Подъемная сила крыла самолета

Н. Е. Жуковский (1847— 1921) является основателем одной из важнейших областей механики — аэродинамики. Кроме того, он написал большое число выдающихся работ по гидромеханике, гидравлике и динамике твердого тела. Работа Н. Е. Жуковского О присоединенных вихрях послужила теоретической основой для определения подъемной силы крыла самолета. [c.6]

Используя постулат Чаплыгина — Жуковского (165.45), величину подъемной силы крыла самолета запишем в виде 2 [c.271]

Особое место в их ряду занимало Авиационное расчетно-испытательное бюро, учрежденное при Московском высшем техническом училище по настоянию Николая Егоровича Жуковского (1847—1921) — основоположника современной гидро- и аэродинамики, члена-корреспондента Петербургской академии наук, автора классического исследования О присоединенных вихрях , впервые объяснившего причину возникновения подъемной силы крыла самолета. В этом бюро, объединившем большую группу молодых ученых и инженеров, были впервые разработаны рациональные методы аэродинамического и прочностного расчета самолетов предложена методика подбора и проектирования воздушных винтов и выполнены поверочные расчеты самолетов, закупавшихся за границей и в русских вариантах строившихся на отечественных заводах. Но и оно не имело ни сколько-нибудь достаточной финансовой поддержки, ни необходимой экспериментальной базы. [c.330]

Схемы силовых установок, увеличивающих подъемную силу крыла самолета. Для военно-транспортных самолетов рассматривается также возможность сокращения дистанции взлета и по- [c.200]

ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА САМОЛЕТА [c.305]

Основы теории подъемной силы крыла самолета заложены Жуковским в 1906 г. в его знаменитой работе О присоединенных вихрях . Чтобы лучше разобраться в этом вопросе, предварительно рассмотрим так называемый эффект Магнуса. [c.305]

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]

Подъемная сила крыла самолета [c.395]

Связь между подъемной силой крыльев самолета и циркуляционным движением воздуха вокруг них осознали и исследовали трое людей очень разного склада ума и обучения. Во-первых, мне следует отметить англичанина Фредерика У. Ланчестера (1878-1946). Оп был инженером-практиком, более или менее математиком-любителем, а по профессии автомобилестроителем. Поработав в качестве инженера над разработкой газовых двигателей и создав новый стартер для пуска дви- [c.42]

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]

Разложим силу N на две составляющие — вертикальную Р1 = О/) и горизонтальную Р2=0Е. Сила Ри дающая величину вертикальной составляющей давления воздуха, представляет собой подъемную силу крыла самолета. [c.29]

Особенно велики заслуги Н. Е. Жуковского в области аэромеханики. В 1892 г. он опубликовал работу О парении птиц , в 1906 г. — работы О присоединенных вихрях и Падение в воздухе легких продолговатых тел, вращающихся около своей продольной оси , в которых заложены основы теории подъемной силы крыла самолета. [c.104]

Начав с экспериментальных исследований парения различных моделей, Н. Е. Жуковский дал в дальнейшем глубокую теоретическую разработку вопросов о подъемной силе крыла самолета, о форме профиля крыла, создал вихревую теорию гребного винта. Заслуги Н. Е. Жуковского в этом направлении получили мировое признание. [c.104]

В тот период теоретическая механика не могла дать объяснение возникновению подъемной силы крыльев самолета. Самолеты строили вслепую, без надлежащего аэродинамического расчета. [c.14]

Как видно из рисунка, фактические и расчетные нагрузки на носовую стойку шасси во многом совпадают, хотя и на меньшей скорости, чем ожидалось. Фактические нагрузки на основные стойки шасси были значительно меньшими, чем нагрузки, полученные при моделировании, и они имели меньшее приращение при увеличении угла подъема трамплина. Снижение нагрузки на основные стойки шасси объясняется невозможностью точно предсказать подъемную силу крыла самолета во время разбега. Использование полностью выпущенных закрылков подчеркивало эту тенденцию так же, как и небольшое увеличение нагрузки на носовую стойку шасси. Предельная нагрузка [c.223]

Пример 2. Подъемная сила крыла самолета. [c.104]

