Удлинение крыла и его влияние

Влияние удлинения крыла на аэродинамику самолета. [c.82]

Удлинение крыла оказывает влияние на аэродинамические характеристики как при малых, так и при больших скоростях полета. [c.82]

Рис. 3.11. К влиянию удлинения крыла при сверхзвуковом обтекании

Удлинение крыла и его влияние 106, IG [c.162]

Рис. 1.4. Влияние удлинения крыла на его несущие свойства

Отметим, что в области больших сверхзвуковых скоростей (М >2) влияние стреловидности и удлинения крыла уже выражено более слабо. [c.12]

Эффективное удлинение крыла зависит от нескольких параметров, их влияние учитывается в формуле [c.52]

Получены уравнения для амплитуды возмущений в вихревом следе за летательным аппаратом с крылом большого удлинения. Исследовано влияние частоты возмущающих факторов, близости земли и характеристик турбулентной атмосферы на эволюцию следа. [c.122]

Измерение давления на профиле и вычисление соответствующих аэродинамических характеристик. Для исследования распределения давления по профилю используется дренированная модель крыла, имеющая прямоугольную форму в плане и удлинение К—11Ь 5. При таком удлинении крыла его профиль, расположенный в середине, не испытывает влияния боковых кромок и рассматривается как профиль, принадлежащий крылу бесконечного размаха. На поверхности модели в центральном сечении, совпадающем с профилем, расположены дренажные отверстия с малым диаметром порядка 0,5 мм, воспринимающие давления, которые измеряются манометрами (рис. 4.1.17). Положение относитель- [c.166]

В соответствии с (6.13) коэффициент индуктивного сопротивления уменьшается с уменьшением угла скоса потока. Такое влияние удлинения на индуктивное сопротивление можно объяснить следующим образом. С физической точки зрения возникновение индуктивного сопротивления обусловлено потерями части кинетической энергии движущегося крыла, затрачиваемой на образование вихрей, сходящих с его кромок. При этом чем больше удлинение, тем меньше суммарный средний угол скоса потока за крылом за счет меньшего индуцирующего влияния этих вихрей. Соответственно меньше доля кинетической энергии движущегося крыла, идущая на вихреобразование, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления. [c.169]

При обращенном движении рассматриваемого крыла (рис. 8.21,6) давление постоянно на всей его поверхности и равно давлению на поверхности плоской пластины бесконечного удлинения, так как области влияния (конуса Маха с вершинами на передних точках концевых сечений О и О") не пересекают поверхность крыла. В этом случае коэффициент давления [c.233]

Более сложными являются исследования аэродинамики органов управления в том случае, когда интерференция между корпусом и оперением (крылом) оказывает существенное влияние на рули. Если орган управления, расположенный на задней кромке, имеет большое удлинение, то его аэродинамика может быть исследована при помощи элементарной теории стреловидности. [c.263]

Это влияние может привести к изменению аэродинамических характеристик по сравнению с линейной теорией. К сожалению, для органов управления в виде поворотных крыльев малого удлинения нелинейная теория не разработана. [c.274]

С начала второго десятилетия XX в. в связи с необходимостью решения конкретных задач, выдвигаемых авиацией, перед теоретической и экспериментальной аэродинамикой наиболее остро встали две основные проблемы изучение влияния удлинения и формы крыла в плане на аэродинамические характеристики крыла и исследование аэродинамических свойств профилей. Одновременно практика самолетостроения требовала создания методов аэродинамического расчета самолета и проектирования винтов. [c.287]

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]

Для крыльев малого удлинения грубая балочная схематизация работы крыла в первом приближении может быть осуществлена на модели, конструкция которой изображена на рис. 11.9 [12]. Однако модели решетчатой схемы не учитывают перераспределения внутренних усилий за счет влияния обшивки и в большинстве случаев существенно искажают характер работы крыла на изгиб и кручение. [c.263]

В теории элемента лопасти вычисляют силы, которые действуют на лопасть при ее движении в воздухе, а по ним рассчитывают силы и аэродинамические характеристики всего несущего винта. Теория элемента лопасти — это, по существу, теория несущей линии, примененная к вращающемуся крылу. Предполагается, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа и остальной части винта полностью учтено в индуктивном угле атаки сечения. Следовательно, для решения задачи нужно рассчитать индуцируемые следом скорости на диске винта. Это можно сделать с помощью импульсной теории, вихревой теории или численными методами, учитывая неравномерность поля скоростей протекания. Теория несущей линии основана на предположении, что крыло имеет большое удлинение. Удлинение к лопасти несущего винта связано с коэффициентом заполнения и числом лопастей соотношением % = R/ = N/п)а. Для вертолетных несущих винтов с их малой нагрузкой на диск предположение о большом удлинении обычно справедливо. Однако даже при большом геометрическом удлинении могут существовать области, в которых велики градиенты нагрузки или индуктивной скорости, вследствие чего эффективное аэродинамическое удлинение может оказаться малым. Для несущего винта примерами таких областей с большими градиентами являются концевая часть лопасти и то место на ней, вблизи которого проходит вихрь, сбегающий с предшествующей лопасти. [c.59]

