Крыло, влияние трубы

ВЛИЯНИЕ ТРУБЫ НА МОДЕЛЬ КРЫЛА. [c.136]

Модели для изучения явлений аэроупругости. Для исследования автоколебаний крыльев большого удлинения на динамически подобных моделях в аэродинамических трубах жесткостные характеристики модели обеспечивают с помощью балки-лонжерона переменного сечения (рис. 11.8). Аэродинамические обводы модели обеспечиваются с помощью легких каркасных отсеков, изготовляемых из фанеры и бумажной обшивки и укрепляемых на лонжероне в одной точке для исключения влияния отсеков на жесткость балки-лонжерона. После изготовления лонжеронов и отсеков суммарная их масса не должна быть больше расчетной. Недостающая масса конструкции модели компенсируется с помощью доводочных грузов, располагаемых на таком расстоянии от лонжерона, чтобы обеспечить требуемый момент инерции соответствующей части крыла [48]. [c.263]

В частности, явлением кризиса обтекания объясняется наблюдаемый факт резкого различия между максимальными значениями с щах коэффициента подъемной силы крыла, полученными при лабораторных исследованиях в аэродинамических трубах (сравнительно малые рейнольдсовы числа) и на самолете (большие рейнольдсовы числа). Известно, что коэффициент подъемной силы Су растет с углом атаки а до некоторого критического значения акр, при котором достигает своего максимального значения (рис. 213). Отход Су от линейной зависимости от а объясняется утолщением пограничного слоя в кормовой (диффузорной части) слоя и тем самым усилением обратного влияния пограничного слоя на внешний безвихревой поток. Это влияние приводит к значительному искажению внешнего потока и тем самым к нарушению теоретически предсказываемой в значительно более широком интервале углов атаки линейности зависимости с у (а). [c.542]

При изучении влияния фюзеляжа на аэродинамические характеристики крыльев, или влияния струи от винта, или, наконец, влияния свободных или твердых стенок аэродинамических труб, задача состоит в том, чтобы определить изменения движения, вызываемые наличием рассматриваемой границы. [c.394]

Полученные в предыдущих разделах результаты относительно влияния границ находят важное применение при внесении поправок в результаты опытов, произведенных в аэродинамических трубах, где струя дви жущейся жидкости ограничена неподвижными или свободными стенками. На опыты с аэродинамическими тележками также оказывает влияние близость земной поверхности. Поэтому необходимо оценить влияние свободных или неподвижных поверхностей, ограничивающих струю жидкости, и внося соответствующие поправки, вывести из данных опыта аэродинамические характеристики крыльев, находящихся в безграничной жидкости, т. е. в условиях, в которых находится в действительности самолет, летящий над Землей на достаточной высоте. [c.448]

Влияние положения крыла внутри круглого сечения трубы. [c.468]

Уже в первых исследованиях ЦАГИ им уделялось большое внимание. Так, в исследованиях, проведенных в большой московской аэродинамической трубе в начале 30-х годов, были получены материалы по определению основных характеристик горизонтального оперения, влиянию фюзеляжа и крыла на поток в области горизонтального оперения (В. П. Горский). Затем эти исследования были продолжены в 1936 г. (Е. И. Колосов, А. К. Мартынов). Были даны приближенный метод и необходимый экспериментальный материал для подбора размеров горизонтального оперения и центровки. [c.291]

С вводом в строй большой скоростной трубы появилась возможность поставить систематические опыты на полноразмерных моделях в большом диапазоне чисел М и получить вполне убедительные четкие результаты о влиянии сжимаемости воздуха на флаттер крыла. [c.309]

