Форма крыла в плане

Параметры бит зависят от формы крыла в плане [20]. В частности, для трапециевидного крыла (1 + б)/л = (1 + т)/л = 0,318. [c.170]

Значения б для различных форм крыльев в плане при Я = 5 - -8 даны в табл. IX.1. [c.224]

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]

В этом выражении величина А определяется формой крыла в плане и числом М. В дозвуковой области [c.144]

Форма крыла в плане и его относительная толщина оказывают существенное влияние на коэффициенты с,, и А, характеризующие поляру (см. 4.4), а также на коэффициент подъемной силы Су. [c.145]

Форма крыла в плане (стреловидность передней кромки) оказывает влияние на сопротивление и подъем- [c.146]

Этот результат приближенно справедлив и для прямоугольной формы крыла в плане. [c.417]

Форма крыла в плане [c.80]

Количественными характеристиками формы крыла в плане являются (рис. 3.06) [c.80]

Большое влияние на положение фокуса оказывает форма крыла в плане. Например, экспериментально обнаружено, что треугольные крылья характеризуются относительно меньшим смещением фокуса при увеличении числа М, чем прямые или стреловидные крылья. Не исключена возможность создания и таких крыльев, которые будут иметь приблизительно одинаковое положение фокуса при различных скоростях полета. [c.312]

Существует эффективный метод отсрочки помех, связанных с околозвуковым полетом, при высоких числах Маха. Все знакомы с картинами, где изображены самолеты, имеющие стреловидные крылья, т. е. крылья, передние кромки которых образуют значительный угол относительно перпендикуляра к нанравлению полета. Основную теоретическую идею, лежащую в основе использования таких форм крыла в плане, можно описать следующим образом. Допустим, что крыло с постоянным профилем и бесконечным размахом двигается по воздуху в направлении, наклонном к своему размаху. Можно сказать, что движение крыла составлено из движения перпендикулярного размаху и движения бокового скольжения вдоль размаха. Если мы пренебрегаем силами трения, то последняя составляющая движения не должна повлиять па силы, действующие на крыло. Поэтому можно сделать вывод, что структура потока относительно крыла определяется эффективным числом Маха , соответствующим составляющей скорости полета, перпендикулярной размаху. Если, нанример, стреловидный угол составляет 45°, то эффективное число Маха — примерно 70 процентов числа Маха полета, так что критическое значение последнего, где появляются околозвуковые помехи, увеличится почти на 40 процентов. [c.137]

Часто формы крыльев в плане отличаются от рассмотренных выше контуров. В этом случае также необходимо определить коэффициенты формы каким-нибудь способом. Вообще говоря, всякий правильный контур или [c.217]

Характеристики для закритических пограничных слоев и следа при произвольной форме крыла в плане [c.317]

В начале 1947 г. стали появляться работы, в которых предлагались, методы решения задач об установившемся и неустановившемся обтекании крыльев с учетом концевого эффекта применительно к различным частным видам форм крыла в плане. [c.158]

В задаче о сверхзвуковом обтекании тонкого крыла ограничимся такой формой крыла в плане, при которой касательная к контуру крыла поворачивается монотонно при обходе контура (рис. 3.21.5). Выделим на контуре крыла характерные точки. Точки В н — концы крыла в направлении его размаха часть контура крыла между точками В и Ву, обращенная вперед, называется передней [c.379]

Для некоторых форм крыла в плане отыскание распределения параметров потока в точках поверхности крыла существенно упрощается по сравнению с общим случаем. Так, если отсутствует дозвуковая часть задней кромки, то вихревая пелена не влияет на течение у поверхности крыла (рис. 3.21.10, а) если дозвуковых кромок вообще нет, то нет и влияния концевого эффекта у поверхности крыла (рис. 3.21.10, б). [c.383]

Поправки т и о зависят от размаха и формы крыла в плане ). Ниже приводится таблица поправок для прямоугольного крыла, вычисленная Глауэртом [c.377]

Величины т и именуемые обычно поправками, для крыльев неэллиптической формы в плане зависят главным образом от формы крыла в плане и от удлинения X. [c.299]

Форма крыла в плане (1 - 5) Примечание [c.299]

