Обтекание крыла самолета

Обтекание крыла самолета [c.554]

ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА САМОЛЕТА [c.555]

До сих пор мы рассматривали решения уравнения энергии турбулентного пограничного слоя при продольном обтекании пластины потоком с постоянной скоростью вне пограничного слоя. Однако значительно больший интерес представляют задачи, в которых скорость внешнего течения изменяется вдоль обтекаемой поверхности. К таким задачам относятся расчеты теплообмена при обтекании крыльев самолетов и лопаток турбин, при течении в каналах переменного сечения, например в соплах ракет, [c.294]

Опишите общую картину обтекания крыла самолета. Что называют разгонным и присоединенным вихрями Поясните механизм образования разгонного вихря и укажите направление его вращения. По какой причине образуется присоединенный вихрь Каково окружное движение присоединенного вихря Объясните появление подъемной силы крыла самолета. Почему подъемная сила зависит от угла атаки Как изменяется подъемная сила при увеличении угла атаки Как при этом изменяется лобовое сопротивление Что такое поляра крыла и как по ией определить угол атаки, при котором качество крыла W наибольшее [c.312]

Применение схемы плоского движения далеко не ограничивается плоскопараллельными полями скоростей— она применяется для приближенного описания существенно более общих ситуаций. Например, ей можно пользоваться при изучении обтекании крыла самолета на значительной части его длины (теория крыла бесконечного размаха), лишь у концов крыла эта схема перестает действовать и нуждается в уточнениях. [c.15]

При установившемся обтекании крыла самолета может наступить критический режим полета, характеризуемый скоростью при котором в результате возрастающих амплитуд колебаний наступает разрушение упругой конструкции (явление флаттера), характеризуемой модулем Юнга Е и коэффициентом Пуассона т. Пусть М — мас- [c.496]

Оказывается также, что различные проблемы механики сплошной среды и математические методы их исследования во многих случаях тесно связаны между собой. Так, например, исследования движения жидкости в трубах послужили для объяснения некоторых основных фактов движения жидкости около крыла самолета. Методы решения задачи об обтекании крыла самолета имеют много общего с математическими методами решения задач о фильтрации жидкости в почве. Многие результаты теории движения газов в трубах, оказывается, можно использовать при рассмотрении различных задач о волновых движениях воды в каналах и т. д. и т. п. [c.15]

Экспериментально доказано, что сооружения, обтекаемые воздушным потоком, помимо нагрузок в направлении среднего течения испытывают действие сил, направленных поперек потока (называемых также подъемными силами по аналогии с терминами, используемыми при исследовании обтекания крыла самолета). Если точка приложения результирующей ветровой нагрузки не совпадает с центром жесткости сооружения, то возникают аэродинамические моменты. В этом случае сооружение подвергается действию крутящих моментов, которые при определенных условиях могут оказывать значительное влияние на его расчет. [c.215]

Большое значение при создании аэродинамической компоновки сотки было уделено вопросам тряски самолета. На летающей лаборатории на базе Су-9 проводились исследования по обтеканию крыла самолета методом шелковинок, а также с применением датчиков давления. Полученные данные, позволили выяснить на каких режимах возникает это явление на самолете Т-4. [c.84]

Обзор работ по столкновению частиц и столкновению струй дан в работе [623]. Более подробный обзор литературы по инерционному осаждению и фильтрации выполнен в работе [243]. В связи с требованиями противообледенительной системы изучалось образование переохлажденных облаков на поверхности крыла самолета [82]. Процесс осаждения водяных капель при обтекании сверхзвуковым потоком двумерного клина, включая прохождение частиц через ударную волну, исследован в работах [696, 827]. Численный расчет процесса накопления водяных капель на поверхности лопаток компрессоров газовых турбин выполнен в работе [c.211]

При действии на стержень различных возмущений, как детерминированных, так и случайных, возможно возникновение колебаний стержня относительно состояния равновесия или стационарного движения. В большинстве случаев колебания являются нежелательными, так как они мешают нормальной работе, а в ряде случаев могут быть причиной аварий. На рис. 3.1 показано крыло самолета в потоке воздуха, которое при определенных режимах обтекания начинает вибрировать (явление флаттера), что для нормальной работы конструкции недопустимо. На рис. 3.2 показана цилиндрическая пружина, жестко связанная [c.51]

Для полета самолета необходимо, чтобы при движении в горизонтальном направлении на крылья самолета со стороны воздуха действовала подъемная сила, направленная вертикально вверх. Как мы убедились при рассмотрении обтекания цилиндра, на цилиндр может действовать лобовое сопротивление (при наличии сил вязкости), но подъемная сила не возникает. [c.554]

