Теория несущей поверхности

Точное исследование нагрузок концевой части лопасти возможно лишь в рамках теории несущей поверхности, поэтому здесь мы рассмотрим приближенный способ учета концевых потерь, основанный на рассмотрении вихревого [c.71]

Теория элемента лопасти основана на предположении, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа несущего винта полностью учтено величиной индуктивной скорости в этом сечении. Тогда, зная движение лопасти и условия обтекания данного сечения, можно использовать профильные характеристики для расчета нагрузок каждого сечения. Индуктивную скорость можно найти различными способами по импульсной теории, по вихревой теории или путем расчета неравномерного распределения скоростей протекания численными методами. Для применения рассматриваемой теории удлинение лопастей должно быть большим, что как раз и характерно для винтокрылых аппаратов. Однако вблизи конца лопасти или в тех областях, где вследствие взаимодействия лопасти с вихрем велики градиенты индуктивной скорости, для уточнения результатов следует применять теорию несущей поверхности. [c.171]

Рис. 13.18. Расчетная подъемная сила в сечениях лопасти, полученная для модели жесткого следа по теории несущей поверхности.

Как видно из рис. 13.18 и 13.19, при использовании теории несущей поверхности расчетные нагрузки на лопасть оказываются существенно меньше, особенно для модели свободного следа. Уменьшение нагрузок происходит по двум причинам. Первая из них — эффект пространственного обтекания, вследствие которого нагрузки уменьшаются до 26% от определенных без этого эффекта (см. пик нагрузки при 105° и r/R = = 0,95). Вторая причина — повторное влияние пелены вихрей. Поскольку по теории несущей поверхности циркуляция присоединенных вихрей в месте встречи наступающей лопасти с вихрем ослабевает, снижается и интенсивность элементов концевых [c.677]

Непосредственное применение теории несущей поверхности к вращающейся лопасти рассмотрено в разд. 13.6. Другой подход к этой проблеме состоит в том, чтобы на базе теории несущей поверхности сформулировать задачу взаимодействия вихря с лопастью, а затем применить полученное решение к определению вызванных влиянием вихря нагрузок на лопасти. При таком подходе можно существенно уменьшить объем вычислений по сравнению с тем, который необходим при непосредственном рассмотрении лопасти с позиций теории несущей поверхности. Кроме того, поскольку влияние пелены, образующейся при взаимодействии свободного вихря с лопастью, уже учтено такой моделью, применение ее к несущему винту исключает необходимость рассмотрения этой части системы вихрей. [c.684]

Выражение подъемной силы сечения, получаемое аналитической аппроксимацией численного решения на основе теории несущей поверхности для синусоидальной нагрузки, имеет вид [c.685]

ТЕОРИЯ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ [c.686]

Использованию теории несущей поверхности в аэродинамике несущего винта посвящены следующие работы [1.2, S.152, D.8 [c.688]

ЛИНЕЙНАЯ ТЕОРИЯ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ 39 [c.39]

Несущая поверхность конечного размаха. Оба метода, изложенные выше в разделе 4, могут быть применены к вычислению потока, создаваемого несущей поверхностью, если распределение подъемной силы на поверхности крыла задано. Так как в принятой здесь приближенной теории влияние конечной толщины крыла на поток не зависит от потока, создаваемого подъемной силой, то несущую поверхность можно рассматривать как не имеющую толщины. Вместо источников и стоков, примененных в теории сопротивления, в теории несущей поверхности необходимо применять элементарные решения, представленные на фиг. 16 и 17. [c.39]

Линеаризованная теория несущей поверхности. В тех случаях, когда при параметр е=е У/со<1 оказывается все же малым [c.261]

Н. Е. Кочина по теории крыла круговой формы в плане. Для существенного пополнения тех сведений, которые даются автором настоящей книги в главе, посвященной теории несущих поверхностей, читатель должен обратиться к оригинальным статьям Н. Е. Кочина. [c.6]

Следующие четыре лекции посвящены задачам внешней аэродинамики. Как уже отмечалось во введении, теоретическая основа современной летательной техники состоит из трех основных проблем теории несущей поверхности (теория крыла), обтекания удлиненных, относительно тонких тел (аэродинамика фюзеляжа самолета и ракеты), обтекания коротких плохо обтекаемых тел типа сферы (аэродинамика спускаемых аппаратов). Эти проблемы обсуждаются ниже. [c.164]

В гл. 1—3 книги в форме вопросов и задач рассматриваются основные сведения из аэродинамики, кинематика и динамика газообразной среды, позволяющие глубоко изучить важнейшие математические модели аэродинамики (уравнения Эйлера, Навье—Стокса, неразрывности и цр.). В гл. 4 и 5 приводится необходимая информация о скачкообразных процессах и расчете параметров при сверхзвуковом течении газа (метод характеристик). Широкий круг вопросов и задач, помещенных в гл. 6—8, относится к одному из основополагающих направлений аэродинамики— теории и методам расчета обтекания профиля крыла, а также несущей поверхности как одного из элементов летательного аппарата. [c.4]

