Крыла поток

Картина обтекания крыла потоком существенно зависит от расположения крыла по отношению к потоку. Профиль крыла, который мы будем рассматривать, не имеет плоскости симметрии, поэтому для характеристики положения крыла по отношению к потоку приходится условно выбирать ту плоскость, относительно которой отсчитывается угол, образуемый крылом с направлением потока. Этот угол а (рис. 334) мы и будем принимать за угол атаки. [c.555]

В самолетах подъемная сила возникает в результате обтекания его крыльев потоком воздуха при движении самолета относительно окружающего воздуха. Необходимую скорость движения относительно воздуха самолету сообщает либо вращаемый мотором воздушный винт (пропеллер), либо реактивный двигатель, отбрасывающий назад поток воздуха. При этом возникает сила тяги , действующая на самолет и направленная вперед. [c.566]

Хотя, строго говоря, в природе плоских течений не встречается, однако существует много случаев, когда поток с достаточной для целей практики точностью может считаться плоским. Например, поток воздуха, обтекающий длинное цилиндрическое крыло (рис. 2.21, а), если из рассмотрения исключить области вблизи концов крыла поток воды в широком прямоугольном канале (рис. 2.21, б), если из рассмотрения исключить области, 52 [c.52]

В соответствии с гипотезой Чаплыгина—Жуковского при плавном обтекании крыла поток обычно не огибает заднюю кромку, а сходит с нее (рис. 9.13, в). При этом скорости на острых задних кромках несущей поверхности конечны. Сход потока с таких кромок сопровождается образованием начального (разгонного) вихря и, как следствие, формированием свободных нестационарных вихрей, отделяющихся от присоединенных. Изменение интенсивности присоединенных вихрей вызывает сход с них пелены свободных вихрей, параллельных присоединенному вихрю. Эта вихревая пелена располагается на самой несущей поверхности и за ее пределами, сходя с задней кромки. Таким образом, в этом случае циркуляция по произвольному контуру, охватывающему сечение крыла, не равна нулю. [c.289]

При обтекании профиля крыла потоком газа на крыле образуется критическая точка, в которой г = О, а р = р, р= р, Т= Т. Если на линии тока в действительности нет точки, где г = О, то параметры торможения можно ввести мысленно, как параметры, которые имела бы частица газа, если бы ее из данного рассматриваемого состояния затормозили обратимым адиабатическим путем до состояния покоя. [c.38]

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]

ЧАПЛЫГИНА — ЖУКОВСКОГО ПОСТУЛАТ—положение, согласно к-рому при безотрывном обтекании профиля крыла потоком идеальной жидкости или газа точкой плавного схода струй с его контура является хвостовая точка профиля. При этом предполагается, что хвостовая точка есть точка заострения. Если бы при безотрывном обтекании профиля идеальной жидкостью струи сходили с его контура не в хвостовой точке, а в к.-л. другой, то в угл. точке или точке заострения на хвостике скорость была бы бесконечно большой, что физически невозможно. Это обстоятельство можно рассматривать как обоснование Ч.—Ж. п. постулат является условием того, чтобы при обтекании профиля с одной острой кромкой скорость во всех точках была конечной. [c.447]

При боковом расположении воздухозаборник попадает в зону возмущенного фюзеляжем или крылом потока. Это обстоятельство отчасти является благоприятным, так как скачки уплотнения от расположенных впереди частей летательного аппарата увеличивают плотность и уменьшают число М потока перед воздухозаборником, что позволяет уменьшить площадь входа в воздухозаборник. Однако возмущенный фюзеляжем или крылом поток обычно не является равномерным, что ухудшает характеристики таких воздухозаборников. [c.262]

Назовем критическим числом Мкр такое значение числа Моо набегающего на крыло потока, при котором где-то на поверхности крыла местное число М становится равным единице, т. е. возникает скорость, равная местной скорости звука. [c.260]

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]

Рассмотрим обтекание двух крыльев потоком идеальной жидкости [c.398]

Концевые вихри, сбегающие с прямоугольного крыла. Благодаря применению подсоса при угле атаки в 24 по всей поверхности крыла поток остается присоединенным в отличие от течения на предьщущем снимке. Поэтому центры вихревых [c.53]

