе. Подобный ход рассуждений закономерно привел его к вопросу о перпетуум мобиле. Оказывается, однако, что все же гораздо больше внимания Леонардо уделял не этой проблеме, а практическим задачам, и в частности, усовершенствованию ветряных и водяньк колес. Так, от предложенной им гидравли-теской турбины оставался всего лишь один шаг до винтового аппарата вертикального взлета. Но даже здесь великий инженер не упустил возможность, которую предоставила ему его врожденная изобретательность, и... сумел разработать теорию подъемной силы на несущих поверхностях вращающегося винта. Он изобрел еще великое множество других механизмов и устройств, объединявшихся одним общим признаком,-Леонардо никогда не приступал к проектированию будущей машины, тщательно не разработав ее полную теорию. Например, прежде чем взяться за чертежи своего летательного аппарата, он подробно изучил анатомию птиц и характер их полета. Затем он рассчитал длины кинематических плеч, определил величины сил, действующих на них, и наконец пришел к выводу, что человеческие руки слишком слабы для того, чтобы опираться о воздух с помощью крыльев. [c.30]

Эта формула проста и удобна для приложений на практике или в теории гидродинамических решеток. В этой формуле первый член дает силу, перпендикулярную к вектору периода решетки, второй член связан с изменением величины и направления скорости потока, протекающего сквозь решетку. Этот член дает составляющую силу вдоль периода решетки, т. е. силу, стремящуюся двигать решетку в направлении ее периода. Формулы (8.23) и (8.24) в рамках сформулированной выше постановки задачи приложимы в общем случае как для жидкостей, так и для газов с любыми свойствами, как для идеальных, так и для вязких сред ). Они приложимы при наличии в потоке (внутри Е) различных физико-химических процессов. В частности, эти формулы позволяют вычислить силу Е по данным экспериментальных измерений характеристик потока на входе и выходе из решетки. Далее при допустимых предположениях мы преобразуем формулу (8.24) для получения важных следствий относительно подъемной силы, действующей на изолированные полипланы в безграничном потоке жидкости. [c.82]

Чаплыгин также впервые изучил вопрос о величине продольного момента, действующего на крыло, считая этот вопрос существенным элементом теории крыла. На основе исследования общей формулы для мол1ента подъемной силы он установил простую зависимость продольного момента от угла атаки, которая лишь через несколько лет была получена экспериментально и явилась впоследствии одной из основных аэродинамических характеристик крыла. Он показал, что коэффищтент продольного момента при больших углах атаки положителен и уменьшается с уменьшением угла атаки, имея отрицательную величину при угле атаки, соответствующем нулевой подъемной силе. При отрицательных углах атаки момент, оставаясь отрицательным, увеличивается по абсолютной величине при увеличении абсолютного значения угла атаки крыла. [c.277]

Стационарное локально безвихревое плоское течение с циркуляцией можно определить как течение Жуковского , если оно удовлетворяет условию Жуковского. Течение Жуковского для плоской пластинки схематически изображено на рис. 2, б коэффициент подъемной силы = 2ir sin а, где а — угол атаки. Течение Жуковского для заданного профиля с острой задней кромкой представляет собой корректно поставленную краевую задачу. Ее решение в частных случаях (профиль Жуковского, профиль Кармана — Треффтца и т. д.) составляет основ1ную главу современной теории крыла впервые общую теорию (с приложениями) дал Мизес ). Ее справедливость основывается на следующей теореме чистой математики, которая позволяет нам преобразовывать элементарное течение Жуковского (12а) для единичного круга в несжимаемое течение Жуковского для произвольного профиля. [c.30]

Учитывая измененне относнтельного ветра посредством индуцированного течения, на основании (е) мы получим результат, согласно которому подъемная снла каждого отдельного элемента крыла, а также общая подъемная сила крыла являются линейнымн функциями угла атаки, как в двумерной теории но наклон линии действия подъемной силы в зависимости от угла атаки зависит от относительного удлинения и уменьшается с уменьшением относительного удлинения. Это положение из качественных методов признал уже Ланчестер. [c.61]

Известно, что еще в 1910 г. С. А. Чаплыгин пришел к вполне законченным общим представлениям о вихревой системе крыла конечного размаха, а в 1913 г. ему удалось преодолеть математические трз дности и дать основные формулы подъемной силы и индуктивного сопротивления. Примерно в то же время (начиная с 1912 г.) Н. Е. Жуковский создал свою вихревую теорию винта, содержавшую как частный случай вихревую теорию крыла конечного размаха. Однако ни Чаплыгин, ни Жуковский не выпустили специальных публикаций по теории крыла конечного размаха это дало возможность зарубежным ученым приписать приоритет создания общей теории крыла конечного размаха немецкому аэродинамику Л. Прандтлю, опубликовавшему свою теорию значительно позднее. [c.33]

