Хорда крыла

Преобразуем уравнения движения вязкой несжимаемой жидкости к безразмерному виду введением в уравнения безразмерных величин как независимых переменных, так и искомых. Для независимых переменных, имеющих размерность длины, выберем характерную длину /, или масштаб длин. Для тела в форме шара в качестве масштаба длин можно взять радиус шара. Для крыла самолета за характерную длину обычно выбирают среднюю хорду крыла, являющуюся его характерной шириной. В качестве масштаба времени возьмем Т, для скоростей — К, давления — Р. Постоянные величины сами являются для себя масштабами. [c.578]

Рассмотрим плоское движение самолета, np,i котором траектория ого центра масс расположена в некоторой фиксированной вертикальной плоскости, служащей плоскостью материальной симметрии самолета. Силами, действующими на самолет, являются сила тяги винта Р, направленная по оси винта и составляющая с хордой крыла постоянный угол г -, сила тяжести G [c.268]

Назовем углом атаки а острый угол между хордой крыла и вектором скорости центра масс самолета v, отсчитываемый ОТ вектора скорости против часовой стрелки для наблюдателя, смотрящего на плоскость рисунка. Угол между горизонтальной осью х и вектором скорости V — угол подъема траектории центра масс — обо,значим через 0. Тогда ф = 0-f-а определит угол между осью х и неизменным направлением в движущемся теле ф называется углом тангажа. Дифференциальные уравнения движения самолета составим, пользуясь (5) и (6) это—уравнения движения центра масс в естественной форме [c.268]

При расчетах в качестве таких размеров для летательных аппаратов самолетных схем принято выбирать 5 — площадь крыла (площадь проекции крыла па базовую плоскость крыла, т. е. такую плоскость, которая содержит центральную хорду рассматриваемого крыла и перпендикулярна плоскости симметрии летательного аппарата) I — размах крыла (расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными базовой плоскости летательного аппарата и касающимися концов крыла) Ь — хорда крыла. Если крыло имеет переменную по размаху хорду, то в качестве характерного размера выбирается Ьд — средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла. [c.28]

При определении моментов Му , Му, Мха, Мх характерным размером выбирают размах крыла I, а при вычислении моментов тангажа Мг и М — хорду крыла. [c.28]

Таким образом, суммарный средний угол скоса потока за крылом тем больше, чем меньше размах и больше хорда крыла, т. е. чем меньше вытянутость крыла вдоль размаха, характеризуемая удлинением Хкр = / ср- [c.169]

Найдите подъемную силу, лобовое сопротивление и момент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для тонкого прямоугольного крыла, движущегося в воздушной атмосфере (роо = 9,8-10 Па к = Ср/су = 1,4) со сверхзвуковой скоростью (М о= 2) под малым углом атаки а = 0,1 рад. Хорда крыла 1 — 2 м размах Z = 6 м. [c.217]

Рассчитайте параметры обтекания тонкого прямоугольного крыла, расположенного в сверхзвуковом потоке с числом Мо<,= 1,4 р = 9,8- Ю Па к = = Ср/су = 1,4) под малым углом атаки а = 0,1 рад. Хорда крыла 5 = 4 м размах / = 6 м. [c.217]

Найдите соответствующее распределение коэффициента давления для крыла конечной толщины в том же сечении, верхний контур которого задан уравнением У , = 0,125 X (1 — х/ о), а нижний — уравнением г/ = 0,1 х (1 — х/Ьр) (хорда крыла Ьд = 2 м). Вычислите коэффициенты сечений и т при М о = 0,8. Угол атаки а = 0,1. [c.256]

Вычислите скосы на треугольном крыле, обтекаемом неустановившимся сверхзвуковым потоком (число = 2). Угол стреловидности / = 45°, корневая хорда крыла = Ь ы. [c.258]

Определите производные с1 и с1 треугольного крыла, обтекаемого не-установившимся сверхзвуковым потоком при Моо = 2. Корневая хорда крыла == = 5 м, угол стреловидности х = 45°. [c.260]

Производные, вычисленные в задаче 9.104, отнесены к средней аэродинамической хорде Ьд. Найдите соответствующие производные, пересчитанные на корневую хорду крыла Ь . [c.260]

Хорда крыла в сечении р (с координатой = Со ) в безразмерной форме (для .Р = К1Ь, = 1) [c.292]

Находим относительное расстояние центра давления от передней точки корневой хорды крыла [c.626]

Формулы (2.3.10), (2.3.11) пригодны для определения коэффициента Ар в окрестности корневой хорды крыла, форма которого отличается от треугольной. При этом должно быть выполнено условие, в соответствии с которым линия Маха, выходящая из точки А боковой кромки, проходит за точкой С задней кромки, расположенной на корпусе, т. е. боковая кромка не оказывает влияния на область переноса нормальной силы. Это будет иметь место, если [c.165]

Рули, расположенные вдоль задней кромки. Для оценки эффективности органа управления, занимающего внешнюю часть задней кромки, примыкающую к концевой хорде крыла, можно исходить из соотношения (3.3.3) и соответствующих расчетных данных на рис. 3.3.2. [c.265]

