Подъемная сила крыла

Н. Е. Жуковский (1847— 1921) является основателем одной из важнейших областей механики — аэродинамики. Кроме того, он написал большое число выдающихся работ по гидромеханике, гидравлике и динамике твердого тела. Работа Н. Е. Жуковского О присоединенных вихрях послужила теоретической основой для определения подъемной силы крыла самолета. [c.6]

Используя постулат Чаплыгина — Жуковского (165.45), величину подъемной силы крыла самолета запишем в виде 2 [c.271]

Вместо подъемной силы крыла часто пользуются так называемым коэффициентом подъемной силы, определяемым как [c.260]

Задача о вычислении подъемной силы крыла сводится по теореме Жуковского к задаче о вычислении циркуляции Г. Эта задача может быть решена в общем виде для хорощо обтекаемого [c.266]

Из первых двух уравнений прямо определяем подъемные силы крыльев [c.58]

Согласно теореме Бернулли, выраженной в этом случае в форме (134), местное увеличение скорости на верхней поверхности крыла приводит к уменьшению давления, или, что то л<е самое, к увеличению разрежения в потоке по сравнению с давлением вдалеке от крыла. На нижней поверхности сохранятся положительные разности давлений. За счет этой разницы давлений возникает подъемная сила крыла Р (рис. 327). Аналогичная подъемная сила образуется и на лопатках рабочих колес турбин и насосов. Сумма моментов этих сил относительно оси вращения колеса определяет вращающий момент, приложенный к рабочему колесу турбины или насоса. [c.248]

Н. Е. Жуковский доказал основную теорему о подъемной силе крыла, сформулировал гипотезу для подсчета циркуляции скорости около профиля крыла с острой задней кромкой, предложил ряд теоретических профилей крыльев и разработал вихревую теорию гребного винта. Все это сделало его творцом новой науки —аэромеханики, являющейся теоретической основой авиационной техники. [c.18]

Циркуляционное течение складывается с течением набегающего потока. При этом над крылом скорости того и другого течения совпадают по направлению, а под крылом направлены противоположно (см. рис. 120). Следовательно, циркуляционное течение увеличивает скорость потока над крылом и уменьшает ее под крылом. В результате этого давление под крылом возрастает, а над крылом уменьшается. Это и обусловливает возникновение подъемной силы крыла. [c.151]

В связи со скосом потока вектор подъемной силы крыла поворачивается на тот же угол Аа, так как его направление всегда перпендикулярно к истинному направлению потока (рис. 10.76). Проекция подъемной силы крыла конечного размаха ) на направление невозмущенного потока представляет собой силу так называемого индуктивного сопротивления-. [c.100]

Н. Е. Жуковский доказал, что источником подъемной силы крыла является циркуляционное движение жидкости вокруг его профиля (см. рис. 8.5, а), и установил зависимость между подъемной силой Яу и циркуляцией скорости [c.127]

Рис. 10.12. Влияние числа кавитации на коэффициент подъемной силы крылся вого профиля

Коэффициент подъемной силы крыла, набранного из профилей одного семейства и обтекаемого несжимаемым потоком, определяется по формуле [c.170]

Коэффициент подъемной силы крыла (для = 1/Ь = 3) [c.237]

Подставляя сюда выражения для р,, р , р и интегрируя, находим коэффициент подъемной силы крыла, который определяется по формуле (8.59). Внося в нее значение 1/Ь = 1,5, получаем = 0,2693. [c.239]

При горизонтальном движении подъемная сила крыла равна его весу, т. е. Y=С. Зная величину скоростного напора <7 = р< К1/2 и площадь крыла 5 р, находим коэффициент подъемной силы [c.240]

Найдите коэффициент подъемной силы крыла, расположенного на корпусе в виде тонкого тела вращения, если известны значения этого коэффициента для всей модели летательного аппарата с р.г == 1,9, а также значения /Ст.и = с т/с кр = [c.593]

Рассчитайте коэффициент подъемной силы крыла с рулем при скорости полета = 0,6 под углом атаки а =5°. Геометрические характеристики крыла [c.596]

Этому значению соответствует коэффициент подъемной силы крыла при наличии корпуса [c.604]

Схемы крыльев с закрылком и предкрылком изображены на рис. 11.25, а на рис. 11.26 показаны зависимости коэффициента подъемной силы крыльев Су без механизации, с предкрылком и закрылком от угла атаки а. Видно, что отличие [c.625]

Рис. 12.4. Коэффициент подъемной силы крыла

Коэффициент подъемной силы крыла [c.725]

Интерцептор представляет собой тонкую пластинку, которая располагается в крыле и может выдвигаться над его поверхностью (рис. 1.9.8). Управляющий эффект обусловлен торможением потока, когда интерцептор находится в выдвинутом положении [15]. При торможении потока происходит увеличение давления на части поверхности крыла перед интерцептором. Кроме того, при дозвуковых скоростях полета интерцептор способствует повышению скорости обтекания противоположной стороны крыла и, следовательно, некоторому снижению давления, что приводит к увеличению результирующего управляющего усилия. Оно изменяет подъемную силу крыла и создает момент крена. [c.80]

Этим задерживается его срыв и обеспечивается увеличение подъемной силы. Полный прирост подъемной силы обусловлен собственным ее значением для предкрылка, которое может достигать при больших углах атаки 20% подъемной силы крыла. Возникающий скос потока за предкрылком препятствует срыву потока и тем способствует дополнительному увеличению подъемной силы. Такие предкрылки применяются как на прямых, так и на стреловидных крыльях, причем в некоторых случаях они устанавливаются не по всей длине консоли крыла, а только перед отклоняющимися рулями, чтобы предотвратить срыв потока с них и тем самым повысить эффективность при больших углах отклонения. [c.107]

