Силы действующие на тонкое крыло

Силы, действующие на тонкое крыло [c.341]

Библиографические указания. Определению сил, действующих на тонкие тела, которые движутся в потоке жидкости или газа, посвящена обширная литература [4, 5, 12, 14, 15, 24, 27, 28, 31, 39, 43, 52, 67, 74]. Изложение этого вопроса применительно к задачам аэроупругости можно найти в книгах [4, 15, 39, 67]. Приближенные формулы для больших сверхзвуковых скоростей приведены в статьях [27, 31, 74] сопоставление этих формул дано в книге [15]. Области применения различных аэродинамических теорий приведены в табл. 1 [39]. В этой таблице к — приведенная частота по выражению (7) 6 — отношение толщины или амплитуды к хорде крыла 1, — удлинение (отношение длины крыла к хорде). [c.473]

Задача об обтекании вихря под свободной поверхностью тяжелой жидкости была решена Л. Н. Сретенским в 1933 г. и опубликована им в 1936 г. Однако М. В. Келдыш и М. А. Лаврентьев воспользовались принадлежащими Келдышу (1935) более простыми решениями задач о движущихся под поверхностью воды особенностях. Ими было получено основное интегральное уравнение для тонкого крыла, решение которого отыскивалось путем разложения в ряд по малому параметру 2а/А, где 2а — длина хорды крыла, а Л. — его погружение. Были получены также общие формулы для сил, действующих на крыло, и решены частные задачи о плоской пластинке, дужке круга и вытянутом эллипсе. [c.14]

В линеаризованной аэродинамике сложная область занятая возмущенным движением газа, с границами, совпадающими с поверхностью тонкого крыла, заменяется внешностью плоской пластинки, к которой по предположению близка поверхность тонкого крыла. Граничные условия обтекания на поверхности обтекаемого крыла с удержанием только малых первого порядка переносятся соответственно на разные стороны плоской пластинки. После этого рассматривается движение жидкости или газа в бесконечном пространстве, а граничная плоская пластинка представляется как поверхность разрыва давления и скорости разрыв давлений уравновешивается при этом внешними распределенными силами, действующими на жидкость или газ со стороны крыла. В приближенной постановке эти силы действуют на жидкость или газ со стороны пластинки. При рассмотрении движения бесконечной жидкости с разрывом скоростей на поверхности разрыва, соответствующей крылу, необходимо вводить внешние распределенные силы. [c.349]

Отметим, что при увеличении угла атаки растет и лобовое сопротивление. Отношение полезной подъемной силы к вредной силе лобового сопротивления определяет качество крыла . Для легких спортивных самолетов и истребителей это отношение находится в пределах 12 +15, а для тяжелых грузовых и пассажирских самолетов оно достигает величин 17 + 25. Аэродинамическое качество повышается при улучшении обтекания (уменьшении С ) и увеличении отношения размаха крыла Ь к длине его хорды Ь. Из распределения сил давления следует, что равнодействующая этих сил смещена к передней кромке крыла. Это необходимо принимать во внимание при определении моментов сил, действующих на крыло и определяющих устойчивость самолета. Весьма поучительным является опыт с тонким диском, находящимся в потоке воздуха. Если струю от вентилятора направить на диск, который может свободно вращаться вокруг вертикальной оси (рис. 4.31), то диск займет устойчивое положение, при котором его плоскость перпендикулярна потоку воздуха. Если диск случайно повернется, и кромка окажется ближе к вентилятору, чем кромка К , то возникнет подъемная сила, точка приложения которой будет расположена между кромкой и осью вращения диска. Момент этой силы повернет диск в исходное устойчивое положение. Отметим, что положение, при котором плоскость диска направлена по потоку, является также положением равновесия, однако это равновесие является неустойчивым. [c.84]

На рассматриваемое тонкое крыло набегает со скоростью с поток жидкости бесконечной глубины. Будем считать движение жидкости установившимся и найдем силы, действующие на крыло. [c.106]

Определим, далее, действующую на крыло силу сопротивления (это есть волновое сопротивление, имеющее такую же природу, как и волновое сопротивление тонких тел см. 123). Для этого надо спроектировать силы давления на направление оси jf и проинтегрировать эту проекцию по всему контуру профиля. Для коэффициента силы сопротивления получим тогда [c.654]