Картина элементарного потока в этом случае ограничена поверхностью и внутренностью конуса Маха, вершина которого лежит в точке приложения подъемной силы (фиг. 17)- На этой фигуре изображены также линии, указывающие направление потока в плоскости, перпендикулярной основному течению. Из чертежа видно, что на большом расстоянии позади крыла поток в окрестности оси тождествен с потоком, создаваемым дозвуковым подковообразным вихрем. Из этого рассмотрения можно заключить, что индуктивное сопротивление существует также и в сверхзвуковом случае. [c.35]

В пределах приближения линейной теории крыла поток, создаваемый тонким треугольным крылом, будет коническим потоком, если местный угол атаки будет функцией только азимута. Простейший пример такого рода есть треугольное крыло с постоянным местным углом атаки, т. е. плоская пластинка треугольной формы. [c.46]

При больших (так называемых сверхкритических) углах атаки при действительном обтекании крыла потоком с большими числами Рейнольдса происходит отрыв пограничного слоя с верхней стороны поверхности крыла за его передней кромкой и картина течения становится близкой к той, которая в рамках модели идеального газа [c.330]

Рассмотрим в рамках линейной теории малых возмущений обтекание крыла конечного размаха. Набегающий на крыло поток однороден в бесконечности перед крылом и направлен вдоль оси х. Примем, что точки поверхности крыла лежат на малом расстоянии от плоскости X, г и что направление нормали к поверхности крыла мало отклоняется от направления оси у, за исключением, может быть, малой окрестности кромок крыла, если они не заострены (рис.3.21.1). [c.373]

Перейдем к случаю сверхзвуковой скорости набегающего на крыло потока ). [c.378]

ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА ПОТОКОМ НЕСЖИМАЕМОЙ ЖИДКОСТИ 373 [c.373]

Обтекание решётки крыльев потоком несжимаемой жидкости [c.402]

Мы уже замечали, что благодаря конечности размаха крыла поток несколько искажается. Каждое сечение (г) крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение (2) стреловидного крыла с углом стреловидности х(2 ) бесконечного размаха, но при измененном угле атаки. [c.436]

Свободные вихри вызывают (индуцируют) в области между горцами крыла потоки, паправлсмные вниз, к-рые, налагаясь на набегающий поток, отклоняют последний вниз па угол Да (угол скоса потока). В резулг -тате подъёмная сила элемеита крыла, к-рая по теоре- [c.141]

Задачу о распределении продольных усилий по длине ребра (стрингера) переменного сечения, присоединенного к пластине, по-видимому, впервые в точной постановке рассмотрел Э. Рейсснер [72] на примере полубесконечной пластины, к которой нормально к границе присоединен стрингер, лагруженный на, конце оилрк . В этой работе было получено разрешающее сингулярное интегро- дифференциальное уравнение для продольных усилий в стрингере. Отмечена аналогия этого уравнения с уравнением Прандтля, получаемым при рассмотрении обтекания тонкого крыла потоком воздуха. Эта же аналогия отмечалась позднее С. Бенскоттером [52], который, как уже отмечалось, рассмотрел ребро конечной длины. Уравнение полученное Э. Рейсснером, оказалось достаточно сложным и в работе не решено. [c.170]

При дозвуковых скоростях полета образование индуктивного сопротивления объясняется скосом потока, сопутствующим созданию подъемной силы. Если крыло под действием потока создает подъемную силу, направленную вверх, то с такой же силой оно действует на воздух. Под воздействием крыла воздух отбрасывается вниз, т. е. приобретает некоторую вертикальную скорость Ув. Эта скорость пропорциональна подъемной силе п обратно пропорциональна массе воздуха, взаимодействующей с крылом в единицу времени. Если перед крылом поток был горизонтален, то позади него он скошен на неко1Торый угол V (рис. 2.17,а). Среднюю величину угла скоса в пределах крыла (здесь скос нарастает постепенно) обозначим буквой s. Для того чтобы создалась нужная подъемная сила Y, крыло должно иметь относительно направления полета угол атаки а, равный сумме истинного угла атаки аист и угла скоса s (рис. 2.18,а). Если бы скоса потока не было (рис. 2.18,6), то крыло Нужно было бы установить к направлению полета под углом, равны-м аист-В обоих случаях полные аэродинамические силы аэр [c.60]

