Вихревая схема крыла

Вихревая схема крыла [c.192]

Рис. 9.2, Вихревая схема крыла с закрылками при стационарном безотрывном обтекании. Каждый закрылок имеет свою вихревую схему

Разработка теории крыла конечного размаха в России началась почти одновременно с созданием теории крыла бесконечного размаха. В России теорию крыла конечного размаха создал акад. Сергей Алексеевич Чаплыгин. В Англии вихревой схемой крыла много занимался проф. Ланчестер, однако законченной тео-1 рии крыла конечного размаха им дано не было. , [c.278]

В рассмотренной простейшей вихревой схеме крыла конечного размаха циркуляция вдоль крыла предполагалась постоянной. В действительности же, как показывает опыт, циркуляция меняется вдоль размаха крыла. Вихревую схему обтекания крыла, учитывающую переменность циркуляции вдоль его размаха, можно получить, если заменить крыло не одним П-образным вихрем, а системой П-образных вихрей. Вдоль каждого такого вихря циркуляция будет постоянной, но при переходе от одного вихря к другому будет меняться (скачкообразно). [c.279]

Подобная вихревая схема крыла с непрерывным распределением циркуляции и с вихревой пеленой за ним положена в основу теории крыла конечного размаха и была впервые введена в 1913 г. П. Е. Жуковским в его работе но теории воздушных винтов [41]. [c.279]

Обращаясь к вихревой схеме крыла конечного размаха, вспомним, что сбегающая с крыла вихревая пелена представляет систему полубесконечных прямолинейных вихрей. Для определения поля индуцированных скоростей достаточно определить поле скоростей, возбужденное полубесконечным прямолинейным вихрем, и затем проинтегрировать по всем вихрям. [c.430]

Крыло бесконечного размаха воздействует на обтекающий его поток как бесконечный, так называемый присоединенный вихрь имеющий циркуляцию крыла Г и расположенный вдоль его размаха. В простейшей вихревой схеме крыло конечного размаха заменяется присоединенным вихрем с постоянной циркуляцией Г. Вихрь [c.356]

Можно и нужно рассматривать также такие теоретические схемы обтекания, когда в бесконечности за телом эти предположения не выполняются, например, схему крыла конечного размаха (см. 26), а также вихревую схему винта с учетом закрученности потока в следе за винтом. [c.79]

Сущность этой схемы крыла конечного размаха заключается в следующем. От основного присоединенного вихревого шнура крыла отделяются, и уносятся потоком так называемые свободные вихри, оси которых в некотором удалении от крыла совпадают с линиями тока уносящей их жидкости. [c.303]

Рассмотрим простейшую схему крыла с П-образным вихрем (фиг. 183). Расстояние между вихревыми усами несколько больше размаха крыла 1 > 1) расстояние от оси вихревого [c.373]

В работах одного из ближайших учеников Н. Е. Жуковского— проф. В. П. Ветчинкина вихревая теория винта получила дальнейшее развитие. Он применил к теории винтов вихревую схему теории крыла конечного размаха с переменной вдоль лопасти циркуляцией и дал новые методы расчета винта. [c.20]

Исследования вихревой пелены за крылом показали, что она неустойчива и вскоре после сбегания с крыла свертывается в два вихревых шнура (фиг. П. 4). Поэтому было бы правильнее рассматривать в теории крыла последнюю вихревую схему однако ее использование с математической точки зрения крайне затруднительно. В связи с этим применяют обычно более упрощенные схемы, заменяя крыло либо одним П-образным вихрем (см. фиг. П. 2), либо сплошной плоской вихревой пеленой (см. фиг. 11.3). [c.280]

Фиг. 11.5. Упрощенная вихревая схема прямоугольного крыла.

В вихревой теории воздушного винта, созданной Н. Е. Жуковским в 1912 г., схема крыла конечного размаха с непрерывным распределением циркуляции и вихревой пеленой была обобщена на более сложную пространственную вихревую схему воздушного винта, совершающего одновременно поступательное и вращательное движение (Н. Е. Жуковский. Вихревая теория гребного винта . Собрание сочинений, 1949, т. IV,). [c.284]

Для вихревой модели пятиугольного крыла с размерами, показанными на рис. 9.7, определите числовые значения координат контрольных точек (в которых должны удовлетворяться граничные условия) и концов дискретного косого присоединения вихря, а также найдите размах и угол стреловидности при неравномерной схеме размещения по сечению [c.249]

Рис. 11.4. Схема и размеры корпуса (I) с крыльями (2), оперением (3) и вихревыми жгутами (4)

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]

По теории вихревой несущей линии крыло конечного размаха заменяется П-образным вихрем, состоящим, как показано на рис. IX. 13, а, из присоединенного вихря постоянной интенсивности, переходящего на концах крыла в свободные вихри той же интенсивности. Очевидно, по такой схеме подъемная сила крыла, а следовательно, и циркуляция не постоянны по размаху крыла их распределение определяется только интенсивностью присоединенного вихря. В середине крыла они имеют наибольшее значение, по мере приближения к концам убывают и у концов обращаются в нуль. [c.220]

Схема вихрей, соответствующая реальному распределению подъемной силы по крылу, показана на рис. IX. 13, б. От присоединенного вихря вдоль всего размаха отходят элементарные свободные вихри с циркуляцией dt. Таким образом, циркуляция убывает от Го в середине крыла до нуля на концах, а позади крыла образуется сплошная вихревая пелена свободных вихрей, которая по мере удаления от крыла сворачивается в два вихревых жгута. [c.220]

Рис. 99. Схема вихревых линий при глиссировании по свободной поверхности воды или при движении крыла конечного размаха в бесконечной массе жидкости.