Задача 15.10. Самолет летит с Мн = 3 на высоте Н=20 км. Определить силу сопротивления трения, действующую на крыло, с учетом сжимаемости воздуха. Принять, что крыло — бесконечно тонкая пластина размахом 10 и шириной 3 м, обтекаемая без образования ударных волн и что турбулентный пограничный слой начинается от передней кромки крыла. Ответ Л =3440 Н. [c.294]

Интерцепторы (прерыватели) представляют собой тонкие непрерывно колеблющиеся пластинки. Эти пластинки, установленные в середине или на концах крыльев или стабилизаторов, во время полета ракеты непрерывно выдвигаются вверх или вниз за плоскость крыла— стабилизатора. Если в одном из положений они задерживаются дольше, чем в другом, то создают аэродинамическую силу как горизонтальные воздушные рули, так как поток, обтекающий крыло, наталкивается на выдвинутую пластинку и создает момент, а затем срывается с поверхности крыла. Давление на эту поверхность крыла уменьшается, вследствие чего появляется подъемная сила. Если интерцепторы установлены на вертикальных крыльях и выдвигаются вправо и влево, то они действуют как рули управления по направлению. [c.107]

Чтобы лучше представить, как создается у крыла подъемная сила, проделаем простейший опыт. Возьмем лист тонкого картона и начнем быстро продвигать его под углом в 5—10 градусов к направлению его движения. На лист картона при этом будет действовать сила воздушного сопротивления она будет стремиться отклонить его одновременно назад и кверху (рис. 110). [c.98]

Рис. 1.8. Примеры самовозбуждаюшихся колебаний а — сухое трение между массой и движущимся ремием б — аэроупругие силы, действующие на тонкое крыло в — отрицательное сопротивление в цепи с активным элементом.

Теперь применим то же рассуждение к наклонной плоскостной пластине, для того чтобы изучить законы подъемной силы, созданной тонким профилем крыла. Вывод заключается в том, что положительное давление создается на нижией поверхпости, а отрицательное давление — на верхней (рис. 45). Величины измепения давления соответственно - -ри а л/М — 1 и —pU a/ /M — 1, где а — угол атаки. Поэтому подъемная сила, действующая на площадь крыла, равную S, составляет 2р11 аЗ/ УМ — 1, а коэффициент подъемной силы Сь, определенный как (Lift) div pU S, становится равным 4а/л/М — 1. Например, в соответствии с этой формулой, Сь равняется 4а, если М — л/2 или 1,41, и равняется 1,41а, если М — 3. Коэффициент подъемной силы уменьшается с увеличением числа Маха. Это также верно для коэффициента лобового сопротивления. [c.118]

К работам по теории крыла конечного размаха тесно примыкают исследования взаимодействия несущих поверхностей с телами вращения (интерференция). А. А. Дородницыным (1944) было предложено решение задачи об определении несущих свойств системы, состоящей из крыла большого удлинения и тонкого длинного фюзеляжа. Крыло заменялось несущей линией (пронизывающей фюзеляж) с переменной по размаху циркуляцией и сходящими с нее свободными вихрями, а фюзеляж — соответствующими особенностями, расположенными на оси. В. Ф. Лебедев (1958) обобщил метод А. А. Дородницына на случай стреловидного крыла и крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем. В работе А. А. Никольского (1957) предложено правило расчета подъемной силы а индуктивного сопротивления и рассмотрены некоторые задачи оптимизации системы крыло — фюзеляж в случае, когда крыло мало возмущает осесимметричный поток вокруг фюзеляжа. Вихревые линии, сходящие с крыла, при этом криволинейны и расположены вдоль линий тока исходного осесимметричного потока около изолированного фюзеляжа. А. И. Го-лубинский (1961) разработал метод решения задачи для обтекания крыла с бесконечно длинным цилиндрическим фюзеляжем. При этом для крыла использовалась теория несущей поверхности, а на поверхности фюзеляжа удовлетворялись граничные условия и путем разложения в ряды с помощью цилиндрических функций решалась соответствующая краевая задача. Расчет и опыты показали, что если диаметр фюзеляжа сравним с размахом крыла, то аэродинамическая сила, возникающая вследствйе интерференции, получается того же порядка, что и сила, действующая на изолированные консоли крыла. [c.97]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...