Именно такой характер носит течение около вогнутого участка несущей поверхности с отклоненным органом управления, расположенным на задней кромке (рис. 1.11.8). На этом рисунке показана схема чисто турбулентного отрыва, при котором место перехода находится выше по течению относительно точки отрыва. Непосредственно перед ним увеличение давления объясняется по теории сверхзвукового обтекания клина последующее его возрастание обусловлено появлением области отрыва. Перед точкой прилипания давление скачком увеличивается и достигает максимального [c.102]

Согласно данным линеаризованной теории обтекания для несущей поверхности (горизонтального оперения) со сверхзвуковой передней кромкой, [c.187]

Значения ( ц.д)ооп(т) = (- ц.д / >кр)гоп(т), рассчитанные по аэродинамической теории тонкой треугольной несущей поверхности, приведены в табл. 3.1.1. [c.245]

Часто встречаются случаи, когда рули занимают часть кромки и притом небольшую. Если интерференция корпуса с несущей поверхностью оказывает незначительное влияние на аэродинамические характеристики рулевого органа, как, например, на координату центра давления, то для расчета этих характеристик можно применять результаты обычной сверхзвуковой теории, относящейся к изолированным несущим поверхностям. [c.262]

Метод замены подъемной силы крыла действием лишь одного вихря используется в так называемой теории вихревой несущей линии (рис. IX. 12, а). Подъемную силу крыла можно создать не одним присоединенным вихрем, как это сделал Н. Е. Жуковский, а системой вихрей, непрерывно распределенных по контуру профиля крыла (рис. IX. 12, б). Теория, имеющая в своем основании такую схему, значительно сложнее первой она называется теорией вихревой несущей поверхности. [c.219]

Лопасть несущего винта вертолета обычно имеет большое удлинение, так что это условие применимости теории несущей линии соблюдается практически всегда. Однако для справедливости такой теории необходимо еще одно, более тонкое требование, а именно — резкие изменения местных условий обтекания не допускаются. Это условие для лопасти несущего винта обычно не выполняется, несмотря на большое- удлинение. Имеются важные случаи нарушений указанного условия во-первых, при обтекании концевых сечений лопастей и, во-вторых, при обтекании участков лопасти, к которым приближаются концевые вихри. Конечно, вблизи конца крыла на небольшом участке нагрузка тоже всегда резко падает до нуля. Однако в случае лопасти винта, где из-за больших скоростей вращения концевые сечения существенно более нагружены, градиент изменения подъемной силы вблизи конца особенно велик, и даже небольшие изменения нагрузок вследствие пространственности обтекания оказываются важными. На некоторых режимах полета лопасти подходят очень близко к концевому вихрю, сходящему с впереди идущей лопасти. В таких случаях индуктивные скорост и весьма резко изменяются по длине лопасти, и теория несущей линии существенно завышает соответствующие нагрузки. Таким образом, для описания ряда важных явлений обтекания лопастей винта теория несущей линии должна быть несколько модифицирована. Требуемые поправки могут быть как весьма простыми (например, введение коэффициента концевых потерь), так и весьма сложными (например, переход к теории несущей поверхности при расчете характеристик винта). [c.431]

Вследствие сложной формы поверхности лопастей и вихревых поверхностей теорию несущей поверхности практически можно использовать, только рассматривая конечные элементы. В простейшем случае поверхности лоиастей и вихревые пелены представляют вихревыми решетками. При этом способ расчета должен быть сходен с описанным выше способом расчета неравномерного поля скоростей протекания, но число точек, в которых нужно вычислять индуктивную скорость, на несколько порядков превышает число точек на поверхности лопасти. Даже без учета свободного переноса вихрей в следе расчет нагрузок несущего винта по теории несущей поверхности потребует [c.687]

ЛИНЕПНАЯ ТЕОРИЯ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ Плоский случай. Из основного факта, что сверхзвуковой поток со скоростью и производит на элемент профиля нормальное давление, равное [c.38]

Заключения, приведенные в разделе 5, об отс> тствии волнового сопротивления у крыльев бесконечного размаха с достаточно большой стреловидностью применимо также и к теории несущей поверхности. Действительно, непосредственно видно, что если угол стреловидности будет больше чем 90—а, где есть угол Маха, то условия течения должны быть такие же, как и при движении крыла с дозвуковой скоростью нормально к его оси. [c.41]

Из практических соображений книга выпускается двумя отдельными томами, составленными так, что каждым из них можно пользоваться независимо от другого. Первый том содержит учение о равновесии жидкосте 1 и газов вместе с практическими применениями, в частности к газонаполненным воздушным кораблям, и — в более или менее строгой форме —учение о движении идеальной (не обладающей трением) жидкости. Второй том посвящен, главным образом, техническим применениям и в преобладающей своей части приспособлен к потребностям практика, хотя при изучении законов течения вязких жидкостей, а также при изложении теории несущих поверхностей нельзг было избежать больших математических выкладок. [c.4]

Так как в т. II, в отделе о подъемной силе, мы подробно остановимся на такого рода функциях, дающих конформное отображение, то здесь ограничимся только указанием пути, который приводит к отображениям, оказавщимся практически столь важными в теории несущих поверхностей. [c.154]

