Крыло плоское

Рис. 2.1,1. Комбинация корпуса и плоского крыла (плоская комбинация) под малым углом атаки при нулевом угле крена

Совмещенная сборка радиальных покрышек при двухстадийном способе осуществляется в две стадии (рис. 1.7). Первая стадия сборки проводится на разжимном барабане, исходный диаметр de которого меньше диаметра кольца бортового крыла (плоский метод). Этот метод включает в себя следующие операции а — наложение бортовых лент и слоев каркаса на сжатые основной и вспомогательные сборочные барабаны б — посадка бортовых крыльев (бортовых колец) в — разжатие основного барабана (при этом происходит вытяжка и опрессовка слоев корда каркаса покрышки) г — заворот участков слоев каркаса, образующих боковины покрышки, на крыло. [c.17]

Коэффициент Ьз в данной задаче выпадает (крыло плоское) координата (р2 определяется линией пересечения конуса Маха для однородного потока за ударной волной с поверхностью крыла. Ее значение находится из выражения [c.269]

Как показано на рис. 189, анализ обтекания профиля крыла плоским потоком вязкой жидкости разбивается на несколько этапов. Сначала нужно выполнить расчет безвихревого потока невязкой жидкости около крыла. Помимо прочего, этот расчет дает расположение передней критической точки, начиная с которой пограничный слой нарастает. Как только это сделано, необходимо [c.207]

Самые простые крылья плоские, обтянутые полотном. Ферма — силовая часть крыла, состоит из лонжеронов, связанных нервюрами и расчалками. Такие крылья делают для самолетов, обладающих скоростями до 300 км/ч учебно-тренировочных, спортивных и специального применения. [c.66]

Конструкция регулятора с постоянным размахом крыльев показана на рис. 80, а. Плоские лопасти I закреплены на валу 2, скорость которого требуется регулировать. При вращении вала поверхность крыльев (лопастей) испытывает сопротивление окружающего воздуха, создающее тормозной момент регулятора. [c.115]

При обтекании хорошо обтекаемого крыла, наклоненного под малым углом к направлению потока а на рис. 36, так называемый угол атаки), развивается большая подъемная сила Fy, при этом сопротивление Fx остается малым, и в результате отношение Fy/Fx может достичь больших значений (порядка 10—100). Так продолжается, однако, лишь до тех пор, пока угол атаки не сделается слишком большим (обычно 10°). После этого сопротивление начинает очень- быстро возрастать, а подъемная сила падать. Это явление обусловливается тем, что при больших углах атаки тело перестает удовлетворять условиям хорошей обтекаемости место отрыва сильно смещается по поверх-пости тела по направлению к его переднему краю, в результате чего след делается значительно более широким. Надо иметь в виду, что в предельном случае тела очень малой толщины, т. е. плоской пластинки, хорошее обтекание имеет место только при очень малом угле атаки отрыв происходит на переднем крае пластинки уже при малых углах ее наклона к направлению потока. [c.259]

Если крыло обладает очень большим размахом (и постоянным вдоль размаха сечением), то, рассматривая его как бесконечно длинное вдоль оси г, можно считать движение жидкости плоским (в плоскости X, у). Из соображений симметрии ясно, что при этом скорость Vz = d(p/dz в направлении размаха будет вообще равной нулю. В этом случае, следовательно, мы должны искать решение, в котором испытывает скачок только сам потенциал при непрерывных его производных другими словами, поверхность касательного разрыва вообще отсутствует, и мы имеем дело просто с неоднозначной функцией ф(х,у), принимающей конечное приращение Г при обходе по замкнутому кон- [c.260]

Здесь мы ограничимся изучением обтекания тонкого крыла с очень большим размахом, с постоянным вдоль размаха профилем сечения. Рассматривая длину размаха как бесконечную, мы будем иметь дело с плоским (в плоскости х, у) течением газа. Вместо уравнения (123,1) будем иметь теперь для потенциала уравнение [c.651]

Рассмотрим плоское движение самолета, np,i котором траектория ого центра масс расположена в некоторой фиксированной вертикальной плоскости, служащей плоскостью материальной симметрии самолета. Силами, действующими на самолет, являются сила тяги винта Р, направленная по оси винта и составляющая с хордой крыла постоянный угол г -, сила тяжести G [c.268]

Здесь, в отличие от коэффициента трения пластины f, коэффициент сопротивления трения профиля обозначается Сх(. Иногда еще вводят понятие о сопротивлении формы. Под коэффициентом сопротивления формы понимают разность между коэффициентом профильного сопротивления и коэффициентом трения плоской пластины, имеющей ту же поверхность, что п данное крыло ) [c.17]

