Профиль Подъемная сил

Вертикальную составляющую силы воздействия потока на профиль (подъемную силу) Ру найдем, составляя уравнение количества движения в проекции на ось у. [c.106]

ОБТЕКАНИЕ КРЫЛОВОГО ПРОФИЛЯ. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА. [c.86]

Здесь через х обозначена величина волнового сопротивления (2.1), через Ф — равный нулю расход газа сквозь контур аЬ, через С подъемная сила плоского профиля, равная интегралу по контуру аЬ [c.67]

Величины Аз и А4 являются постоянными, а Аг(у) и Х у) — переменными множителями Лагранжа. При постановке частных вариационных задач некоторые из условий задачи 1 могут не использоваться. Например, в задаче о плоском профиле может не задаваться подъемная сила (. В этом случае в сумме (2.20) достаточно положить равным нулю соответствующий множитель Лагранжа. [c.71]

Пусть, далее, искомый контур должен обеспечивать минимальное сопротивление х- В плоском случае можно дополнительно потребовать, чтобы профиль аЬ давал заданную подъемную силу [c.148]

В важном частном случае г(1 - и) - О (осесимметричные течения или плоские течения без ограничения подъемной силы профиля) из (6.24), (6.25) вытекает неравенство Ug < О при дополнительных условиях ii О, (т > 0. Равенство (6.21) показывает, что в этом случае увеличение ст уменьшает величину J°, которая при выполнении изопериметрических условий и дифференциальных связей задачи 6 отличается от х на постоянную величину. Иными словами, сопротивление любого контура может быть уменьшено, если U < О и если вариация 6а > О допустима. [c.153]

С равенством (6.17) связано известное свойство ударных волн увеличение угла наклона ударной волны а приводит к увеличению энтропии газа за ударной волной. Таким образом, функция (р увеличивается вместе с а. Отсюда видно, что вариация i t > О допустима только тогда, когда ) < Из сказанного ранее заключаем, что величина х не может быть уменьшена за счет увеличения а только при условии

решению задачи 6 в осесимметричном случае или в плоском случае без ограничений на подъемную силу профиля соответствуют течения с головной ударной волной, не содержащие иных ударных волн в области аЬс, если интенсивность ударной волны может быть изменена малыми вариациями контура аЬ. [c.153]

Для крыльев достаточно большого размаха (с постоянным вдоль размаха профилем сечения) коэффициент подъемной силы в несжимаемой жидкости пропорционален углу атаки и не зависит от длины и ширины крыла [c.650]

Поскольку угол наклона линии контура профиля к оси х везде мал, то вертикальная проекция сил давления равна с достаточной точностью самому давлению. Результирующая действующая на крыло подъемная сила равна разности сил давления, действующих на ее нижнюю и верхнюю поверхности. Поэтому коэффициент подъемной силы [c.653]

Коэффициенты силы сопротивления и подъемной силы определяются интегралами по контуру профиля [c.656]

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]

Но с увеличением угла атаки резко понижается давление над крылом, и поэтому подъемная сила сначала быстра растет с увеличением угла атаки. Однако, когда угол атаки достигает некоторой определенной величины (для рассматриваемого профиля—около 15 ), картина обтекания резко меняется. Условия обтекания передней верхней части крыла при больших углах атаки становятся сходными с условиями обтекания задней стороны цилиндра, и, так же как в случае цилиндра, обтекающий поток отрывается от крыла уже не у самой задней кромки позади крыла образуется завихренное пространство. С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро перемещается от задней кромки крыла к передней. [c.556]

При угле атаки, равном нулю, для рассматриваемого профиля еще будет существовать некоторая подъемная сила, так как давление под крылом будет такое же, как в набегающем потоке, а над крылом давление будет понижено. Подъемная сила обратится в нуль только при некотором небольшом отрицательном угле атаки. Дальнейшее увеличение отрицательного угла атаки вызовет появление отрицательной подъемной силы , направленной вниз. [c.557]

В обычных профилях точка приложения подъемной силы с увеличением угла атаки приближается к передней кромке крыла. [c.559]

При повороте самолета относительно поперечной оси (рис. 365) изменяется угол атаки и перемещается точка приложения подъемной силы /fy — вперед при увеличении угла атаки (для большинства профилей). Это перемещение точки приложения подъемной силы привело бы к еще большему задиранию носа самолета. Но при этом [c.571]

На использовании подъемной силы основано действие крыла самолета. Теорию подъемной силы профиля крыла самолета разработал русский ученый Н. Е. Жуковский (1847—1921). Он установил, что течение около крыла самолета можно представить как [c.150]

Здесь Г — по-прежнему циркуляция скорости, взятая по любому контуру, охватывающему данный единичный профиль. Таким образом, можем сформулировать следующую теорему при обтекании единичного профиля потенциальным потоком равнодействующая сил, приложенных к профилю, равна произведению плотности и скорости набегающего потока на значение циркуляции Г вокруг профиля. Для отыскания направления равнодействующей, являющейся в этом случае подъемной силой, нужно вектор скорости повернуть на угол л/2 в сторону, противоположную направлению циркуляции. [c.12]

Проекцию равнодействуюш ей на направление нормали к средней геометрической скорости w называют подъемной силой профиля в решетке Ry. При потенциальном обтекании решетки подъемная сила равна циркуляционной силе Жуковского Ry = G. [c.15]

