Формула подъемной силы

Формула подъемной силы [c.53]

Расчет лобового сопротивления самолета выполняется по одной из следующих двух формул, аналогичных формулам подъемной силы [c.63]

Используя выражение =gr получаем формулу подъемной силы, потребной для горизонтального полета, в таком виде [c.139]

Из формулы подъемной силы получаем [c.180]

После подстановки этого выражения в (30.54) получаем формулу подъемной силы в виде [c.346]

Линеаризация уравнения для потенциала. Дозвуковое и сверхзвуковое обтекания тонкого профиля. Формулы подъемной силы. Околозвуковой закон подобия для тонких тел. [c.164]

Величина подъемной силы лопасти может быть подсчитана по формуле, подобной формуле подъемной силы крыла [c.91]

Интегрирование в этих формулах фактически тоже производится лишь по площади сечения следа. Если обтекаемое тело обладает осью симметрии (не обязательно полной аксиальной симметрии) и обтекание происходит вдоль направления этой оси, то осью симметрии обладает и движение жидкости вокруг тела. В этом случае подъемная сила, очевидно, отсутствует. [c.104]

Рассмотрим вертикальную подъемную силу Fy, развивающуюся при таком обтекании. Согласно формуле (21,2) она определяется интегралом [c.219]

Ввиду непрерывности производной дц>/дх скачок ц>2 — ф1 есть величина, зависящая только от г, но не от координаты вдоль длины следа. Таким образом, получаем для подъемной силы следующую формулу [c.220]

Устанавливаемая формулой (38,4) связь подъемной силы с циркуляцией скорости составляет содержание теоремы Н. Е. Жуковского (1906). К применению этой теоремы к хорошо обтекаемым крыльям мы вернемся еще в 46. [c.220]

При k = — /3 коэффициент при F в правой стороне формулы (118,13) равен -j-1, т. е. при обходе от одной характеристики к другой функция Ф вообще не меняется. Это значит, что Ф есть четная функция 6, а координата у — дФ/д — соответственно нечетная функция. Физически это означает, что в рассматриваемом нами первом приближении картина течения на больших расстояниях от тела оказывается симметричной относительно плоскости у = 0 независимо от формы тела, в частности от наличия или отсутствия подъемной силы. [c.627]

Аналогичные соотношения можно получить и для силы сопротивления. Наряду с формулой Жуковского для подъемной силы полностью переносится в теорию сжимаемой жидкости также и формула (47,4) для индуктивного сопротивления крыла. Произведя в ней те же преобразования (124,3) и (124,8), получим [c.650]

Из этой формулы вытекает, что для совершения виража по возможности малого радиуса следует увеличивать угол крена и коэффициент подъемной силы, т. е. вместе с углом крена увеличивать угол атаки. [c.23]

Не приводя здесь соответствующего вывода, отошлем интересующихся к 49 (с. 231—234) книги Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа. — 4-е изд. М. Наука, 1973. Из этого вывода следует, что величина главного вектора сил давления, а вместе с тем и подъемной силы Р определяется формулой Жуковского [c.248]

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]

Результаты экспериментального исследования ) ромбовидного несимметричного профиля с относительной толщиной с = 10 % в сверхзвуковом потоке с числом М1 = 2,13 (рис. 10.27) подтверждают наличие во всем исследованном диапазоне углов атаки, линейного характера зависимости Су (а). При этом экспериментальная зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки оказывается несколько более пологой, чем теоретическая, посчитанная по формуле (73). [c.52]

При сверхзвуковых скоростях наблюдается монотонное падение коэффициента подъемной силы с ростом скорости набегающего потока. По мере увеличения числа М] разница между расчетом и экспериментом уменьшается и практически исчезает, начиная с некоторого числа М = М кр > 1,0, при котором ударная волна достигает передней кромки и профиль начинает обтекаться чисто сверхзвуковым потоком. При числах М1 больших М] р коэффициент подъемной силы с ростом скорости уменьшается в соответствии с формулой (73) пропорционально ij]/ М1— 1. [c.60]

Формула околозвукового подобия для коэффициента давления (84) не зависит от местоположения точки на профиле, и поэтому она может быть распространена и на интегральные величины коэффициента сопротивления и подъемной силы. Таким образом, можно записать, что [c.63]