Это влияние можно значительно ослабить путем применения-специальных форм крыльев в плане — так называемых стреловидных крыльев. [c.431]

Таким образом, согласно приближенной линеаризованной теории обтекания толщина крыла не будет влиять на подъемную силу. Крыло 3 создает постоянную подъемную силу, которая не зависит от угла атаки и соответствует значению этой силы при нулевом угле атаки и заданной вогнутости крыла. Подъемная сила, обусловленная углом атаки, создается крылом 4 и, следовательно, зависит ст формы крыла в плане. [c.297]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Значения акр и Суатах существенно зависят от геометрических характеристик крыла и числа Re. Место возникновения отрыва и дальнейшее его развитие определяются формой крыла в плане. Для сечений аэродинамически плоского крыла бесконечного размаха с неизменным профилем коэс ициент подъемной силы ограничен значением сватах, которое для заданного профиля зависит от числа Re = ooft/v. В любом сечении по размаху крыла коэффициент подъемной силы не может превысить указанного выше максимального значения. [c.678]

Эффективность взлетно-посадочной механизации зависит от формы крыла в плане. Наибольшие приросты подъемной силы достигаются у нестреловидных крыльев больших удлинений. [c.149]

Скос потока и индуктивное сопротивление зависят от распределения подъемной силы по размаху крыла и тем самым от формы крыла в плане. Как скос потока, так и индуктивное сопротивление могут быть вычислены для любой формы крыла в плане с использованием ОСНОВНЫХ положений теории вихрей. Как показано Прандт-лем [Л. 18], для формы крыла в плане с эллиптическим распределением подъемной силы но размаху крыла имеет место [c.417]

Отсюда сразу следует, что у крыла с эллиптическим распределением циркуляции при постоянной вдоль размаха аэродинамической характеристике сечений крыла а и отсутствии геометрической закрученности (а = = onst, i = onst, ад = onst) закон изменения хорды Ь вдоль размаха совпадает с законом изменения циркуляции Г, т. е. также будет эллиптическим. Форма крыла в плане, согласно (101), (103) и очевидному соотноше- [c.310]

Отсюда сразу следует, что при постоянной вдоль размаха аэродинамической характеристике о и отсутствии геометрической закру-ченности (а = onst) закон изменения вдоль размаха хорды Ь совпадает с законом изменения циркуляции Г, т. е. также будет эллиптическим. Форма крыла в плане представится уравнением эллипса [c.462]

В случае других применяемых в авиации форм крыльев в плане (например, прямоугольных, трапецоида льных, двоякотрапецоида льных, почти-эллиптических, правильно деформированных и т. п.) приходится прибегать к приближенным решениям. [c.207]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха произвольной формы в плане. Концевой эффект и вихревая пелена. Обратимся теперь к общему случаю сверхзвукового обтекания тонкого крыла с острыми кромками. Как и в предыдущих параграфах, считаем крыло мало наклонённым к основному сверхзвуковому потоку и рассматриваем линейную задачу. Исследование этой задачи для случая произвольной формы крыла в плане дано в работах Е. А. Красильщиковой, а также в работах К. И. Бабенко. Уорда (Ward) и др. Дадим изложение, следуя Красильщиковой. [c.273]

Теорию крыла конечного размаха позволило создать использование основополагающей теоремы Н. Е. Жуковского о связи подъемной силы с циркуляцией и модели течения с присоединенным вихрем, так что эта теория является логическим продолжением и развитием идей, составляющих фундамент теории крыла бесконечного размаха, В 1910 г. С. А. Чаплыгин в докладе на тему Результаты теоретических исследований о, движении аэропланов сформулировал общие представления о вихревой системе крыла конечного размаха. В 1913 и 1914 гг. им были получены первые формулы для подъемной силы и индуктивного сопротивления. Они были доложены на третьем воздухоплавательном съезде в Петербурге. В дальнейшем основное распространение получила теория несущей линии, предложенная в Германии Л. Прандтлем для крыльев большого относительного удлинения. В рамках этой схемь было получено интегро-дифференциальное уравнение, связывающее изменение циркуляции и индуктивный скос потока. Задача свелась к отысканию различных приближенных методов его решения. В работе Б. Н. Юрьева (1926) был применен геометрический прием, в котором использовалось предположение о том, что распределение циркуляции близко к эллиптическому и что отклонения от этого распределения повторяют форму крыла в плане. Аналитические методы, применявшиеся на начальном этапе развития теории для получения приближенных решений, состояли в требовании удовлетворения основному уравнению в ограниченном числе точек по размаху. Так, в методе тригонометрических разложений В. В. Голубев (1931) заменил бесконечный тригонометрический ряд тригонометрическим многочленом, сведя бесконечную систему уравнений к конечной системе, в которой число неизвестных соответствует числу членов разложения циркуляции и числу точек на крыле. С целью более точного учета формы крыла в плане при ограниченном числе решаемых алгебраических уравнений Я. М. Серебрийский (1937) предложил для решения интегро-дифференциального уравнения использовать способ наименьших квадратов. [c.92]