Ранее иры рассмотрении крыла бесконечного размаха предполагалось, что течение остается плоским и что направление скорости набега.ющего потока нормально к передней кромке крыла. Рассмотрим теперь крыло бесконечного размаха, обдуваемое иод углом к передней кромке илп эквивалентное ему крыло, [c.101]

На основании теории пограничного слоя получены также формулы, позволяющие рассчитывать теплообмен вблизи передней критической точки поверхностей, которые имеют затупленные передние кромки. Такое тело может быть осесимметричным (например, корпус ракеты) или плоским (например, крыло самолета). [c.385]

Хотя, строго говоря, в природе плоских течений не встречается, однако существует много случаев, когда поток с достаточной для целей практики точностью может считаться плоским. Например, поток воздуха, обтекающий длинное цилиндрическое крыло (рис. 2.21, а), если из рассмотрения исключить области вблизи концов крыла поток воды в широком прямоугольном канале (рис. 2.21, б), если из рассмотрения исключить области, 52 [c.52]

В заключение отметим, что при изучении обтекания цилиндрических тел нельзя значения сил, полученных для плоской задачи, распространять на все тело путем простого их умножения на размер цилиндра вдоль образующей. Дело в том, что при обтекании цилиндров конечной длины возникают так называемые концевые эффекты , которые заключаются в образовании вблизи концов цилиндра вторичных течений, создающих за цилиндром особую систему вихрей, которая может заметно влиять на силы, действующие на тело. Такая система вихрей (вихревая пелена) изменяет направление поперечной силы Жуковского, что приводит к появлению индуктивного сопротивления. Эти вопросы изучаются в теории крыла. [c.398]

Хотя, строго говоря, в природе плоских течений не встречается, однако существует весьма много случаев, когда поток с достаточной для целей практики точностью может считаться плоским. Примерами могут служить а) поток воздуха, обтекающий длинное цилиндрическое крыло (рис. 28, а), если из рас- [c.56]

Из анализа выражений (1.13) — (1.15) можно сделать вывод, что каждую из аэродинамических сил можно разделить на составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательным напряжением, возникающим при движении вязкой жидкости. При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части (донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления разделяют, в свою очередь, на две составляющие сопротивление от давления на боковую поверхность — головное сопротивление и сопротивление от давления на донный срез — донное сопротивление. Поэтому, например, для суммарного сопротивления и соответствующего аэродинамического коэффициента [c.26]

При исследовании плоских, установившихся течений сжимаемой жидкости (в частности, около профиля крыла) уравнение неразрывности приобретает вид д дх) рУЧ- (5/5у)(рЕу) = 0, а при исследовании пространственных установившихся течений (например, обтекания крыла конечного размаха) (5/5х) (рЕ,.) Ч-+ (5/5г/) (рЕ, ) Ч- ( 5/52) (рЕ,) = 0. [c.55]

Рассчитывая обтекание профиля и крыла конечного размаха потоком несжимаемой жидкости, полагают, что при таком обтекании образуется плоское возмущенное течение, что, конечно, является идеализацией, так как при обтекании профилей, принадлежащих крыльям конечного размаха, и при обтекании непосредственно крыльев конечного размаха возникает трехмерное течение. Однако полученные характеристики являются одними из основных параметров, используемых при расчете аналогичных характеристик реальных [c.160]

Рассмотрим подсасывающую силу, возникающую при дозвуковом обтекании крыла, у которого передняя кромка может быть закруглена. Известно, что для тонкого симметричного профиля, обтекаемого под углом атаки, коэффициент подъемной силы = 2я(а -f )- Его значение можно рассматривать как сумму ДВУХ составляющих = 2яа — коэффициента для плоской пластины под [c.203]

В других случаях, связанных с изучением сверхзвуковых аэродинамических характеристик крыльев с дозвуковыми передними кромками, при наличии угла атаки (или аналогичных крыльев с несимметричным профилем и при а == 0) необходимо использовать метод диполей. Этот метод позволяет рассчитать сверхзвуковое обтекание плоского треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками при а ф 0. [c.214]

На поверхностях тонких крыльев, обтекаемых сверхзвуковым линеаризованным потоком, покажите области с различным характером возмущенного движения при сверхзвуковой передней кромке плоского треугольного крыла (рис. 8.3, а), а для плоского прямоугольного крыла (рис. 8.3, б) — при выполнении ус- [c.215]

Рис. 8.3. Плоские треугольное (а) и прямоугольное (б) крылья

Найдите распределение давления, подъемную силу, сопротивление и мо мент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для плоского тре угольного крыла в виде тонкой пластинки (рис. 8.5), обтекаемой сверхзвуковым [c.216]