Необходимые данные определялись на режимах установившегося снижения при различных скоростях, измерялись и фиксировались высота, скорость, угол продольного наклона самолета, число оборотов двигателя. Принципиальную сложность представлял учет аэродинамического сопротивления воздушного винта и его влияния на обдуваемую им поверхность самолета. Поэтому зачетные режимы выполнялись в различных условиях с выключенным и с работаюш им на малом газе мотором. Нетрудно себе представить, что оба приема для сопоставления с результатами продувок модели в аэродинамической трубе требовали внесения поправки в измеренные значения коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы на влияние винта (его сопротивление, обдув струей винта крыла, оперения и фюзеляжа). Поправки, базирующиеся на расчетных данных, обеспечили получение весьма обстоятельных, хотя и не полностью взаимоувязанных результатов. [c.326]

Влияние стенок сводится к отклонению потока кверху на угол е следовательно подъемная сила отклоняется вперед на тот же угол, что имеет следствием уменьшение сопротивления по сравнению с крылом в неограниченном потоке. В то же время истинный угол атаки крыла будет больше, чем наклон хорды крыла к оси трубы, на тот же угол i- Следовательно поправки, которые надо прибавить к полученным в трубе величинам вследствие ограничения струи стенками трубы, имеют вид [c.137]

Сравнение этого результата с предыдущим показывает, что влияние боковых вертикальных стенок больше, чем горизонтальных. В обоих случаях влияние стенок приводится к изменению угла атаки и лобового сопротивления в трубе по сравнению с крылом в свободном потоке. [c.139]

Предыдущий анализ исследует влияние, оказываемое ограничением потока на крыло или систему крыльев, и дает поправки, которые нужно внести в значения угла атаки и коэфициента сопротивления, полученные в трубе. Влияние это сводится к отклонению потока на угол это отклонение увеличивается вблизи стабилизатора на добавочный угол Следовательно угол скоса Е и угол деградации стабилизатора будут в трубе меньше, чем в свободном потоку, и в них необходимо ввести следующие поправки [c.141]

При сравнении потоков вокр]уГ тел различной формы, но похожих др г на друга, например труб разных сечений, крыльев разных самолетов и т. п., число Ке примерно указывает на изменение соотношения между силами инерции и силами вязкости. Характер потока около тела, например отрыв потока, определяется не только формой тела, но и соотношением между силами инерции и силами вязкости. Для выяснения влияния этого соотношения на обтекание рассмотрим в следующем параграфе подробнее пограничный слой и связь его с вихреобразованием и отрывом потока. [c.390]

Аэродинамические трубы представляют, быть может, наиболее совершенные устройства для проведения экспериментов с моделями. Полученные в них данные первоначально истолковывались только с помощью инерциального масштабирования, например в случае замеров коэффициентов Со, С , См Для препятствия или крыла заданной формы при заданном угле атаки. К тому же, эти грубые данные требовали поправок тарирования на влияние державок модели, а также поправок на влияние стен и падение давления ( 102). Поскольку опыты проводились при разлииных числах Рейнольдса, часто возникали расхождения, в особенности в окрестности Кекр., и конкурирующие лаборатории иногда заявляли, что это результат ошибок эксперимента ). [c.151]

Наконец, нам следует рассмотреть совместное влияние упругих и иперциопных сил. Одип следуюгций простой пример. Предположим, что стреловидное упругое крыло выполняет снижение. Увеличение наклона благодаря снижению стремится изогнуть концы крыла вверх. Но поскольку снижение замедляется возросшей подъемной силой, то силы инерции стремятся изогнуть концы вниз. В этом примере видна сугце-ственная разница между реальным полетом и его моделированием в аэродинамической трубе в аэродинамической трубе движение модели обычно ограничено, так что снлы упругости моделируют, но без ком-иенснруюш,их нх сил инерции. [c.163]

Аналогичное явление повышенного влияния сжимаемости имеет место и при продувке единичного крылового профиля в аэродинамической трубе с рабочим участком, ограниченным твердыми стенками. Влияние увеличения стеснения потока помеш енным в него крылом на аэродиналшческие характеристики профиля быстро возрастает с уве-.чичением чис.ча М о набегающего потока. [c.366]

