Крыло с эллиптическим распределением циркуляции

Полученное распределение циркуляции называется эллиптическим. По только что доказанному при эллиптическом распределении циркуляции индуктивное сопротивление минимально. В связи с этим крыло с эллиптическим распределением циркуляции имеет в теории крыла принципиальное значение рассмотрим основные его свойства. Прежде всего из формул (89) и (90) сразу следует, что при эллиптическом распределении циркуляции индуктивная скорость и индуктивный угол (скос) одинаковы вдоль всего размаха. Действительно, подставляя в формулы (89) и (90) значения коэффициентов А [c.309]

Из доказанного только что свойства одинаковости угла скоса вдоль размаха крыла с эллиптическим распределением циркуляции следует, что гео-метрически незакрученное крыло с эллиптическим распределением циркуляции будет и аэродинамически незакрученным. [c.309]

Докажем, что геометрически незакрученное крыло с эллиптическим распределением циркуляции и одинаковыми по всему размаху аэродинамическими характеристиками сечений имеет эллиптическую форму в плане. [c.309]

КРЫЛО с ЭЛЛИПТИЧЕСКИМ РАСПРЕДЕЛЕНИЕМ ЦИРКУЛЯЦИИ [c.240]

Поскольку в плоскости (Г, 2) мы имеем эллипс, то и b[z) имеет вид эллипса, т. е. рассматриваемое крыло с эллиптическим распределением циркуляции имеет эллиптическую форму в плане. При небольших углах атаки мол<но приближенно положить Су = А + Вае, [c.241]

Если у крыла с эллиптическим распределением циркуляции геометрические углы атаки а по размаху не меняются, то будут сохраняться неизменными и действительные углы атаки а . Крыло с постоянным по размаху геометрическим углом атаки называют геометрически незакрученным или плоским, крыло с постоянным по размаху действительным углом атаки называют аэродинамически незакрученным. [c.462]

Геометрически незакрученное крыло с эллиптическим распределением циркуляции будет и аэродинамически незакрученным. [c.462]

Крыло с минимальным индуктивным сопротивлением. Эллиптическое распределение циркуляции. Связь между коэффициентами индуктивного сопротивления и подъемной силы. Основное уравнение теории крыла и понятие [c.460]

Другой приближенный метод, очень простой, основан на предположении, что циркуляция сохраняет постоянное значение вдоль размаха. В самом деле, мы можем предположить, что средняя циркуляция распространена по всему размаху крыла и что два свободных вихря сбегают с концов но значения с, получаемые этим методом, существенно ниже тех, которые вытекают из предположения эллиптического распределения циркуляции. [c.372]

Соответствующий анализ показывает, что постоянная по всему размаху скорость скоса, вызванная вихрями, получается в случае распределения циркуляции по размаху по закону полуэллипса. Такое распределение циркуляции получается при эллиптической (в плане) форме крыльев одинакового профиля и одинаковых углов установки. В этом случае И. с. и скос потока минимальны и выражаются следующими ф-лами [c.59]

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]

Итак, при принятых условиях геометрической незакрученности и одинаковости аэродинамических характеристик вдоль размаха, крыло с эллиптическим распределением циркуляции будет иметь и эллиптическую форму в плане такое крыло может быть названо эллиптическим. [c.310]

Последняя формула показывает, что при эллиптическом распределении циркуляции по размаху хорда крыла также меняется по эллиптическому закону. Иными словами, крылом с наименьшим индуктивным сопротивлением является крыло, имеюи ее эллиптическую форму в плане. [c.297]

Взакрученном же крыле картина может резко измениться. Например, в трапецевидном крыле, положительно закрученном, ординаты нагрузки на большом участке крыла могут быть постоянной величиной. С другой стороны, закрученное крыло прямоугольной формы может иметь характер распределения нагрузки трапецевидного незакрученного крыла. Следовательно, в закрученных крыльях вопрос о форме крыла в плане не играет большой роли благодаря возможности получения эллиптического распределения циркуляции на определенном эксплоатационном угле атаки. [c.62]

Если длина размаха достаточно велика, то движение жидкости вокруг каждого сечсния крыла приближенно соответствует плоскому обтеканию бесконечно длинного крыла с таким профилем сечения. В этом случае можно утверждать, что распределение (2) циркуляции осуществляется при эллиптической в плане (в плоскости х, г) форме крыла с полуосями 1x14 и lj2. [c.266]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...