Дальнейшее развитие авиационной техники потребовало рассмотрения крыльев с формами в плане, отличными от формы прямого крыла большого удлинения. Теория прямой несуш ей линии, данная Л. Прандтлем, не позволяла рассматривать крылья произвольной формы в плане даже сравнительно большого удлинения. К числу таких крыльев относятся стреловидные крылья. Причина состоит в том, что в этих случаях индуктивные скорости на несуш ей линии обраш аются в бесконечность. А. А. Да-родницын (1944) обобщил теорию на случай крыла с криволинейной несущей линией, показав, что для крыльев большого удлинения это обобщение может служить достаточно хорошим приближением к теории несущей поверхности. Отметив невозможность описания обтекания только с йомощью введения понятия постоянного по хорде индуктивного угла атаки, он предложил рассматривать индуктивные скорости не на самой несущей линии, где они бесконечны, а в ее окрестности, С помощью дополнительного потока с логарифмическим потенциалом, обтекающего сечения крыла, определяется циркуляция, обусловленная конечностью размаха и криволинейностью оси крыла, а также действующие на крыло силы и моменты. [c.94]

Переход к крыльям малого удлинения требовал перехода от теории несущей линии к теории несущей поверхности. Стоящими совершенно особо работами в этом направлении являются точные решения Н. Е, Кочина (1940) для круглого крыла и работы немецких ученых В. Киннера и К, Кринеса по теории круглого и эллиптического крыла. [c.94]

К работам по теории крыла конечного размаха тесно примыкают исследования взаимодействия несущих поверхностей с телами вращения (интерференция). А. А. Дородницыным (1944) было предложено решение задачи об определении несущих свойств системы, состоящей из крыла большого удлинения и тонкого длинного фюзеляжа. Крыло заменялось несущей линией (пронизывающей фюзеляж) с переменной по размаху циркуляцией и сходящими с нее свободными вихрями, а фюзеляж — соответствующими особенностями, расположенными на оси. В. Ф. Лебедев (1958) обобщил метод А. А. Дородницына на случай стреловидного крыла и крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем. В работе А. А. Никольского (1957) предложено правило расчета подъемной силы а индуктивного сопротивления и рассмотрены некоторые задачи оптимизации системы крыло — фюзеляж в случае, когда крыло мало возмущает осесимметричный поток вокруг фюзеляжа. Вихревые линии, сходящие с крыла, при этом криволинейны и расположены вдоль линий тока исходного осесимметричного потока около изолированного фюзеляжа. А. И. Го-лубинский (1961) разработал метод решения задачи для обтекания крыла с бесконечно длинным цилиндрическим фюзеляжем. При этом для крыла использовалась теория несущей поверхности, а на поверхности фюзеляжа удовлетворялись граничные условия и путем разложения в ряды с помощью цилиндрических функций решалась соответствующая краевая задача. Расчет и опыты показали, что если диаметр фюзеляжа сравним с размахом крыла, то аэродинамическая сила, возникающая вследствйе интерференции, получается того же порядка, что и сила, действующая на изолированные консоли крыла. [c.97]

Теория нестационарного двнасення крыла конечного размаха, а также более общая теория несущей поверхности была исследована Н. Н. Поля.ховым отошлем интересующихся к его монографии ). [c.413]

Наряду с методом источников, а таюсе вихревой теорией, относящихся к точным, в практических исследованиях достаточно широк з используются приближенные методы оценки аэродинамических производных несущих поверхностей. В их числе методы, основанные па гипотезах гармоничности и стационарности, а также метод касательных клиньев, дающие удовлетворительные результаты для достаточно широкого класса крыльев, обтекаемых дозвуковыми и сверхзвуковыми неустановившимися потоками при иебольш их числах Струхаля, характеризующих эти потоки. [c.242]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Концевые рули. Аэродинамический расчет таких рулей, расположенных на крыльях небольщого удлинения, должен вестись с учетом интерференции корпуса и несущих поверхностей. Подобную задачу позволяет решить метод обратимости потока. Используя его, будем исходить из положений аэродинамической теории тонкого тела, согласно которой форма рулевой поверхности в плане не влияет на величину создаваемой ею силы. [c.263]

Таким образом были заложены основы аэродинамики крыла бесконечного размаха. Почти одновременно с разработкой этой теории были предприняты исследования в теории крыла конечного размаха. Одной из первых работ, в которой для построения течения около крыла использовалась вихревая схема, был трактат Ф, Ланчестера, опубликованный в 1907 г. [43]. В 1910 г. Чаплыгин предложил вихревую схему крыла, а в 1913 г. на основе замены крыла П-образным вихрем дал метод расчета индуктивного сопротивления крыла. Аналогичная идея была использована Л. Прапдтлем, опубликовавшим теорию несущей линии [44], пригодную для расчета индуктивного сопротивления крыла достаточно большого удлинения. Ему же принадлежат важные для последующего развития аэродинамики результаты в теории пограничного слоя (1904 г.), в том числе объяснение сопротивления формы при обтекании тела с отрывом пограничного слоя от его поверхности [45]. [c.288]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...