Полученные в 2 и 3 выражения дают возможность вывести простые формулы для коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления пластины, обтекаемой газовым потоком большой сверхзвуковой скорости при малом угле атаки. [c.115]

В процессе роста пузырька соотношение между силами меняется в пользу подъемной и гидродинамической сил. Момент отрыва единичного пузырька в большом объеме неподвижной жидкости может быть установлен из условия равенства подъемной силы — силе поверхностного натяжения. Для диаметра парового пузырька в момент отрыва dg получена следуюш,ая теоретическая формула [c.406]

При подготовке второго издания пересмотрен и заново отредактирован весь текст книги, часть материала исключена, многие выводы и доказательства сделаны более компактными. Так, например, исключено отдельное доказательство теоремы Жуковского о подъемной силе, поскольку эта теорема вытекает из приводимых в книге формул Чаплыгина исключены главы Теорема Жуковского для решетки , Уравнения движения в слое переменной толщины , поскольку эти вопросы являются специальными и рассматриваются в курсе Теория лопастных гидромашин . [c.3]

Однако сама по себе теорема Жуковского не решает вопроса о теоретическом определении подъемной силы. Действительно, без какого-либо дополнительного условия нельзя указать то значение циркуляции Г, которое нужно подставить в формулу (7.48), чтобы найти значение подъемной силы, совпадающее с действительным, получаемым при обтекании данного тела реальной жидкостью. [c.235]

Экспериментальная проверка теоретической формулы для коэффициента подъемной силы пластины Су = 2л sin а показала, что для достаточно тонких тел с заостренной задней кромкой (крыловых профилей), при обтекании которых обеспечен плавный сход [c.242]

Зная подъемную силу [см. формулу (7.58) ], ее направление и имея выражение для главного момента Lq, нетрудно найти линию действия силы Рд, определить точку пересечения этой линии с пластиной (центр давления) и полно исследовать силовое воздействие потока на пластину [14]. [c.244]

Формула (7-41) дает частное выражение теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе, доказательство которой в общем виде будет дано дальше. [c.246]

Этой формулой выражается теорема Жуковского о подъемной силе, которая гласит, что при обтекании цилиндрического тела произвольного профиля плоским потенциальным потоком с циркуляцией на каждую единицу длины тела со стороны потока действует сила, равная произведению плотности жидкости, скорости потока в бесконечности и циркуляции по контуру, охватывающему тело. [c.251]

Экспериментальная проверка теоретической формулы для коэффициента подъемной силы пластины Су — 2л sin а показывает, что для достаточно тонких тел с заостренной задней кромкой (крыловых профилей), при обтекании которых обеспечен плавный сход струй с этой кромки, указанная формула приближенно применима при малых углах атаки (а < 12°). [c.259]

В основе современной теории крыла лежит теорема Жуковского о подъемной силе. Исследуя обтекание тела невязкой жидкостью, Н. Е. Жуковский предложил искать источник силового воздействия на тело в образовании циркуляции скорости, обусловленной наличием вихря. Он получил формулу для определения подъемной силы при безотрывном обтекании произвольного контура несжимаемой жидкостью. М. В. К е л д ы ш и Ф. И. Ф р а н к л ь доказали, что формула Жуковского справедлива и для сжимаемого газа при дозвуковых скоростях течения. [c.161]

Заключенная в скобки разность средних коэффициентов давлений под крылом и над ним называется коэффициентом под ъемной силы и обозначается Су. Заменив разность рниж — Рверх на Су, получим следующую формулу подъемной силы [c.54]

Выражение скоростного напора через р и М удобно в тех случаях, когда скорость лолета дана в виде числа М. Используя это выражение, получим такую формулу подъемной силы [c.54]

При взлете и посадке необхо51имо, чтобы самолет держался в воздухе, т. е. обладал определенной подъемной силой, на возможно меньшей скорости. Из формулы подъемной силы видно, что для ЭТОГО требуется с уменьшением скорости увеличивать Су. Однако для современных самолетов даже на критическом угле атаки потребна большая скорость полета. Причина заключается в том, что для улучшения скоростных данных самолетов стараются применять крылья малой площади и с тонкими профилями, имеющими небольшую величину Су [c.95]