На втором занятии рассказывают о типах и назначении самолетов. Затем руководитель объясняет условие возникновения подъемной силы крыла самолета и на конкретных примерах знакомит кружковцев с элементами расчета, выбором схем и основных геометрических данных модели. Желательно сопровождать объяснение показом готовых моделей. В заключение составляют эскизы будущих моделей. В основном все модели должны отличаться друг от друга формой, размерами и т. д. Учитывая опыт, который кружковцы приобрели при вычерчивании эскизов схематической модели планера, надо предоставить им большую самостоятельность. Так, рабочие чертежи можно разрешить выполнять дома. Однако разбирать эскизы и чертежи рекомендуется в кружке. [c.64]

В 1906 г. Н. Е. Жуковский совместно с С. А. Чаплыгиным опубликовал работу О трении смазочного слоя между шипом и подшипником . В ней было дано точное математическое решение задачи Петрова. В этом же году Н. Е. Жуковский разработал теорию подъемной силы крыла. На основании этой теории стало возможно производить расчеты крыльев самолетов, а также лопастей рабочих колес гидравлических турбин, центробежных и пропеллерных насосов. Таким образом была решена важнейшая проблема аэродинамики и гидродинамики. [c.8]

Идеи, -заложенные в указанном выше классическом сочинении профессора Н. П. Петрова, нашли свое дальнейшее отражение и в трудах Н. Е. Жуковского. В 1906 г. Н. Е. Жуковский совместно с С. А. Чаплыгиным опубликовал работу СЗ трении смазочного слоя между шипом и подшипником . В ней было дано точное математическое решение задачи Петрова. В том же году Н. Е. Жуковский разработал теорию подъемной силы крыла. На основании этой теории стало возможным производить расчеты крыльев самолетов, а также лопастей рабочих колес гидравлических турбин, центробежных и пропеллерных насосов. Таким образом, была решена важнейшая проблема аэродинамики и гидродинамики. [c.9]

Gp — разность между редуцированным весом самолета и подъемной силой крыльев [c.316]

Это позволило увеличить подъемную силу крыльев и снизить посадочную скорость самолета. [c.91]

Создание вертикальной составляющей тяги силовой установки самолета при взлете или посадке наряду с ускорением самолета при разбеге и торможением при пробеге, а также увеличением подъемной силы крыла в процессе взлета и посадки приводит к сокращению взлетно-посадочной дистанции. В зависимости от вертикальной составляющей тяги сокращение дистанции может быть большим или меньшим. В случае если она больше массы самолета, возможны вертикальный взлет без разбега и посадка без пробега. Естественно, что такие своеобразные условия эксплуатации силовой установки приводят к специфичности схем и конструкций используемых двигателей и требований к ним. [c.186]

В частности, явлением кризиса обтекания объясняется наблюдаемый факт резкого различия между максимальными значениями с щах коэффициента подъемной силы крыла, полученными при лабораторных исследованиях в аэродинамических трубах (сравнительно малые рейнольдсовы числа) и на самолете (большие рейнольдсовы числа). Известно, что коэффициент подъемной силы Су растет с углом атаки а до некоторого критического значения акр, при котором достигает своего максимального значения (рис. 213). Отход Су от линейной зависимости от а объясняется утолщением пограничного слоя в кормовой (диффузорной части) слоя и тем самым усилением обратного влияния пограничного слоя на внешний безвихревой поток. Это влияние приводит к значительному искажению внешнего потока и тем самым к нарушению теоретически предсказываемой в значительно более широком интервале углов атаки линейности зависимости с у (а). [c.542]

Допустимые перегрузки для одного и того же самолета не одинаковы при различных вариантах полетного веса. Если, например, при максимальном весе (перегрузочный вариант) создать такую же перегрузку Пу, как и при нормальном весе самолета, то подъемная сила, крыла окажется больше нормальной, так как [c.132]

Прирост ДУ подъемной силы самолета, возникающий за счет изменен 1я угла атаки и изображенный на рис. П.09, можно рассматривать как сумму нескольких параллельных сил прироста ДУ р подъемной силы крыла, прироста ДУг.о подъемной силы оперения, прироста ДУф подъемной силы фюзеляжа и т. д. (рис. 12.05). Точки приложения этих сил называются, соответственно, фокусом крыла, фокусом горизонтального оперения, фокусом фюзеляжа. Очевидно, положение фокуса самолета зависит, во-первых, вт взаимного расположения фокусов его частей и, во-вторых, от соотношения величин приростов подъемных сил этих частей. [c.308]