Естественно, что при обтекании цилиндра вследствие полной симметрии не может возникнуть отклонение потока вниз, а значит, на цилиндр не может действовать подъемная сила. Поэтому для того, чтобы могла возникнуть подъемная сила, должна быть нарушена симметрия либо формы крыла самолета, либо его положения относительно набегающего потока. [c.554]

Для самолетов применяются крылья различной конфигурации и различного профиля. Один из распространенных профилей крыла самолета изображен на рис. 334. Что же касается контура крыла, то мы будем считать, что крыло в плане представляет собой вытянутый прямоугольник с неизменным по всей длине крыла профилем. Такая форма крыла, хотя и далека от форм применяемых в авиации крыльев самолетов, но эта форма упрощает картину обтекания крыла [c.554]

Несмотря на то что идеальной жидкости в действительности не существует, многие теоретические решения, полученные в предположении идеальности жидкости, имеют большое практическое значение. Пригодность модели идеальной жидкости для многих задач обтекания тел объясняется прежде всего тем, что идеальная жидкость сохраняет основные свойства реальных жидкостей (непрерывность, или сплошность). Кроме того, при обтекании хорошо обтекаемых тел (крыла самолета, ракеты, лопатки турбины и пр.) влияние вязкости на распределение давления по поверхности этих тел сказывается лишь в очень слабой степени. Однако влияние вязкости оказывает решающее значение при подсчете сопротивлений тел в движущейся жидкости. [c.86]

Подобным образом трактуется эффект подъемной силы в обращенном движении при обтекании профиля крыла самолета или судна на подводных крыльях (рис. 57). В 1906 г. [c.91]

Следует отметить, что рассмотренные здесь оба метода расчета позволяют определять профильные потери в решетках, составленных из профилей с бесконечно тонкими выходными кромками. Для определения расчетным путем профильных потерь в решетках лопаток с кромками конечной толщины необходимо привлечение дополнительно опытных материалов о влиянии толщины и формы выходных кромок на величину потерь в следе. Указываемое в литературе иногда мнение [ 12 ], что метод Л. Г. Лойцянского учитывает и кромочные потери, является ошибочным. Использованное в методе соотношение Сквайра и Юнга между (6 )" и 6 получено на основании исследования следа за изолированными профилями крыла самолета с практически бесконечно тонкой выходной кромкой очень мало При этом характер обтекания [c.44]

Н1,1х условиях самолет, устойчивый по перегрузке на малых углах атаки, может стать неустойчивым па средних или больших углах атаки. Эти особенности обусловлены упругими деформациями конструкции самолета, особенностями обтекания крыла и оперения на больших углах атаки, влиянием подвесок па аэродинамические характеристики. Уменьшение устойчивости по перегрузке, а также неустойчивость могут привести к подхвату. [c.190]

ЭТОМ удержать самолет от накренения невозможно из-за снижения эффективности элеронов вследствие ухудшения условий обтекания крыла. [c.200]

При обтекании любого несимметричного тела наряду с силой лобового сопротивления будет возникать и поперечная сила, причем осредненное во времени значение не только первой, но теперь также и второй из этих сил не будет равно нулю. Следовательно, любое такое тело в принципе является несущим устройством. Однако только тела определенной формы будут обладать большим отношением подъемной силы к силе лобового сопротивления и тем самым будут достаточно эффективны практически. Таковы крыло самолета или подводное крыло. В этом параграфе рассматриваются осредненные во времени характеристики подъемной силы и силы лобового сопротивления крыла. [c.410]

При неудачном размещении горизонтального оперения крыло может сиЛьНО уменьшить его стабилизирующее действие и на больших сверхзвуковых скоростях полета. На рис. 12.06 показан спектр обтекания крыла при скорости полета, в несколько раз превышающей звуковую, и значительном угле атаки. Если стабилизатор находится перед хвостовым скачком крыла (положение /), то угол скоса потока, обтекающего оперение, очень велик — он приблизительно равен углу атаки крыла. При таком расположении оперения изменение угла атаки самолета не приведет к возникновению силы ДКг.о. так как воздушный поток [c.309]

Итак, при обтекании крыла возникают два вихря разгонный и присоединенный. Подъемную силу создает присоединенный вихрь, причем величина ее на единицу длины крыла самолета определяется формулой (10.40), в которой Г обозначает интенсивность присоединенного вихря. По теории Жуковского, интенсивность вихря для крыла, имеющего профиль, показанный на рисунке 10.42, определяется формулой [c.307]

Очевидно, что для бесконечно длинного крыла ось присоединенного вихря — бесконечная прямая. Но поскольку длина крыльев самолета конечна, то возникает так называемый концевой эффект, приводящий к тому, что присоединенный вихрь становится кольцевым (рис, 10,43), что несколько усложняет картину обтекания крыла [c.308]