Из картины обтекания крыла потоком видно, что скорость частиц у верхней поверхности крыла больше, чем у нижней, ибо С1руйкн тока вверху уже, чем внизу крыла. А по уравнению Бернулли давление больше там, где скорость меньше, следовательно, давление па верхнюю поверхность меньше, чем на нижнюю, что и является причиной подъемной силы. Разность давлений на верхней и нижней поверхностях легко обнаружить опытами. [c.396]

Характеристики (линии возмущения) АА и ААд, проведенные через переднюю кромку А, отделяют невозмущенный плоскопараллельный поток слева от крыла. Поток, расположенный за характеристиками ВВ и ВВ , проведенными через заднюю кромку В, также плоскопараллелеп. Между эгими крайними линиями возму]цения находится поток, возмущенный поверхностью крыла, причем вдоль каждой из полос между двумя бесконечно близкими характеристиками поток одинаков с потоком в непосредственной близости к соответствующему элементу поверхности крыла. [c.338]

Компоновка оперения. За крылом поток заторможен. Это приводит особенн на больших углах атаки и при больших числах М к снижению эффективност оперения, а завихрения от крыла могут вызвать бафтинг. Для предупреждени этого горизонтального оперения располагают ниже или выше зоны спутной стру крыла. [c.246]

Наблюдения показывают, что в начальный момент движения крыла поток вокрз гнего потенциал еп и циркуляция скорости отсутствует. При этом, ввиду несимметрии профиля, задняя критическая точка располагается обычно на верхней его части так, как показано на фиг. 126,а (точка В). Затем, под действием сил вязкости, частицы затормаживаются у контура профиля, образуя пограничный слой, который наращивается в направлении движения. Пограничный слой нижней поверхности обходит заднюю кромку профиля и встречает затем область нарастающего давления в связи с этим пограничный слой не дост11-гает критической точки, а отрывается и, сворачиваясь, образует вихрь, вращающийся в случае, показанном на фиг. 126,6, против часовой стрелки. При этом задняя критическая точка смещается вдоль потока до совпадения с задней кромкой профиля. В дальнейшем пограничный слой сходит с верхней и нижней дужек профиля в его задней кромке (фпг. 126,е). [c.307]

ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА ПОТОКОМ НЕСЖИМАЕМОИ ЖИДКОСТИ 371. ИЛИ после дифференцирования , 1 [c.371]

ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА ПОТОКОМ НЕСЖИМАЕМОИ ЖИДКОСТИ 383 ( = 8д в точке перехода) [c.383]

Таким образом, для определения обтекания тонкого профиля крыла потоком сжимаемой жидкости необходимо рассмотреть обтекание нe лiимaeмoй жидкостью профиля, утолщенного в направлении [c.401]

Когда коэф-ты Ах, A3, A и A определены для соответствующих б вышеуказанным способом, то можно построить и эту кривую. При наличии подъемной силы крыло отклоняет набегающий на него поток на нек-рый угол, а следовательно и сзади крыла поток будет также скошен на определенный угол (фиг. 16). Этот скос потока за к рылом вызывается как вихревой пеленой, так и присоединенными вихрями. Т. к. стабилизатор обычно располагается сзади крыла, тО он будет работать в потоке, уже возмуш,енно 11 крылом, и угол атаки стабилизатора нельзя уже будет опреде-тшть как угол между хордой стабилизатора и направлением движения всего самолета. В расчете устойчивости, когдэ приходится определять восстанавливающие. моменты стабилизатора и следовательно нахо- [c.60]

На фиг. 43, 44 и 45 приведено в аксонометрич. проекциях распределение давления ао полуразмаху прямоугольного крыла (А = 5). Как это обычно ради удобства принято, коэфициент давления р отложен не перпендикулярно к поверхности, а перпендикулярно к хорде крыла. Случай а = —4°20 соответствует С =0. Случай а = 8° (фиг. 44) соответствует летному углу атаки при еще вполне устойчивом обтекании крыла на это указывает линейный закон изменения давления на верхней поверхности в области положительного градиента давления. На концах крыла обнаруживается нарушение закономерности и пучности разрежения на верхней поверхности. Последнее вызывается присосавшимися в этом месте концевыми вихрями. Случай а = 20° соответствует ма1 симуму Су (фиг. 45). В этом случае вблизи концов крыла обтекание ёи е совершается без заметного срыва потока наоборот, в середине крыла поток уже сорвался [c.563]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...