Несущая поверхность конечного размаха

Несущая поверхность конечного размаха. Оба метода, изложенные выше в разделе 4, могут быть применены к вычислению потока, создаваемого несущей поверхностью, если распределение подъемной силы на поверхности крыла задано. Так как в принятой здесь приближенной теории влияние конечной толщины крыла на поток не зависит от потока, создаваемого подъемной силой, то несущую поверхность можно рассматривать как не имеющую толщины. Вместо источников и стоков, примененных в теории сопротивления, в теории несущей поверхности необходимо применять элементарные решения, представленные на фиг. 16 и 17. [c.39]

С. А. Чаплыгин еще в 1910 г. нашел причину возможности изменения интенсивности присоединенного вихря в сходе вихрей с поверхности крыла и дал первую теорию крыла конечного размаха изложение этой теории появилось, повидимому, впервые лишь в специальной монографии В. В. Голубева, выпущенной в свет в 1931 г. Только спустя много лет после создании теории Чаплыгина появилась теория несущей линии Прандтля. [c.449]

Наиболее простой вихревой системой, заменяющей крыло конечного размаха, будет система, состоящая из одного несущего вихря с напряженностью Г (рис. 166) и двух параллельных свободных вихрей с такой же напряженностью, сбегающих с концов крыла и простирающихся до бесконечности (необходимость последнего обстоятельства вытекает из теоремы о том, что вихревая нить нигде внутри жидкости не может окончиться и должна состоять все время из одних и тех же частиц эта теорема имеет чисто кинематический характер и поэтому одинаково приложима как к свободному вихрю, так и к системе, состоящей из несущего и свободных вихрей). Однако в действительности подъемная сила отдельных элементов (профилей) крыла по мере приближения к концам крыла уменьшается, поэтому указанная вихревая система является лишь первым приближением. Для получения системы вихрей, более точно заменяющей крыло конечного размаха, следует наложить друг на друга очень большое число упрощенных систем, каждая из которых имеет бесконечно малую напряженность и свой размах (рис. 167). Такая система вихрей дает приближенную картину поверхности раздела, сбегающей с задней кромки крыла, однако без учета тех изменений, которые эта поверхность испытывает по мере удаления от крыла вследствие возрастающего свертывания. Чем меньше подъемная сила, тем медленнее происходит свертывание поверхности раздела, и в предельном случае очень малой подъемной силы этим свертыванием при определении поля скоростей вблизи крыла можно полностью пренебрегать. [c.284]

Для обычных углов атаки теория крыльев конечного размаха находится в хорошем согласии с опытом. Однако гипотеза о возможности замены несущей поверхности несущей линией является несколько смелым приближением тем не менее она приводит к довольно близким к дейст- [c.232]

До сих пор задачи, относящиеся к крыльям конечного размаха, изучались нами на основании теории вихрей, которые мы рассматривали образующими несущую линию или распределенными по поверхности. Непосредственно обтекания крыла трехмерным потоком мы не рассматривали ввиду непреодолимых трудностей, стоящих на пути к решению таких задач. Однако попытки некоторых авторов продвинуться в этом направлении, несмотря на трудоемкость и сложность вычислений, привели к конкретным и весьма интересным результатам, которые мы изложим здесь вкратце. [c.303]

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]

В геттингенской школе Праядтля получили всестороннее развитие идеи теории пограничного слоя, вихревой теории крыла конечного размаха ( несущие линии и поверхности) и полуэмпирической теории турбулентности. Здесь были выполнены в 20—30-х годах важные работы но сверхзвуковой аэродинамике Из геттингенской школы вышли или свею были органически связаны Я. Аккерет, А. Бетц, Г. Блазиус, А. Буземан, Т. Карман, М. Мунк, [c.282]

Идеи Н. Е. Кочина были использованы М. Д. Хаскиндом (1945) для решения задачи о движении тела под поверхностью жидкости конечной глубины как для плоского, так и для пространственного случая. Выразив силы, действующие на подводное тело, через функции Н, Хаскинд решил в качестве примеров в первом приближении Кочина задачи о круглом и эллиптическом цилиндре и о сфере. В 1956 г. Хаскинд рассмотрел подводное крыло конечного размаха в виде несущей линии, изогнутой в плоскости, перпендикулярной к набегающему потоку. [c.14]