Более подробное изложение теории турбулентного движения жидкости прн налнчн шероховатости стенок можно найти в следующих статьях Л. Г. Л о й ц я п с к и й, Об универсальных формулах в теории сопротивления шероховатых труб. Труды ЦАГИ, вып. 250, 1936 К. К. Фсдяевскнн Примерный расчет интенсивности трения и допускаемых высот шероховатости для крыла. Расчет трения поверхностей с местной и общей шеро-.ховатостью. Там же, вып. 250, 1936 К. К. Федяевский и Н. Н. Фомина, Исследование влияния шероховатости на сопротивление и состояние пограничного слоя. Там же, вып. 441, 1939. [c.621]

Практика показала, что постройка таких больших труб вполне себя оправдывает. Так, например, в натурных трубах были разработаны капоты для моторов, было изучено взаимное влияние крыла, випта и фюзеляжа, разработаны так называемые зализы , что дало значительное увеличение сь оростп самолета и т. д. [c.588]

Каково же влияние этого угла атаки, индуцированного в бесконечности На самом крыле добавочная скорость равна нулю, как и инду-дированный угол, но по отношению к направлению потока, в свою очередь параллельному неподвижным стенкам аэродинамической трубы (фиг. 38.4), с которыми связана система отсчета, угол атаки крыла уменьшается на величину, которую мы будем называть кажуш имся йндуциро- ванным углом атаки и которая определяется следующим образом. [c.455]

Метод определения профильного сопротивления, предложенный Б. М. Джонсом, нашел широкое применение как при измерениях в полете, так и при измерениях в аэродинамических трубах [ ], [ ], [ ], [ ], [ ], [26], [39] [40] [46] [47] всех случаях получаются весьма удовлетворительные результаты. Г. Дёч [ ] показал, что при измерениях позади крылового профиля формулы Бетца и Джонса можно применять на расстояниях от задней кромки крыла, составляющих всего только 5% хорды крыла. В этом случае дополнительный член в формуле Бетца составляет по своей величине около 30% от величины первого члена. Особенно пригоден экспериментальный метод определения профильного сопротивления для установления влияния шероховатости обтекаемой поверхности на профильное сопротивление, а также для определения очень малого сопротивления ламинаризованных профилей. [c.680]

В середине 1933 г. Совет Труда и Обороны СССР утвердил генеральный план и стрюительную площадку для Нового ЦАГИ в пос. Стаханове под Москвой (ныне г. Жуковский). План строительства Нового ЦАГИ предусматривал создание блока натурных труб Т-101 и Т-104, блока малых труб Т-102 и Т-103, вертикальной штопорной трубы Т-105, скоростной трубы Т-106, комплекса для лабораторий статической и динамической прочности, высотной лаборатории и аэродрома для отдела летных испытаний и доводок. Размеры натурной аэродинамической трубы Т-101, оборудованной шестикомпонентными весами, позволяли испытывать в ней натурные самолеты с размахом крыла около 20 м и получать самые большие для того времени числа Рейнольдса при аэродинамических испытаниях. В натурной винтовой трубе Т-104 могли испытываться работающие силовые установки самолетов, а аэродинамическая труба больших скоростей открывала возможность изучения и решения проблем, связанных с влиянием сжимаемости возщха на аэродинамические характеристики перспективных самолетов. [c.11]

Значительное влияние на выбор конструктивно-силовой схемы К-1 оказало наличие на Ремвоздухозаводе-6 в Киеве, где строился этот самолет, большого числа стальных цельнотянутых углеродистых труб, ранее использовавшихся в конструкции самолетов-разведчиков типа Вуазен, и а1р1арату-ры для их автогенной сварки. Из этих труб впервые в СССР был изготовлен полностью сварной ферменный фюзеляж без внутренних проволочных растяжек, а также центроплан, связанный с фюзеляжем в одно целое, подкосы отъемных частей крыла, вертикальное оперение. С шивка носовой части фюзеляжа К-1 до конца пассажирской кабины выполнялась из гофрированного кольчугалюминия, а остальная часть фюзеляжа обшивалась полотном. Крыло и горизонтальное оперение с изменяемым в полете углом установки изготовлялись из дерева и имели полотняную обшивку. Эта смешанная деревянно-металлическая конструкция хорошо зарекомендовала себя в эксплуатации на относительно небольших самолетах с невысокими летными данными и была применена в последующем на большинстве самолетов, созданных под руководством К. А. Калинина — на пассажирских К-3, К-4, К-5, многоцелевых К-6, К-9, К-10 и даже на самолете-гиганте К-7, где такая конструкция оказалась уже недостаточно эффективной. [c.361]