Рис. 8.5. Плоское треугольное крыло

Рис. 8.6. Плоское треугольное крыло в прямом (а) и обращенном (6) движении

Покажите характер распределения нагрузки Ар = р — р по размаху тонкого плоского треугольного крыла со сверхзвуковыми кромками в прямом и обращенном движении (рис. 8.6). Покажите, что коэффициенты подъемной силы и волнового сопротивления этих крыльев, расположенных под одним и тем же малым углом атаки, одинаковы. [c.216]

Тонкое плоское крыло треугольной формы в плане (см. рис. 8.5) расположено в сверхзвуковом потоке под малым углом атаки а = 0,1 рад. Найдите рас- [c.216]

Тонкое плоское шестиугольное крыло (рис. 8.7), имеющее размеры Ь р = = 7 м 1 = 3 м 2 = 6 м / = 5 м, обтекается сверхзвуковым потоком под малым [c.217]

Рис. 8.7. Плоское шестиугольное крыло

Рис. 8.8. Плоское четырехугольное крыло

Определите угол у боковой кромки тонкого плоского крыла (рис. 8.8), при котором в случае линеаризованного обтекания сверхзвуковым потоком с числом Моо > 2 не наблюдается влияния концов крыла. [c.217]

Рис. 8.20. Обтекание плоского треугольною крыла с дозвуковыми кромками

Определяя к. п. д., находят Т, а по нему Г пользуясь уравнением связи Г = /ob yWi, находят Ьсу, затем по величине Су выбирают уюл атаки а,-, соответствующий максимальному качеству, а по нему угол заклинивания Р —а . Если крыло плоское, то расчёту подлежит средняя дужка, расположенная на з/з R, что даёт плохое качество на иных радиусах. Его легко можно определить по получившемуся значению aj, определяемому из вы- [c.214]

Отклонение потока при гипотезе о существовании позади крыла плоской вихревой пелены. Как уже было показано выше, позади крыла образуется вихревая пелена, которая отделяется от задней кромки крыла и простирается назад в бесконечность параллельно потокз [c.243]

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]

Так, например, для крыла в виде плоской пластинки бесконечного размаха, наклоненной под малым углом атаки а, имеем = 2 = ( J — ), и формула (48,7) дает Г = —naail. Коэффициент подъемной силы такого крыла равен [c.269]

Итак, рассмотрим плоское обтекание тела с бесконечно длинным размахом ( крыла ) произвольного, не обязательно симметричного сечения. При этом мы будем интересоваться картиной течения на достаточно больших (по сравнению с размерами) расстояниях от тела. Для удобства изложения мы сначала опишем качественно получающиеся результаты, а затем перейдем к количественному расчету. На рис. 122 АВ и А В — звуковые линии, так что слева от них (вверх по течению) лежит целиком дозвуковая область стрелкой изображено направление натекаю1дего потока (которое мы ниже выбираем в качестве оси л с началом где-либо в районе тела). На некотором расстоянии от линии перехода возникают исходящие от тела ударные волны EF и E F на рис. 122). Оказывается, что все исходящие от тела характери- стики (в области между линией перехода и ударной волной) можно разделить на две группы. Характеристики первой группы достигают звуковой линии, оканчиваясь на ней (или, иначе говоря, отра саясь от нее в виде характеристики, приходящей к телу на рис. 122 изображена одна из таких характеристик). Характеристпкп ке второй группы оканчиваются на ударной [c.625]

Такой же самый закон подобия получается, очевидно, и в плоском случае —для обтекания тонкого крыла бесконечной протяженности, Для коэффициентов сопротивлення и подъемной силы получаются при этогуг формулы вида [c.659]

Определить подъемную силу, действующую на плоское крыло бесконечного размаха, наклоненное к направлению движения под малым углом атаки а при Mia l (Л. D. Linnell, 1949). [c.660]

Найдите аэродинамические коэффициенты профиля крыла в виде плоской пластинки с хордой 6 = 2 м и длиной / = 5 м (рис. 7.11), обтекаемой сверхзву- [c.177]

При сверхзвуковых передних кромках выполняется условие ро < <(л/2 — у) иР" этом линии Маха располагаются на поверхности треугольного крыла за этими кромками (рис. 8.11, а). Для треугольного крыла поверхность разбивается на две области (/ и //) с различными характерами обтекания (рис. 8.11, а). Обтекание части крыла, лежащей вне конуса возмущения (область /), совпадает с обтеканием плоского крыла бесконечного размаха со скольжением (угол ско,льже-ния равен углу стреловидности у). Давление в этой области постоянно. В области // поток конический здесь давление постоянно вдоль лучей, исходящих из вершины крыла. [c.221]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...