Мысль связать подъемную силу крыла с циркуляцией зародилась одновременно у многих ученых. Источник ее можно искать еще в попытках Рэлея (1878) объяснить эффект Магнуса. Качественно эта связь впервые была осознана, по-видимому, Ф. Ланчестером, который не смог ей, однако, придать количественного выражения. К математическому выражению этой идеи подошли независимо Н. Е, Жуковский и В. Кутта. Жуковскому принадлежит первая публикация содержаш,ая по суш,еству знаменитую формулу подъемной силы Р = pFT (р — плотность воздуха, Г — циркуляция скорости вокруг обтекаемого потоком тела, V — скорость движения тела). Следующий принципиальный шаг в определении подъемной силы заключался в установлении способа нахождения циркуляции скорости вок руг крыла, исходя из условия плавного схождения потока с задней его заостренной кромки. Этот шаг сделали В. Кутта и С. А. Чаплыгин . Тем самым были 289 заложены основы аэродинамики крыла бесконечного размаха. [c.289]

Известно, что еще в 1910 г. С. А. Чаплыгин пришел к вполне законченным общим представлениям о вихревой системе крыла конечного размаха, а в 1913 г. ему удалось преодолеть математические трз дности и дать основные формулы подъемной силы и индуктивного сопротивления. Примерно в то же время (начиная с 1912 г.) Н. Е. Жуковский создал свою вихревую теорию винта, содержавшую как частный случай вихревую теорию крыла конечного размаха. Однако ни Чаплыгин, ни Жуковский не выпустили специальных публикаций по теории крыла конечного размаха это дало возможность зарубежным ученым приписать приоритет создания общей теории крыла конечного размаха немецкому аэродинамику Л. Прандтлю, опубликовавшему свою теорию значительно позднее. [c.33]

В течение ряда лет, после получения Н. Е. Жуковским формулы подъемной силы J = Qoofl7циркуляции скорости Г (см. п. 3.5) вокруг профиля и методы расчета ее величины. В 1908 г. Н. Е. Жуковский и С. А. Чаплыгин сформулировали свой знаменитый постулат. [c.343]

Формула подъемной силы у = роо1 ооГ также может быть получ ена из теоремы количества движения. [c.347]

Далее, воспользуемся формулами (21,1—2), определяющими действующие на тело силы через интегралы от скорости жидкости в следе (причем под скоростью подразумевается теперь ее усредненное значение). В этих интегралах область интегрирования Поэтому оценка интеграла приводит к соотношению F pUua , где F — порядок величины силы сопротивления или подъемной силы. Таким образом [c.217]

Для вычисления подъемной силы хорошо обтекаемого крыла с помощью формулы Жуковского необходимо определтъ циркуляцию скорости Г. Это делается следующим образом. Везде, кроме области следа, движение потенциально. В данном же случае след очень тонок и занимает на поверхности крыла лишь очень небольшую область вблизи его задней заостренной кромки. Поэтому для определения распределения скоростей (а с ним и циркуляции Г) можно решать задачу о потенциальном обтекании крыла идеальной жидкостью. Наличие следа учитывается при этом тем, что от острой задней кромки крыла отходит поверхность касательного разрыва, на которой потенциал испытывает скачок ф2 —ф1 = Г. Как было уже показано в 38, на этой поверхности испытывает скачок также и производная d(f/dz, а производные д((,/дх и д(р/ду непрерывны. Для крыла конечного размаха поставленная таким образом задача имеет однозначное решение. Нахождение точного решения, однако, весьма сложно. [c.260]

Так, например, для крыла в виде плоской пластинки бесконечного размаха, наклоненной под малым углом атаки а, имеем = 2 = ( J — ), и формула (48,7) дает Г = —naail. Коэффициент подъемной силы такого крыла равен [c.269]

Такой же самый закон подобия получается, очевидно, и в плоском случае —для обтекания тонкого крыла бесконечной протяженности, Для коэффициентов сопротивлення и подъемной силы получаются при этогуг формулы вида [c.659]

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]

Для определения аэродинамических сил воспользуемся формулами пересчета (1.7) — (1.12). В зависимости от продольной X и нормальной V сил при 3 = = О и а О подъемная сила Ya = K os а — X sin а. При тех же условиях нормальная сила Y = Ха sin а -f Кдсоз а. [c.24]

По формуле Жуковского подъемная сила, действующая на цилиндр единичной длины У о = РооРДГ или Уа = Подставляя сюда роо, находим Y == [c.166]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...