И, следовательно, в вязком потоке подъемная сила профиля в конфузорной решетке больше, а в диффузорной решетке меньше циркуляционной силы Жуковского (рис. 10.6). В активной решетке, так же как и в потенциальном потоке, подъемная сила равна циркуляционной. [c.15]

Проекция равнодействующей на направление, нормальное набегающему потоку, называется подъемной силой единичного профиля Ry. Другая, нормальная к ней проекция равнодействующей силы называется силой сопротивления профиля R . [c.15]

В потенциальном потоке на профиль действуют только силы давления, равнодействующая которых, согласно теореме Жуковского, равна подъемной силе профиля R = Ry. Сопротивление отсутствует А = 0. Влияние вязкости сказывается как в появлении на поверхности профиля касательных сил — трения, так и в перераспределении сил давления. В результате в вязком [c.15]

Отношение величины подъемной силы профиля к его сопротивлению называется качеством профиля [c.16]

Для единичного профиля характерными силами являются подъемная сила Ву и лобовое, или профильное, сопротивление Вх. Безразмерные коэффициенты этих сил [c.17]

В ряде случаев при обтекании решетки профилей потоком несжимаемой жидкости в качестве характерных принимают подъемную силу — силу, направленную по нормали к среднегеометрической скорости лУт, и силу, вызванную наличием вязкости и направленную вдоль у . При этом для образования безразмерных коэффициентов делят соответствующие составляющие равнодействующей на скоростной напор, рассчитанный по среднегеометрической скорости. Таким образом, имеем [c.19]

В целях выяснения этого условия рассмотрим обтекание потоком несжимаемой жидкости профиля, имеющего острую заднюю кромку, наличие которой характерно для современных аэродинамических профилей. Предположим сначала, что циркуляция скорости отсутствует (Г = 0), т. е. нет подъемной силы. Получающаяся в этом гипотетическом случае картина так называемого бесциркуляционного обтекания профиля может быть построена известными методами теоретической гидродинамики. [c.22]

У симметричных профилей хорда совпадает с осью симметрии, вследствие чего угол нулевой подъемной силы ао = 0. Для дужки круга направление бесциркуляционного обтекания соответствует прямой, проходящей через заднюю кромку и середину профиля. [c.26]

Перейдем к вопросу о влиянии вязкости на подъемную силу. Типичная экспериментальная кривая Су (а) для аэродинамического профиля изображена на рис. [c.29]

Однако при малых углах атаки коэффициент подъемной силы и максимальное разрежение на профиле согласно (30) пропорциональны аэродинамическому углу атаки [c.34]

Если профиль тонкий п наклонен под малым углом атаки, то указанный метод расчета можно упростить, прибегая к простым аналитическим выражениям для коэффициентов подъемной силы и сопротивления тонкого сверхзвукового профиля произвольной формы. [c.47]

Пользуясь выражением (69), можно получить приближенные формулы для коэффициентов подъемной силы и сопротивления различных профилей. Так, например, для ромбовидного профиля с не очень большим раствором угла клиновидной передней кромки, равным 2(о, и при нулевом угле атаки коэффициенты давления на передней (АВ) и задней (ВС) поверхностях [c.48]

Коэффициент подъемной силы, так же как и при дозвуковых скоростях, является линейной функцией угла атаки. Наклон кривой Су (г) не зависит от формы профиля и определяется, согласно (73), только числом Маха набегающего потока [c.51]

Большое значение для изучения плоских течений несжимаемой жидкости с помощью теории функций комплексного переменного сыграли монографии В, В. Голубева Теория крыла аэроплана в плоскопараллельном потоке (1927) и Л. И. Седова Теория плоских течений идеальной жидкости (1939), Л. И. Седов в этой монографии ввел в теорию обтекания тонкого профиля метод выделения особенностей на кромках профиля, позволивший ему найти в замкнутом виде решение задачи об отыскании интегральных характеристик тонкого профиля, подъемной силы, момента сил. Решение задачи обтекания профиля может быть получено также в виде рядов, составленных из фундаментальных функций, удовлетворяющих уравнению Лапласа. Такое решение для симметричного профиля было получено Я. М. Серебрийским (1945), причем решение уравнения Лапласа находилось в Эллиптической системе координат в виде ряда для потенциала скорости. [c.86]

В рассмотренном случае симметричного относительно оси х профиля подъемная сила, о чевидно, отсутствует. [c.358]

При неодинаковой температуре в сечении возникает естественная конвекция и создается подъемная сила. Это влияет па п[)офиль скорости, причем характер изменения профиля скорости зависит от того как расположена труба, вертикально или горизонтально, и совпадают ли направления свободного и вынужденного движений или они противоположны. Для вертикальной трубы в случае совпадения направлений свободного и вынужденного течений (при охлаждении капельной жидкости и подаче ее сверху или нагреве жидкости и подаче ее снизу) у стенки трубы скорость возрастает, а в центре уменьшается (рис. 1.7, а). В случае противоположно направленных свободного и вынужденного течений (при охлаждении капельной жидкости и подаче ее снизу или нагревании жидкости и подаче ее сверху) скорость у стенки трубы становится меньше, а в центре больше (рис. 1.7, 6). [c.21]

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]

Поэтому из (49) и (52) получаем следующие приближенные формулы Прандтпя — Глауэрта, позволяющие определить коэффициенты давления и подъемной силы данного профиля в потоке газа по известным их значениям для этого профиля в потоке несжимаемой жидкости [c.34]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...