В классической теории несущей линии рассматривается плоское неподвижное крыло большого удлинения в установившемся потоке. Применяется линеаризация, состоящая в том, что крыло и пелена описываются плоскими слоями вихрей. Допущение большого удлинения позволяет разделить задачу на две. Первая (внутренняя) задача касается аэродинамики сечения крыла. Обтекание принимается локально двумерным, а влияние остальных частей крыла и пелены описывается постоянной по сечению индуктивной скоростью, вызывающей изменение его угла атаки. Для определения аэродинамических нагрузок сечения (подъемной силы, сопротивления и момента) используются либо теория профиля, либо экспериментальные данные. Вторая (внешняя) задача состоит в определении индуктивных скоростей. Крыло изображается присоединенным вихрем, с которого [c.429]

На уменьшение степени путевой статической устойчивости самолета на сверхзвуковой скорости может оказывать влияние заметное уменьшение местного скоростного напора в области расположения вертикального хвостового оперения, когда последнее оказывается в зоне спутной струи крыла и фюзеляжа (затенение вертикального оперения спутной струей крыла и фюзеляжа). Это может произойти на самолетах со стреловидным крылом и особенно на самолетах с крылом малого удлинения, у которых диапазон эксплуатационных углов атаки и корневая хорда крыла по сравнению с самолетами, имеющими крыло большего удлинения, значительно больше. На работу вертикального оперения могут заметно влиять и вихри сравнительно большой интенсивности, сбегающие с длинного остроносого фюзеляжа па больших углах атаки. Путевая устойчивость самолета может ухудшаться также и из-за интерференции потоков, обтекающих хвостовую часть фюзеляжа и вертикальное хвостовое оперение. [c.96]

Еще трудней обеспечить высокую степень путевой статической устойчивости самолета в полете на больших углах атаки как при сверхзвуковых, так и при дозвуковых скоростях полета. Большое удлинение фюзеляжа у современных самолетов увеличивает влияние сбегающих с него вихрей на эффективность вертикального хвостового оперения. Существенно сказывается также затенение вертикального оперения спутной струей крыла. В результате степень путевой статической устойчивости с ростом угла атаки обычно уменьшается (рис. Ъ,а). [c.98]

Расчет обтекания треугольных крыльев малого удлинения с отрывом потока, включая стреловидные крылья при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, приводится в работах [6—151. Эти методы расчета являются приближенными и основаны на линейной теории влияние угла атаки, кривизны, толщины рассчитываются в отдельности и затем суммируются. Несмотря на большой угол схода вихрей, при соответствующем его выборе расчетные значения нормальной составляющей силы и положение центра давления для треугольных крыльев с удлинением 1—4 хорошо согласуются с экспериментом. [c.201]

Расчеты обтекания треугольного крыла (ромбовидного поперечного сечения) [4] были выполнены при допущении о справедливости закона плоских сечений для крыльев предельного малого удлинения и при замене вихревой пелены дискретными вихрями. Как показало сравнение с экспериментом, результаты расчетов с качественной стороны правильно отражают влияние толщины крыла на характеристики обтекания. В этом случае вихревая пелена сходила с кромки крыла по касательной к нижней поверхности крыла (при положительных углах атаки). [c.241]

Заделка и напряжения. Особенностью работы и расчета силовых схем крыльев малого удлинения является то, что влияние заделки распространяется на все крыло, а не только на корневой участок, как это происходит в крыльях больших н средних удлинений. [c.237]

Однако вблизи концов А ж В формула эта перестает быть верной даже для крыльев с большим размахом, и скорость в этих точках уменьшается больше чем наполовину по сравнению с ее значением в центре. При малых же удлинениях влияние концов сказывается во всех точках крыла поэтому необходимо строгое применение формулы (26.12). [c.296]

Основное влияние проявляется в изменении коэффициента кх (34.2). В самом деле, если учесть данное уточнение, то угол крыла с удлинением должен увеличиться на Аа, чтобы можно было получить прежнюю величину С. [c.390]

Вычислите аэродинамические производные тонкого прямоугольного крыла конечного размаха, обтекаемого неустановившимся сверхзвуковым потоком в в случае малых чисел Струхаля. Удлинение крыла = 2,5 ширнна = 2 м число Моо = 1,25. Определите составные части производных, соответствующие крылу бесконечного размаха, и оцените влияние на эги производные удлинения. [c.261]

Форма в плане определяется видом на крыло сверху. Форма в плане непосредственно связана с удлинением и сужением крыла и влияет на коэффициент 1Шдуктивного сопротивления, характеристики сваливания и вес крыла. Кроме того, удлинение крыла оказывает влияние на летные характеристики. [c.67]

При уменьшении удлинения крыла характеристика С уменьшается за счет усиления влияния так называемого концевого эффекта — перетекания воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю через боковые кромки и связанного с ним выравнивания давлений, действующих на нижнюю и верхнюю поверхности крыла. Чем меньше удлинение крыла X, тем меньше величи- [c.9]