Эффективным для технических приложений и нашедшим широкое распространение оказался метод, являющийся развитием проведенных в Германии исследований И. Лотц, предложенный в работе.А. Б. Рисберга (1937), в котором закон распределения хорд представляется рядом Фурье. При этом нет необходимости удовлетворять уравнению в отдельных точках и форма крыла в плане учитывается лучше. Задача свелась к системам линейных алгебраических уравнений, распадающихся на нечетную (для симметричного распределения циркуляции) и четную (для антисим- [c.92]

В работе Ю, Л, Жилина (1964) определяется наивыгоднейшая форма крыла в плане вблизи земли. При малых расстояниях до земли форма крыла, имеющего наименьшее индуктивное сопротивление, сущест,-венно отличается от эллиптической в сторону более быстрого убывания хорды крыла по размаху. Взаимосвязь деформаций крыла и аэродинамической нагрузки привела к необходимости совместного решения задач аэродинамики и теории упругости. Я. М. Серебрийским (1937, 1939) было получено интегро-дифференциальное уравнение прямого урругого крыла, из решения которого была получена наивыгоднейшая, с точки зрения индуктивного сопротивления, форма в плане упругого крыла (отличаю- [c.93]

В. В. Голубева (1935), в которой делалась попытка учесть обтекание боковых кромок крыла с помощью представления о поперечной циркуляции . Создание точной нелинейной теории крыла конечного размаха связано с большими трудностями, которые обусловлены существенным влиянием вязкости и отрыва на этих режимах. Поэтому для приближенных расчетов нелинейных характеристик обычно используются полуэмпирические методы, критерием применимости которых является согласие с результатами испытаний в некотором диапазоне геометрических параметров, таких как форма крыла в плане, угол атаки и т, п, В работе Г, Ф, Бураго (1944) вихревая поверхность заменяется одним несущим вихрем и граничные условия удовлетворяются по хорде в среднем. Угол скоса свободных вихрей принимается равным половине угла атаки приводится приближенная формула для коэффициента подъемной силы, из которой следует его квадратичная зависимость от угла атаки для очень малых удлинений, Н, Н. Поляхов и А, И. Пастухов (1959) дали возможность оценить не только подъемную силу, но и момент. У них крыло заменяется системой П-образных вихрей, причем угол скоса свободных вихрей цринимается равным углу атаки. С, Д, Ермоленко (1960) принял углы скоса П-образных вихрей на концах прямоугольного крыла равными индуктивным углам скоса потока от присоединенных и свободных вихрей. Метод обобщается им на случай крыла малого удлинения вблизи земли, К. К. Федяевский (1949) разработал приближенную теорию крыльев малого удлинения прямоугольной и эллиптической формы в плане, которая позволяет оценить не только подъемную силу и продольный момент, но также приращение [c.96]

Положение Ц. д. на хорде крыла зависит также от формы крыла в плане (нанр., от стреловидности) и от влияния сжимаемости среды. В несжимаемой среде и при малых скоростях в сжимаемо Ц. д. у симметричного профиля находится на расстоя НИИ прибл. в 1/4 хорды п = 0,25) от носка. При сверх звуковых скоростях в сжимаемой среде Ц. д, у тон кого симметричного профиля располагается па рас стоянии от носка в /г хорды. Это перемещение Ц, д после перехода через скорость звука влечет за o6oi увеличение моментов на пикирование и резкое пару шение балансировки самолета. [c.390]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...