Дальнейшее развитие авиационной техники потребовало рассмотрения крыльев с формами в плане, отличными от формы прямого крыла большого удлинения. Теория прямой несуш ей линии, данная Л. Прандтлем, не позволяла рассматривать крылья произвольной формы в плане даже сравнительно большого удлинения. К числу таких крыльев относятся стреловидные крылья. Причина состоит в том, что в этих случаях индуктивные скорости на несуш ей линии обраш аются в бесконечность. А. А. Да-родницын (1944) обобщил теорию на случай крыла с криволинейной несущей линией, показав, что для крыльев большого удлинения это обобщение может служить достаточно хорошим приближением к теории несущей поверхности. Отметив невозможность описания обтекания только с йомощью введения понятия постоянного по хорде индуктивного угла атаки, он предложил рассматривать индуктивные скорости не на самой несущей линии, где они бесконечны, а в ее окрестности, С помощью дополнительного потока с логарифмическим потенциалом, обтекающего сечения крыла, определяется циркуляция, обусловленная конечностью размаха и криволинейностью оси крыла, а также действующие на крыло силы и моменты. [c.94]

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]

К работам по теории крыла конечного размаха тесно примыкают исследования взаимодействия несущих поверхностей с телами вращения (интерференция). А. А. Дородницыным (1944) было предложено решение задачи об определении несущих свойств системы, состоящей из крыла большого удлинения и тонкого длинного фюзеляжа. Крыло заменялось несущей линией (пронизывающей фюзеляж) с переменной по размаху циркуляцией и сходящими с нее свободными вихрями, а фюзеляж — соответствующими особенностями, расположенными на оси. В. Ф. Лебедев (1958) обобщил метод А. А. Дородницына на случай стреловидного крыла и крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем. В работе А. А. Никольского (1957) предложено правило расчета подъемной силы а индуктивного сопротивления и рассмотрены некоторые задачи оптимизации системы крыло — фюзеляж в случае, когда крыло мало возмущает осесимметричный поток вокруг фюзеляжа. Вихревые линии, сходящие с крыла, при этом криволинейны и расположены вдоль линий тока исходного осесимметричного потока около изолированного фюзеляжа. А. И. Го-лубинский (1961) разработал метод решения задачи для обтекания крыла с бесконечно длинным цилиндрическим фюзеляжем. При этом для крыла использовалась теория несущей поверхности, а на поверхности фюзеляжа удовлетворялись граничные условия и путем разложения в ряды с помощью цилиндрических функций решалась соответствующая краевая задача. Расчет и опыты показали, что если диаметр фюзеляжа сравним с размахом крыла, то аэродинамическая сила, возникающая вследствйе интерференции, получается того же порядка, что и сила, действующая на изолированные консоли крыла. [c.97]

Теория, аналогичная теории плоского крыла конечного размаха, используется и при рассмотрении обтекания таких тел, как кольцевое крыло. В работах С. М. Белоцерковского (1952, 1954) развивается теория кольцевого крыла как для схемы кольцевой несущей линии, так и для кольцевой несущей Цоверхности в случае кольцевого крыла малого удлинения. В теории кольцевой несущей линии задача, приводится к интегро-дифференциальному уравнению. В теории кольцевой несущей поверхности разработаны методы численного рас1ета, [c.98]

Интеграл давленая, взатый по поверхности крыла. Здесь и в дальнейших номерах этого раздела настоящей главы мы будем предполагать, что несущая поверхность простирается в обе стороны (на фигурах— перпендикулярно к плоскостн бумаги) настолько далеко, что возмущающим действием концов этой поверхности можно пренебречь. Иными словами, мы будем рассматривать крыло с бесконечным размахом или просто бесконечно длинное крыло. Крылья с конечным размахом, когда возмущающим действием их концов уже нельзя пренебречь, будут рассмотрены в 115—130, [c.172]

Теория нестационарного двнасення крыла конечного размаха, а также более общая теория несущей поверхности была исследована Н. Н. Поля.ховым отошлем интересующихся к его монографии ). [c.413]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...