У самолетов с прямым крылом большой толщины при М>М,ф обычно наблюдается сильная неустойчивость по скорости, которая выражается в виде затягивания в пикирование , т. е. интенсивного нарастания тянущего усилия на штурвале по мере увеличения скорости (рис. 12.10). Причиной является рост разрежения над задней частью крыла при возникновении волнового кризиса, а также общее уменьшение подъемной силы крыла при сильном развитии кризиса. Именно это явление и вынуждает ограничивать допустимое число М для самолетов с прямыми крыльями. [c.313]

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]

Это соотношение составляет содержание теоремы Жуковского подъемная сила крыла самолета равна произведению плотности, циркуляции скорости и скорости набегаюо его потока. Направление этой силы определяется поворотом скорости потока в бесконечности на прямой угол против направления циркуляции. [c.271]

Подъемная сила крьша. Механизм образования подъемной силы крыла самолета аналогичен механизму образования силы в эффекте Магкуса. Однако возникновение окружного движения объясняется соверщенно иными причинами. [c.306]

Одним практически чрезвычайно важным примером действия потока является подъемная сила крыла самолета, или подъемная сила пластины, наклоненной под углом к потоку. Крыло самолета представляет собой пластинку определенного профиля, закругленную спереди (передняя кромка) и заосгренную сзади (задняя кромка) (рис. 319). Если пластинка поставлена под некоторым углом к потоку а (этот угол называют углом атаки), то реакцию жидкости на пластинку можно разложить на две составляющие нормальную к потоку силу и силу лобового сопротивления / . При маленьких углах атаки а сила Р,, много больше R. Обычно самолет летит при таком [c.395]

Предыдущие парадоксы показывают, что область применимости уравнений Эйлера имеет некоторые ограничения однако эти уравнения все еще являются основным орудием практической гидромеханики. Так, они дают возможность приближенно вычислить 1) распределение давлений на лобовой поверхности препятствий 2) подъемную силу крыла самолета 3) силы при движении с кавитацией (гл. III) и наличии струй 4) гидродинамическое противодействие ускорению твердого тела в жидкости ( присоединенная масса , см. гл. VI) 5) распространение гравитационных волн, включая сейши, приливы и отливы [c.45]

Милость толщины П. с. позволяет упростить выражения кондукционных членов в ур-ниях динамиче-с ого, температурного, диффузионного и др. П. с., а также пренебрегать поперечным к потоку перепадом давления. Поэтому понятие П. с. очень важно для практики только бл иодаря схеме П. с. удалось разработать простые инженерные приемы расчета сопротивления движению тел в жидкости и газе, подъемной силы крыла самолета, теплоотдачи поверхности на- рева, разрушения поверхности тела в потоках больших скоростей и мн. др. [c.74]

На рис.12 показано обтекание профиля крыла самолета воздухом. Оказывается, скорость воздуха над крылом выше, чем Рис.12. Обтекание кръиш самолета.. ПОД ним. Это Приводит к тому, что над Пунктиром показан циркуляционный крылом давление оказывается меньше, поток, возникающий вокруг крыла, чем под крылом, из-за чего создается подъемная сила крыла самолета. Причину возникновения такого распределения скоростей первым объяснил Н.Е. Жуковский, который понял, что при движении вокруг крыла создается циркуляционный поток воздуха такой, что над крылом он соадывается с набегаюшим потоком, а под крылом вычитается из него. [c.144]

Уравнение (28.9) позволяет, правда весьма упрощенно, объяснить возникновение подъемной силы крыла самолета. При соответствующей форме профиля крыла и ориентации плоскости крыла по отнощению к направлению скорости самолета, величина скорости воздушного потока относительно самолета оказывается большей над крылом, чем под ним (у, >Уг на рис. 78). Так как значения скорости V в невоз иущенном потоке [c.89]

П р и м е р 9. Реактивный самолет (рис. 42) веса Р под действием постоянной реактивной тяги Т летит поступательно, прямолинейно и р звно-мерно под углом а к горизонтальной плоскости. Распоряжаясь указанными на рисунке размерами а, Ь н с, определить отношение К полной подъемной силы, равной сумме подъемных сил крыла L и стабилизатора L, к полному сопротивлению самолета D (это отношение называют суммарным качеством самолета), а также раздельно L, L и D, выразив их через заданные вес Р и тягу Т. [c.57]