В линейной теории вычисления могут быть проведены относительно простыми аналитическими средствами, так как линеаризированные уравнения потока в основном совпадают с уравнениями волнового движения малой амплитуды. Следовательно, многие хорошо известные методы теории волн могут быть применены в такой упрощенной сверхзвуковой аэродинамике это особенно справедливо для случая тонких тел вращения (например, для фюзеляжа самолета, корпуса снаряда и для плоских тел, подобных крылу самолета). В этих случаях может быть сделано дальнейшее упрощение, которое касается граничных условий задачи, а именно, требования плавного обтекания. Это условие определяет, в случае осесимметричного потока, направление вектора скорости на поверхности, а в случае плоского тела — направление составляющей вектора скорости, лежащей в плоскости нормальной к средней поверхности тела. Линеаризированные дифференциальные уравнения при указанных граничных условиях можно решить точно, но, обычно, приходится применять численные и графические методы. Поэтому желательно дальнейшее упрощение задачи, которое достигается с помощью предельного перехода от точных граничных условий к условиям, относящимся к оси тела вращения или к плоскости плана крыла вместо действительной поверхности. Приводимые ниже результаты основаны на этом приближении. Строго говоря, только это приближение согласуется с допущениями линейной теории, потому что если удовлетворить граничным условиям на действительной поверхности, то, в рассмотрение, вообще, войдут члены высшего порядка, которые были отброшены в дифференциальных уравнениях. [c.13]

Существуют различные методы, позволяющие конформно отобразить область плоскости г], лежащую вне контура, близкого по форме к профилям современных крыльев самолета, на область плоскости ху, лежащую вне окружности. Картина линий тока и динамические соотношения при обтекании окружности известны, поэтому, зная вид отображающей функции, можно из этой картины легко получить все, что относится к обтеканию профиля крыла . [c.101]

Крыло. До сих пор мы рассматривали только такие случаи движения тел в жидкости, когда вследствие симметрии обтекания сила сопротивления жидкости была направлена прямо противоположно направлению движения. Между тем в общем случае сила сопротивления образует некоторый угол с направлением движения, причем иногда в сочетании с вращающим моментом относительно некоторой оси. На возникновении силы сопротивления, направленной под углом к направлению движения тела, основано действие крыла самолета, а на возникновении момента сопротивления — действие колеса ветряка. В обоих случаях, кроме полезного действия сопротивления, имеет место также вредное действие, обусловленное той составляющей сопротивления, которая направлена в сторону, прямо противоположную движению крыла. Эта составляющая полного сопротивления носит название лобового сопротивления. Другая составляющая, перпендикулярная к направлению движения, называется подъемной силой. [c.267]

Исходными для построения элементов, схемы которых были изображены на рис. 2.1 и 2.3—2.5 (см. также [39,20]), явились представления о пограничном слое в потоке, обтекающем аэродинамический профиль, и об эффекте отрыва потока от стенки, наблюдаемом при определенных условиях течения в пристеночной области. Изучение вопросов, связанных с отрывом пограничного слоя при обтекании аэродинамических профилей, на протяжении целых десятилетий находилось в центре внимания специалистов самолетостроителей, так как с возникновением отрыва пограничного слоя увеличивается лобовое сопротивление и уменьшается подъемная сила крыла самолета (ср. безотрывное обтекание профиля (рис. 14.1, а) с обтеканием профиля при отрыве пограничного слоя (рис. 14.1,6)). [c.149]

Так как крылья самолетов конечны, то окончательное решение вопроса о силах, на него действующих, относится к трехмерным задачам. Принципиальным в схеме такого обтекания является сохранение понятия присоединенного вихря. Однако в трехмерном случае это будет П-образная вихревая нить, сходящая с концов крыла, в отличие от плоского случая, когда вихревая нить прямолинейна. Исследования показывают, что П-образная вихревая нить будет вызывать силу сопротивления крыла, которая называется индуктивной. [c.135]

М. В. Келдыш и М. А. Лаврентьев (1935) исследовали аэродинамику колеблющегося крыла, пользуясь нестационарной теорией. Сравнительно простую теорию флаттера крыла построил Е. П. Гроссман (1937), который опирался на гипотезу стационарности, но учел пространственный характер обтекания крыла. На основе гипотезы стационарности был получен ряд полезных практических результатов и для других случаев флаттера, связанных с колебаниями фюзеляжа самолета, элеронов и оперения. [c.104]