Наиболее важными формами в приложении к аппаратам с подводными крыльями, винтам и агрегатам, преобразующим энергию, являются профили, на которых отрыв потока происходит обычно на острых передней и задней кромках. Тонкие профили, обладающие этим свойством, исследовались теоретически и экспериментально в режиме суперкавитации при /(>0. В общем случае в условиях развитой кавитации (когда каверна длиннее хорды гидропрофиля) коэффициент подъемной силы уменьшается, а коэффициент лобового сопротивления возрастает по сравнению с соответствующими значениями при бескавитационном обтекании. С уменьшением параметра К коэффициенты Сь и Св уменьшаются до их предельных значений, соответствующих значению /С=0. С уменьшением К каверна удлиняется. Теоретически при /(=0 она должна простираться в бесконечность. С помощью метода Тулина получены линеаризованные решения для класса профилей малой, но произвольной кривизны, в том числе для дуги окружности и плоской пластины. В табл. 5.5 собраны результаты расчетов плоских пластин и профилей, образованных дугами окружностей, при К = 0 и /(>0, заимствованные из работ [25, 28, 39, 85, 94]. Согласно этим результатам, Сь и Сд стремятся к предельным значениям при /С = 0. Предельные значения для плоской пластины совпадают с точным решением, полученным на основе теории течений со свободными линиями тока, развитой Кирхгофом и Рэлеем [48], вплоть до членов, содержащих квадрат угла атаки. Предельное значение коэффициента подъемной силы, полученное при /С=0, состав- [c.242]

Теорию крыла конечного размаха позволило создать использование основополагающей теоремы Н. Е. Жуковского о связи подъемной силы с циркуляцией и модели течения с присоединенным вихрем, так что эта теория является логическим продолжением и развитием идей, составляющих фундамент теории крыла бесконечного размаха, В 1910 г. С. А. Чаплыгин в докладе на тему Результаты теоретических исследований о, движении аэропланов сформулировал общие представления о вихревой системе крыла конечного размаха. В 1913 и 1914 гг. им были получены первые формулы для подъемной силы и индуктивного сопротивления. Они были доложены на третьем воздухоплавательном съезде в Петербурге. В дальнейшем основное распространение получила теория несущей линии, предложенная в Германии Л. Прандтлем для крыльев большого относительного удлинения. В рамках этой схемь было получено интегро-дифференциальное уравнение, связывающее изменение циркуляции и индуктивный скос потока. Задача свелась к отысканию различных приближенных методов его решения. В работе Б. Н. Юрьева (1926) был применен геометрический прием, в котором использовалось предположение о том, что распределение циркуляции близко к эллиптическому и что отклонения от этого распределения повторяют форму крыла в плане. Аналитические методы, применявшиеся на начальном этапе развития теории для получения приближенных решений, состояли в требовании удовлетворения основному уравнению в ограниченном числе точек по размаху. Так, в методе тригонометрических разложений В. В. Голубев (1931) заменил бесконечный тригонометрический ряд тригонометрическим многочленом, сведя бесконечную систему уравнений к конечной системе, в которой число неизвестных соответствует числу членов разложения циркуляции и числу точек на крыле. С целью более точного учета формы крыла в плане при ограниченном числе решаемых алгебраических уравнений Я. М. Серебрийский (1937) предложил для решения интегро-дифференциального уравнения использовать способ наименьших квадратов. [c.92]

Три года спустя (22 октября 1913 г.) С. А. Чаплыгин доложил Московскому математическому обществу теорию крыла конечного размаха. В этой работе он получил впервые в мире общие выражения для подъемной силы и силы сопротивления крыла коиеч ного размаха. [c.279]

Полученные результаты общей теории несущей линии характеризуются, как видно, сравнительиой простотой аэродинамических зависимостей, дают четкое представление о физических явлениях, сопровождающих обтекание крыльев с переменным размахом, позволяют выявить механизм образования подъемной силы и индуктивного сопротивления. Однако применение этой теории ограничено крыльями с достаточно малой стреловидностью и относительно [c.249]

Строго говоря, величину йц следует рассматривать как функцию формы профиля однако теория крыла в плоско-параллельном потоке показывает, что для всех практически применяемых профилей величина приблизительно равна т , а следовательно можно без заметной ошибки пренебречь ее изменяемостью. Несмотря на то, что для профиля можно принимать теоре-1ическое значение <20 = 71, мы будем в дальнейшем развивать теорию крыла конечным размахом, принимая общее обозначение йр для наклона кривой соэфициента подъемной силы в плоско-параллельном потоке в зависимости от [c.101]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...