Крылья конечной длины под углом атаки

Рассматривается обтекание гиперзвуковым потоком вязкого газа треугольного крыла конечной длины под углом атаки [Дудин Г.Н., 1983, а]. Предполагается, что угол атаки мал и такой, что всегда выполняется предположение гиперзвуковой [c.237]

Перетекание воздуха снизу вверх у торцов крыла происходит тем более интенсивно, чем больше разность давлений под крылом и над ним, т. е. чем больше угол атаки. Вследствие этого при увеличении угла атаки лобовое сопротивление для крыла конечного размаха растет гораздо быстрее, чем для крыла бесконечной длины. Ясно, что эти явления сказываются тем меньше, чем больше длина крыла по отношению к его ширине, т. е. чем больше относительный размах крыла. С точки зрения уменьшения лобового сопротивления выгодно применять крылья с большим относительным размахом. [c.560]

Аналогичным образом производится пересчет углов атаки при переходе от одного относительного размаха к другому. Углу атаки а бесконечно длинного крыла в горизонтальном потоке соответствует угол атаки а крыла конечного крыла (см. рис. 165). [c.297]

Таким образом угол атаки, который имел бы элемент конечного крыла, если бы, при равной подъемной силе, ои был частью бесконечно длинного крыла, равен [c.215]

Поскольку Г имеет размерность [о1 ([ ] — размерность длины), то П. с. можно выразить равенством У — Сур8и 2, где 5 — величина характерной для тела площади (напр., площадь крыла в плане, равная ЬЬ, если Ь — длина хорды профиля крыла), Су — безразмерный коэф. П. с., зависящий в общем случае от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Не и Маха М. Значение Су определяют теоретич. расчётом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, для крыла бесконечного размаха в дло-скопараллельном потоке при небольших углах атаки Су = 2ш(а — ао), где а — угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла), ав — угол атаки при нулевой П. с., т — коэф., зависящий только от формы профиля крыла, напр, для тонкой слабоизогнутой пластины т — л. В случае крыла конечного размаха Ь коэф. т = л/(1—2 Х), [c.670]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...