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]

Основным элементом этой задачи является нахождение расстояния /о между свободными (свернувшимися) вихрями. При этом будем исходить из того, что для крыла с размахом I вихревая схема крыла может быть заменена одним П-образным вихрем с постоянной циркуляцией Го, соответхггвующей корневому сечению. Принимается также, ЧТО присоединенный вихрь (несущая линия) проходит через фокус крыла с координатой лгго. Величина этой циркуляции может быть определена по уравнению связи, согласно которому [c.250]

Решив задачу о крыле бесконечного размаха, Чаплыгин отмечал необходимость и важность решения задачи о крыле конечного размаха и при этом полагал, что крыло конечного размаха может быть моделировано вихревой схемой в виде П-образиого вихря. [c.277]

Схема гечения и вихревая схема (рис. 9.3) в рассматриваемом случае аналогичны случаю безотрывного обтекания крыла без механизации (см. рис. 9,1). Для обеспечения безударного входа потока на переднюю [c.218]

Вихревые структуры и аэродииамичсские характеристики ряда крыльев с учетом влияи поверхности раздела при безотрывном стационарном обтекании олучсны Л. А. Павловым. В этих расчетах на основном крыле вихревая схема, аналогичная [c.342]

Вихревые структуры и аэродинамические характеристики тре-угольных крыльев при стационарном шрывном обтекании рассмотрены Л. Л. ПавловЕ 1м. В качестве расчетной была использована вихревая схема, аналогичная приведенной на рис. 10.1. [c.345]

Исходя из указаннЬ1Х целей разработана и реализована следующая методика постановки численного эксперимента. Для крыла выбранной формы в плане изучается возможность реализации устойчивого стационарного режима обтека Н1Я при отрыве потока на всех острых кромках или части их. Выбирается соответствую1цая стационарная вихревая схема, и начинается численное peui Hne задачи. Для [c.373]

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]

В. Н. Жигулев (1954) разработал схему крыла малого удлинения, в которой непрерывная вихревая пелена, сбегающая с передних кромок треугольного крыла или боковых кромок прямоугольного крыла, заменяется вертикально расположенной плоской вихревой поверхностью, так что за крдлом вихревая пелена имеет желобообразную форму. Интенсивность сбегающих с передних или боковых кромок вихрей определяется при этом из условия ограниченности скорости на передней или боковой кромке. [c.97]

Сущность этой схемы крыла конечного размаха заключается в следующем. От основ-1ЮГ0 прнсосдинснного вихревого шнура крыла отделяются и уносятся потоком так называемые свободные вихри, оси которых в некотором удале1Н1И от крыла совпадают с линиями тока уносящей их жидкости. При иост) пательном равномерном движении крыла конечного размаха в перпендикулярном к оси крыла направлении или, что то же, при набегании однородного потока на крыло можно заменить крыло некоторой воображаемой стационарной системой неподвижных вихрей, состоящей из присоединенных вихрей крыла и сошедших с крыла свободных вихрей, эта схема показана ка рис. 138. [c.389]

Рассмотрим теперь приближенную схему обтекания крыла конечного размаха прямоугольной формы в плане. Как установил С. А. Чаплыгин, присоединенный вихрь вблизи боковых кромок поворачивается й в виде пары вихревых жгутов уходит за крыло, приблизительно совпадая с направлением скорости набегающего потока. Расстояние е (рнс. 6.4.1, в) от вихревого жгута до боковой кромки зависит от геометрических размеров крыла. Тзким образом, гидродинамический эффект крыла конечного размаха может быть получен путем замены его присоединенным и парой свободных вихрей, напоминающих букву П- Эта схема крыла называется П-о-бразной схемой Чаплыгина. [c.244]

В рассмотренной схеме прямоугольного крыла циркуляция вдоль размаха принята постоянной в соответствии с предположением, что подъемная сила каждого элементарого участка крыла одинакова, В действительности подъемная сила вдоль размаха крыла той же прямоугольной формы изменяется. Это изменение невелико в средней части крыла и более заметно у боковых кромок. Для крыла произвольной формы в плане изменение циркуляции носит ярко выраженный характер и обусловлено неодинаковыми размерами участков и, следовательно, различными значениями подъемной силы. Вихревую схему обтекания крыла с формой в плане, отличной от прямоугольной, можно получить, если заменить крыло ке одним П-образным вихрем, а системой П-образных вихрей, образующей вихревую пелену (рис. 6.4.2). Вдоль каждого вихря циркуляция будет постоянной, но при переходе от одного вихря к другому изменяется. Для сечения, расположенного в середине [c.244]

Вместе с тем имеет практическое значение разработка методов оценки аэродинамических свойств крыльев путем построения приближенных моделей обтекания крыльев конечного размаха, Рассмотрим один из таких методов, основанный на представлении аэродинамической схемы крыла в виде присоединенного и пары свободных Бихревых жгутов. Такое представление базируется на экспериментальных данных, согласно которым вихревая пелена неустойчива и на сравнительно небольшом расстоянии от крыла свертывается в два параллельных вихревых шнура (ом. рис. 6.4.2). [c.250]

Рис. 10.75. Схема сворачива- Рис. 10.76. Скос потока за крылом конеч-ния вихревой пелены за кры- ного размаха

Заштрихованная на рисунке область соответствует подвижной площади крыла или глиссирующего днища на этой площади происходит силовое взаимодействие между крылом или днищем и жидкостью, и вырабатываются разрывные значения (рх и Ф2. В остальной части поверхности разрыва — в свободной вихревой пелене — удары уже не происходят, и разрыв = — ф2 сохраняется постоянным. Таким образом, в рассматриваемой схеме мы имеем возмущенное движение идеальной несжимаемой жидкости с поверхностью разрыва касательной скорости — вихревой пеленой, образующейся за движущимся крылом. [c.288]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...