При сравнительно больших сверхзвуковых скоростях (число М= 1,8- 2,3) изменение стреловидности и удлинения крыла не оказывает столь значительного влияния на величину /Стах Поэтому удлинение и стреловидность крыла могут выбираться уже из других условий, например из условий обеспечения высоких маневренных свойств самолета в области больших дозвуков .х и небольших сверхзвуковых скоростей и т. д. [c.22]

Предметом исследований может быть влияние различных факторов турболизаторов крыла на характер полета модели, угла поперечного V на ее устойчивость, удлинения крыла на качество планирования и т. д. Очень важно в процессе эксперимента вести [c.134]

Результаты исследования координаты г , полученные по аэродинамической теории тонкого тела [18], приведены в табл. 2.5.1 в виде зависимости безразмерного параметра 2, = (2 — г)кр/(5т — г) р от отношения (гт)кг> = = /(5т)кр- Эта зависимость, как видно из табличных данных, весьма слабая, что свидетельствует о возможности осуществлять приближенный расчет боковой координаты вихря без учета интерференции с корпусом, т. е. для изолированного крыла. При этом такой расчет, основанный на линеаризованной теории, позволяет учесть влияние числа Мю, сужения Г1 р = Ь р/Ькц. удлинения Х р = 2 (5т — г)/Ьсц и угла стреловидности tgyJ 2. Соответствующие [c.198]

К концу XIX в. в результате главным образом экспериментальных исследований пластинок различной формы было установлено влияние вогнутости и удлинения на увеличение подъемной силы, были получены лервые данные о целесообразности использования разрезных крыльев. Предпринимались попытки теоретически решить задачу о подъемной силе крыла (Д. К. Чернов, 1883—1893 гг. Ф. Ланчестер, 1891 — 1894 гг.). К 80—90 годам относятся разработки конструкций и летные испытания первых самолетов в России (А. Ф. Можайский, 1882 г.), в Англии (Г. Филлипс, 1892 г. X. Максим, 1898 г.), во Франции (К. Адер, 1897 г.). [c.285]

В отношении нового правила подобия для потока вблизи скорости звука возникает вопрос, насколько это правило зависит от предположения двумерности потока. При линейной теории по этому правилу влияние удлинения и формы в плане возрастает при числе Маха, приближающемся к единице. Это указывает, что трехмерный поток вокруг стреловидного крыла вблизи числа Маха, равного единице, более подходяще описываегся двумерным течением в плоскости, перпендикулярной направлению полета, чем двухмерным течением, взятым в обычном смысле. Расширение правила подобия на пространственный поток может привести к интересным результатам. [c.78]

Решение интегрального уравнения Прандтля дает конструктору важную информацию о влиянии таких геометрических особенностей крыла как относительное удлинение, хорда и распределение кручения, а также смегцепия элерона н закрылка. Таким образом, теория крыла стала настоягцей основой научного проектирования всех наших самолетов, но крайней мере в том, что касается области средних скоростей. [c.62]

Одним из замечательных результатов теории Джонса является тот факт, что па подъемную силу в любой точке хорды влияет только течение впереди рассматриваемой точки, и она не зависит от условий течения по потоку, тогда как в случае крыльев больгпого относительного удлинения Прандтля, местная подъемная сила в основном зависит от влияния свободных вихрей по потоку. Теория Джонса составляет важное дополнение к теории Прандтля, и, но мнению автора, очень удовлетворительным способом завергпает теорию крыла. Следует упомянуть подобную идею, ранее использованную Мунком [13] для расчета сил, действующих на корпус дирижабля, в задаче, которая сегодня устарела. Мунк не подумал о возможности применить ту же самую идею к теории крыла, тогда как Джонс осознал значение подобной теории для решения вполне современной задачи, а именно задачи треугольного крыла. [c.65]

Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси [20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущаюнщх поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2) она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. [c.204]

Кроме того, в треугольных крыльях малого удлинения на распределении напряжений в сечении крыла существенно сказывается влияние непараллельно-сти в плане продольных силовых элементов и упругости нервюр, длина которых соизмерима с размахом крыла самолета. [c.237]

Для решения системы уравнений (7.53) необходимо знать распределение давления, которое создается под влиянием вытесняющего воздействия пограничного слоя и толщины тела. Это давление не задано и должно определяться в процессе решения краевой задачи (7.53) совместно с уравнениями для внешнего невязкого потока, получающимися при использовании гиперзвуковой теории малых возмущений. Однако при рассмотрении обтекания тонких крыльев с удлинением го = О (1) для внешнего невязкого течения при числе Маха набегающего потока М о 1 применима теория полос [Хейз У. Д., Пробетин Р.Ф., 1962] и для определения давления при условии Моо<5> 1 можно использовать приближенную формулу касательного клина , которая после введения переменных (7.50)-(7.52) принимает вид [c.331]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...