Прямой задачей внешнего обтекания профиля называется задача определения поля скоростей безграничного стационарного потока с заданной скоростью на бесконечном удалении. Крыло (самолета) предполагается при этом настолько длинным, что правомерно описание в рамках уравнений плоского течения. [c.132]

При сверхзвуковых скоростях меняется картина обтекания крыла самолета. Пад крылом течение отрывается от его поверхности, а под крылом возникает скачок плотности. При таком обтекании, как показывает анализ, величина подъемной силы может быть грубо оценена с использованием теории Пьютона, в которой FJ sin а. [c.88]

В разумных пределах). Например, в задачах о движении жидкости в трубе в качестве характерной длины берется диаметр трубы, при изучении обтекания крыла самолета возцухом характерной длиной является, чаще всего, так называемая хорда крыла и т. п. Важно, выбрав характерный размер, в дальнейшем его не менять. [c.23]

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]

Рассмотрим однородный горизонтальный воздушный поток, набегающий на крыло самолета, наклоненное к потоку под некоторым углом (углом атаки). Верхняя поверхность крыла при этом является выпуклой, и при ее обтекании линии тока сближаются, трубки тока утоньшаются, а это при сохранении расхода воздуха вдоль трубок тока вызывает увеличение скоростей [c.248]

С. А. Чаплыгин посвятил свои исследования дальнейшему развитию теории обтекания крыла и решеток профилей. Он разра ботал теорию разрезного крыла, крыла с подкрылком и закрылко., разработал основы теории определения сил, действующих на самолет при полете его с переменной скоростью. Работы С. А. Чаплыгина [c.8]

Эта формула оказывается полезной, например, при расчете обтекания корпуса корабля или крыла самолета, когда ламинарный пограничный слой занимает лишь незначительный участок поверхности тела. Экстраполяционная формула, предложенная Шультц-Груновым [Л. 6], дает f в явном виде [c.258]

Развитие газовой динамики в XX в. — сложный процесс он в большой схепени стимулировался необходимостью исследования новых явлений, нри которых вужно учитывать сжимаемость. В конце XIX в. к проблемам акустики и баллистики присоединились проблемы детонации и взрыва, течений в каналах и соплах. В XX в. возникли задачи, связанные с развитием авиационной и ракетной техники (обтекание винтов, крыльев самолетов, ракет). Изучение этих проблем расширило газодинамические представления и позволило сформулировать важные понятия газовой динамики, а также создать физические модели различных течений сжимаемой жидкости и разработать иеобходимаай математический аппарат для их анализа. [c.308]

Изложенный упрощенный прием расчета пограничного слоя пригоден лищь для режимов обтекания крыловых профилей, не связанных с отрывом турбулентного слоя. Этот прием может с успехом применяться, например, для расчета сопротивления крыла самолета на режиме максимальной скорости, но совершенно не пригоден для расчета посадочных режимов. Этот же прием полезен для расчета сопротивления решетки профилей, имитирующей рабочее колесо турбины, но не достаточен для аналогичного расчета компрессорной решетки, отдельные профили которой работают обычно на режимах, близких к отрывным. [c.634]

Другим примером потенциального потока с циркуляцией является поток около крыла самолета (рис. 63). Этот поток получатся из обычного потенциального потока без циркуляции (рис. 64) путем наложения на последний циркуляционного потока, изображеннго на рис. 65, вследствие чего при обтекании крыла также возникает циркуляция. С циркуляцией тесно связано возникновение подъемной силы крыла. Без всякого расчета легко видеть, что при наложении циркуляционного потока на обычный потенциальный поток (рис. 64) скорость последнего над крылом увеличивается, а под крылом, наоборот, уменьшается. Согласно уравнению Бернулли это означает, что над крылом давление уменьшается, а под крылом увеличивается, следовательно, возникает сила, действующая на крыло снизу вверх, т.е. подъемная сила. Кут-та (Ки11а) и Н. Е. Жуковский независимо друг от друга нашли путем теоретических расчетов, что подъемная сила на единицу длины крыла равна [c.104]

Так как устранение пограничного слоя из пристенной области путем отсоса и увеличение его энергии путем вдува являются эффективными средствами управления отрывом, комбинация этих двух средств является практическим решением проблемы улучшения характеристик крыла самолета, в особенности при посадке и взлете. Немецкие самолеты Арадо-232 и Дорнье-24 были снабжены указанными двумя системами управления обтеканием крыла (в области за задним лонжероном). Позднее на самолете [c.221]

Скоростной бафтинг — тряска хво -стового оперения при полете на больших скоростях вследствие возникновения волнового кризиса при сверхзвуковом обтекании крыла и других элементов самолета, расположенных впереди оперения, где происходит срыв потока за скачком уплотнения. [c.56]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...