Для руля, внутренняя кромка которого доходит до корневой хорды крыла, коэффициент ( 1)0.п = 1. поэтому [c.265]

Коэффициент 2 в (3.3.10) зависит от относительной хорды руля 6р = = bJb и определяется по графику на рис. 3.3.3. Если значения хорды по размаху руля и крыла переменные, то Ьр выбирается для среднего сечения руля, а величина Ь берется равной хорде крыла в этом сечении. [c.265]

Для выяснения условий, при соблюдении которых уравнения движения будут одинаковы, или движения подобны, напишем уравнения Стокса (III.41) для случая плоского потока в безразмерном виде. В качестве масштаба длины выберем какой-либо характерный размер тела I (хорда крыла, диаметр или радиус трубы и др.), а в качестве масштабов скоростей, давлений, плотностей, температур и пр. — их характерные значения (на бесконечности, средние по объемным, массовым расходам и пр.). [c.226]

Если за линейный размер для корабля взять его длину и для самолета — хорду крыла, то числа Re в обоих случаях изменяются в пределах 10 —10 . В гидротурбинах за характерный линейный размер обычно берут диаметр рабочего колеса. Тогда число Re для турбин изменяется в пределах 10 —10 . [c.229]

При обтекании крыла вязкой жидкостью силу R следует вычислять, принимая во внимание циркуляции скорости по контуру линии раздела пограничного слоя и зоны потенциального потока, охватывающему также аэродинамический след циркуляция будет выражать при этом напряженность вихрей, возникающих в пограничном слое и в аэродинамическом следе. Величину этой циркуляции полагают пропорциональной произведению характерной скорости потока — именно скорости Vao — нз Характерный размер профиля в направлении течения— хорду крыла L, записывая ее выражение в виде [c.160]

Положительные углы атаки соответствуют направлению хорды крыла под уклон , а отрицательные — направлению хорды на подъем . [c.162]

Определить, на каком расстоянии г от хорды крыла скорость уменьшится на 10%. Найти также циркуляцию скорости Г. [c.49]

Какой величины должны быть угол атаки а (т. е. угол, образованный хордой крыла с направлением скорости скольжения и), чтобы угол планирования был минимальным [c.73]

При расчёте стабилизаторов, установленных на крыльях для регулирования (фиг. 22), исходят из того, что эпюра нагрузки по длине равномерная, а по хорде — треугольник, аналогично хорде крыла. Нагрузка определяется по средней хорде стабилизатора [c.220]

Выберем в качестве масштаба скорости величину аУд (при течении в трубе аУд — расходная скорость потока при обтекании тела неограниченным потоком аУд — скорость вне пограничного слоя) в качестве масштаба температур — разность между температурой омываемого тела и масштабной температурой потока д (при течении в трубе д — или температура потока при входе в трубу, или среднерасходная температура потока при обтекании неограниченным потоком д — температура вне теплового пограничного слоя) в качестве линейного размера — некоторую длину I (диаметр трубы, хорда крыла, длина пластины). [c.27]

При решении задач о распределении давлений и аэродинамич, нагрузок по хорде крыла его заменяют ) системой П. в,, непрерывно распределённых по контуру ( профиля крыла или по ср, линии профиля (в теория ( [c.118]

САХ — средняя аэродинамическая хорда крыла. [c.14]

Расстояние между вихрями i = 0,8/, где I — размах крыла диаметр вихря d= 0,17/. Интенсивность вихрей тем больше, чем больше средняя аэродинамическая хорда крыла, угол атаки и скорость полета. [c.43]

Определите аэродинамические производные с с т° для двух сечений треугольного крыла (2 = 0,125 I я = 0,375 /), обтекаемого неустановнв-шимся сверхзвуковым потоком при Моо = 2. Корневая хорда крыла o = 5 м угол стреловидности х = 45°, [c.260]

Здесь за характерный размер I принята длина средней аэродинамической хорды крыла бсАх = 1,5, а значение аэродинамического коэффициента (с )оп =2,31 взято из решения задачи 11.63. [c.624]

На рис. 5.3.15 показана схема сдува пограничного слоя с внешней поверхности закрылка (схема I). Двигатель 1 укреплен на крыле 3 для более эффективного воздействия на двух- или трехщелевой закрылок 4. На передней кромке крыла установлены предкрылки 2, увеличивающие хорду крыла (примерно на 10%). Закрылки на задней кромке крыла занимают 304-40 % хорды и располагаются по всему размаху крыла. [c.380]

Поскольку Г имеет размерность [о1 ([ ] — размерность длины), то П. с. можно выразить равенством У — Сур8и 2, где 5 — величина характерной для тела площади (напр., площадь крыла в плане, равная ЬЬ, если Ь — длина хорды профиля крыла), Су — безразмерный коэф. П. с., зависящий в общем случае от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Не и Маха М. Значение Су определяют теоретич. расчётом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, для крыла бесконечного размаха в дло-скопараллельном потоке при небольших углах атаки Су = 2ш(а — ао), где а — угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла), ав — угол атаки при нулевой П. с., т — коэф., зависящий только от формы профиля крыла, напр, для тонкой слабоизогнутой пластины т — л. В случае крыла конечного размаха Ь коэф. т = л/(1—2 Х), [c.670]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...