В исследованиях по аэродинамике и авиации сформулировал ведущие направлеушя и идеи, применительно к которым развивается современная авиационная теория, вывел формулу Зля определения подъемной силы крьша самолета, определил наивыгоднейтие профили крыла самолета и лопастей его воздушных гребных винтов, разработал вихревую теорию воздушных винтов и др. В работах по гидродинамике и гидравлике исследовал проблемы движ.ения судов с реактивными двигателями и предложил теорию т. наз. гидравлического удара. В исследованиях по прикладной механике изложил основы теории регулирования работы машин и дал решения некоторых проблем диналшки железнодорожного подвижного состава. [c.331]

К концу XIX в. в результате главным образом экспериментальных исследований пластинок различной формы было установлено влияние вогнутости и удлинения на увеличение подъемной силы, были получены лервые данные о целесообразности использования разрезных крыльев. Предпринимались попытки теоретически решить задачу о подъемной силе крыла (Д. К. Чернов, 1883—1893 гг. Ф. Ланчестер, 1891 — 1894 гг.). К 80—90 годам относятся разработки конструкций и летные испытания первых самолетов в России (А. Ф. Можайский, 1882 г.), в Англии (Г. Филлипс, 1892 г. X. Максим, 1898 г.), во Франции (К. Адер, 1897 г.). [c.285]

Первое десятилетие XX в. характеризуется широким развитием экспериментальных исследований плоских и изогнутых пластинок в аэродинамических трубах и использованием полученных результатов для определения аэродинамических характеристик крыльев первых самолетов, совершивших успешные полеты. Создается ряд аэродинамических лабораторий и специализированных научных организаций на Западе Аэродинамический институт в Риме (Г. Финци и Н. Сольдати), аэродинамическая лаборатория при Национальной физической лаборатории в Англии (NPL) строится ряд аэродинамических труб в Германии, Канаде, США. Основное внимание при экспериментальных исследованиях и теоретических разработках в этот период уделяется подъемной силе крыла. В Англии, Италии, Канаде, Франции и США преобладал эмпирический путь в определении аэродинамических характеристик крыла. Наоборот, в России и несколько позже в Германии основное внимание обращали на теоретическое решение вопроса, при котором эксперимент играл вспомогательную роль [27]. [c.286]

Спектр силовых воздействий на элементы авпаконструкций в течение полетных циклов включает нагрузки различной частоты и амплитуды, что определяет одновременное протекание процессов мало- и многоцикловой усталости. При анализе полетного комплекса нагрузок (в который входят действующие при движении самолета по земле) обычно выделяют цикл земля—воздух— земля (ЗВЗ), представляющий огибающую всей совокупности (рис. 5.1) полетных нагрузок. Для разных элементов конструкций и полетных условий создаваемое этими циклами циклическое повреждение составляет обычно 30— 70% полного повреждения, а нередко и 80—90%. Значительную, а часто определяющую долю циклического повреждения создает малоцикловое нагружение, реализуемое при изменении в полете подъемной силы крыла и давления в герметических салоне и кабине при выполнении маневров самолета. Частотный анализ условий эксплуатации показывает. [c.103]

Другим способом увеличения подъемной силы крыла является выдув воздуха, взятого от двигателя, из щели в закрылке. Система увеличения подъемной силы работает на воздухе, имеющем невысокое давление, который, однако, ускоряется до сверхзвуковой скорости при выходе из щели. Подобная система была достаточно успешно испытана на самолете Буффало с двигателями Спей . [c.201]

При выпуске закрылков на планировании происходит увеличение сопротивления и подъемной силы крыла. Прирост подъемной силы приложен, как правило, к задней части крыла, поэтому создается пикирующий момент. Однако не на всех самолетах летчик ощущает его действие, так как одновременно появляется и кабри-рующий момент. Первой причиной его возникновения является то, что выпущенные закрылки создают добавочный скос потока, набегающего на стабилизатор, сверху вниз. Другая причина состоит в том, что прирост подъемной силы искривляет траекторию кверху, а для борьбы с этим. приходится уменьшить угол атаки, в связи с чем возникает кабрирующий момент за счет продольной устойчивости. [c.348]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...