Разработанные методы расчета позволили обоснованно определять наивыгоднейшую форму крыла в плане, влияние крыла на хвостовое оперение и тем самым выбирать его форму и расположение, учитывать взаимодействие несущих поверхностей (биплан, полиплан). Появилась возможность учитывать влияние винта самолета на распределение нагрузки по размаху и работу хвостового оперения, вводить обоснованные поправки в результаты эксперимента в аэродинамических трубах. [c.286]

Одновременно с созданием ПВРД для ИВС И. А. Меркулов- предложил применить ПВРД также в качестве дополнительного мотора , позволяющего летчику самолета с обычным поршневым двигателем в случае необходимости увеличить скорость полета. Дополнительные моторы ДМ-2 были изготовлены осенью 1939 г., испытаны в аэродинамической трубе ЦАГИ и установлены на истребителе И 152. Два двигателя ДМ 2 диаметром 400 мм, длиной 1500 мм и каждый массой по 19 кг с моторамой подвешивались на месте бомбовых балок под нижним крылом И-152, хвостовая часть фюзеляжа и оперение которого имели металлическую обшивку для защиты силовой конструкции от влияния выхлопной струи двигателя. В кабине летчика был установлен еще один сектор газа с вмонтированным в него тумблером зажигания ДМ-2. Питание горючим дополнительных моторов осуществлялось несколько модифицированной топливной системой самолета, ДМ-2 потребляли тот же бензин, на котором работал и основной поршневой двигатель самолета. Общий запас бензина обеспечивал продолжительность полета самолета с кратковременными включениями дополнительных моторов в течение не более 35 мин (У на рис. 8). [c.425]

При рассмотрении случая трубы с прямоугольным сечением мы будем предполагать, что крыло псмещено в середине трубы, а размах его направлен по горизонтали. Начало координат выберем в середине крыла, ось у направим вправо по горизонтали, ось г — вертикально вниз. Прежде чем рассмотреть прямоугольную трубу, исследуем влияние горизонтальных и вертикальных стенок в отдельности. [c.138]

Низкочастотные вихревые возмущения набегающего потока существенно влияют на ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое. Проникая в пограничный слой, они порождают полосчатую структуру - вытянутые в направлении потока полосы с повышенной и пониженной скоростью, которые появляются и исчезают с относительно низкой частотой [1]. При повышенной степени турбулентности (0,1% < возмущения скорости в полосчатой структуре достигают 10-20% скорости потока Моо и непосредственно приводят к ламинарно-турбулентному переходу [2]. В малотурбулентных аэродинамических трубах, где степень турбулентности потока меньше (е7-< 0,1%), амплитуда этих возмущений составляет всего несколько процентов и , однако и этого оказывается достаточно для ускорения перехода вследствие увеличения скорости роста волн Толлмина - Шлихтинга [3]. Особенно сильное влияние малая турбулентность внешнего потока оказывает на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле [4]. [c.111]

Влияние начальной турбулентности в рабочей части аэродинамической трубы на характер поляры исследуемого профиля крыла хорошо видно на рис. 1.1.7, где изображены зависимости су==су сх), полученные при одном и том же числе Rto =Vool/v. , но при разных значениях е. Нетрудно заметить, что при одном и том же значении Су повышение начальной турбулентности может привести к увеличению сопротивления профиля почти вдвое. [c.16]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...