Весьма эффективными приспособлениями для повышения максимальной подъемной силы крыла являются щитки-закрылки. Одна из разновидностей, так называемый простой щиток (рис. 1.12. 8, а), представляет собой пластину, размещаемую на нижней стороне крыла и имеющую возможность отклоняться вниз. Отклоняясь, он создает подпор под крылом, способствуя возрастанию подъемной силы. При этом щиток как бы увеличивает кривизну профиля. Кроме того, между отклоненным щитком и крылом образуется застойная вихревая зона с пониженным давлением. Благодаря этому происходит отсос пограничного слоя на верхней поверхности, чем достигается предотвращение его отрыва, которое приводит к дополнительному увеличению подъемной силы. [c.108]

Увеличить боковую силу и, следовательно, повысить маневренность можно при координированном развороте, осуществляемом с использованием подъемной силы крыла. При таком развороте необходимо, действуя элеронами, накренить аппарат и одновременно при помощи рулей высоты придать ему требуемый угол атаки. В этом случае, как видим, необходимую управляемость обеспечивает соответствующая координация отклонения элеронов и рулей высоты. При этом рули направления играют роль путевых стабилизирующих устройств. Возможно также комбинированное управление, обеспечивающее создание управляющих сил и соответствующий маневр с участием всех трех органов управления (по тангажу, рысканию и крену). Практически такой маневр по своей эффективности будет почти таким, как координированный разворот. [c.122]

Рис. 5.1.2. Зависимости коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы крыла Асу от коэффициента коли-

Пример 3.1.1. Определить параметры простого струйного закрылка, обеспечивающего коэффициент подъемной силы крыла ДСу — 3. [c.354]

Продольное расстояние между соплом двигателя и крылом (координата х), как видно из рис. 5.3.3, не оказывает существенного влияния на подъемную силу крыла. В то же время изменение угла наклона струи бу и отношения Уу(при г/с1у = 0) сказывается на величине этой силы заметно. [c.372]

Рис. 5.3.2. Влияние отношения скоростей Р//Роо на коэффициент потерь подъемной силы крыла для а = 0°, х1<1 = 14

Рис. 5.3.3. Влияние продольного смещения сопла на коэффициент потерь подъемной силы крыла для а = 0°, г1й = 0

Рис. 5.3.8. Влияние угла атаки а на коэффициент потерь подъемной силы крыла для х1й = 14

Рис. 5.3.11. Влияние размеров сопла на коэффициент потерь подъемной силы крыла для 1/у/Роо = 6, а = 0°, х Ь = 2

Рассмотрим происхождение подъемной силы крыла самолета, позволяющей осуществлять, полеты на аппаратах тяжелее воздуха. Этот вопрос выясняется при рассмотрении обтекания крыла бесконечного размаха или профиля крыла в плоскопараллельном потоке, который служит моделью обтекания средних сечений крыла, без учета влияния его концов. Развитие методов исследова шя плоскопараллельных течений идеальной жидкости является основой теории крыла в плоокопараллельном потоке. [c.265]

Это соотношение составляет содержание теоремы Жуковского подъемная сила крыла самолета равна произведению плотности, циркуляции скорости и скорости набегаюо его потока. Направление этой силы определяется поворотом скорости потока в бесконечности на прямой угол против направления циркуляции. [c.271]

П р и м е р 9. Реактивный самолет (рис. 42) веса Р под действием постоянной реактивной тяги Т летит поступательно, прямолинейно и р звно-мерно под углом а к горизонтальной плоскости. Распоряжаясь указанными на рисунке размерами а, Ь н с, определить отношение К полной подъемной силы, равной сумме подъемных сил крыла L и стабилизатора L, к полному сопротивлению самолета D (это отношение называют суммарным качеством самолета), а также раздельно L, L и D, выразив их через заданные вес Р и тягу Т. [c.57]

По формуле Жуковского, подъемная сила крыла единичного размаха с заданным профилем, обтекаемого несжимаемым потоком, Ка с = РооТоо Г ц. Кроме того, Уачс = Сг/анерсо Ь 2. ОтСЮДа ЦИркуЛЯЦИЯ СКОрОСТИ Гнс = Су пс Ы2 = [c.179]

Производная от коэффициента подъемной силы крыла по углу а определена ранее (Су)вр = 1,61. Так как площадь 5мид = = 3,14, а площадь крыла (сумма пло- [c.629]

Для этих целей может быть использовано У-образное нестреловидное крыло. Действительно, при наличии скольжения правое выдвинутое вперед крыло будет находиться под большим углом атаки, чем левое (Пп> Кд)-Возникшая разность подъемных сил крыльев приведет к созданию момента крена Мх, отрицательного по знаку, способствующего восстановлению равновесия (рис. 1.8.10). Такой же эффект достигается в случае применения стреловидных крыльев. При этом У-образность может быть и не обязатель- [c.68]

Угол атаки крыла а = 0. На графике рис. 5.1.2 приведены данные для крыльев с удлинением Хкр> Ю, определяющие изменение коэффициента лобового сопротивления Асх и приращение коэффициента подъемной силы крыла АсУа за счет воздействия струи газа на поток воздуха в функции [c.352]

На графиках рис. 5.3.2 показано изменение коэффициента подъемной силы крыла в зависимости от отношения скоростей V IVЕстественно, что с увеличением V У< индуцирующее влияние струи усиливается, причем это тем заметнее, чем ближе к оси струи располагается несущая поверхность. [c.372]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...