Характеристики крыла конечного размаха

ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА КОНЕЧНОГО РАЗМАХА [c.125]

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]

Присоединенным вихрям, циркуляции которых определяют подъемную силу крыла конечного размаха, соответствуют свободные вихри, сходящие с крыла и образующие его след. Нагрузка лопасти наиболее сильно изменяется в ее концевой части. Поэтому завихренность в следе несущего винта концентрируется в спиралеобразные концевые вихри, расположенные под винтом. В отличие от крыла лопасть проходит очень близко от собственного следа и от следов предшествующих лопастей. Близость следа оказывает значительное влияние на распределения индуктивных скоростей и нагрузки лопасти. Вихревая теория представляет собой исследование работы несущего винта, в котором на основе законов гидродинамики, определяющих движение и воздействие завихренности (формула Био — Савара, теоремы Кельвина и Гельмгольца), рассчитывается индуцируемое следом винта поле скоростей и, в частности, распределение индуктивных скоростей по диску винта. В простейшем варианте вихревой теории использована схема активного диска. Это означает, что не учитывается дискретность самого винта и его следа, связанная с конечным числом лопастей, а завихренность непрерывно распределяется по пространству, занятому следом. При этих условиях задача может быть решена аналитически, по крайней мере для вертикального полета ). Если рассматривать ту же схему течения, что и в импульсной теории, то вихревая теория должна, конечно, дать такие же результаты. Однако вихревая теория лучше, чем импульсная, пригодна для обобщений схемы течения (например, учета неравномерности нагрузки на диск), так как она связана с рассмотрением местных, а не обобщенных характеристик. [c.83]

Теория несущей линии нашла применение и при решении ряда задач, относящихся к исследованиям прямого крыла конечного размаха вблизи земли, влияния упругости крыла на его аэродинамические характеристики и т. д. [c.93]

С целью определения потенциала <р (х уи 21), что даст возможность определить аэродинамические характеристики (сх и Су) крыла конечного размаха в сверхзвуковом потоке, введем новые переменные [c.467]

Строго говоря, течение около профиля, рассматриваемое как плоское, является идеализированным. В действительности обтекание профиля, принадлежащего реальному крылу конечного размаха, будет трехмерным. Поэтому аэродинамические характеристики профиля не могут быть перенесены непосредственно на крыло. Однако эти характеристики могут являться одним из основных параметров, используемых при расчете аналогичных характеристик реальных крыльев. Вместе с тем решение задачи о профиле имеет и самостоятельное значение, так как можно указать случаи, когда на отдельных участках крыльев обтекание профилей практически имеет плоский характер. [c.227]

В настоящем разделе мы установим аэродинамические характеристики крыльев биплана с выносом. Задача заключается в том, чтобы определить влияние одного крыла на другое. Это трудная и сложная задача даже в случае биплана с бесконечным размахом, при конечном же размахе крыльев она становится почти не разрешимой, если не ввести необходимые упрощения, посредством которых могут быть получены приближенные решения, достаточные для практического применения. [c.376]

Для заданной формы в плане аэродинамические характеристики могут быть определены, если найдены соответствующие их значения для ряда профилей, выбранных вдоль размаха крыла (точнее, для элементарных прямоугольных крыльев с такими профилями). При этом у прямоугольного крыла бесконечного размаха такие его характеристики, как коэффициенты подъемной силы, момента тангажа, будут теми же, что и у профиля. У крыла же конечного размаха с произвольной формой в плане аэродинамические параметры могут оказаться довольно близкими к соответствующим их значениям для профиля. [c.154]

Колебания конструкции ЛА в полете вызывают изменение аэродинамического давления на колеблющейся поверхности, что в свою очередь сказывается на характере самих колебаний. Различают два вида аэродинамических сил зависящие от перемещений (так называемые силы аэродинамической жесткости) и силы, определяемые поперечными скоростями перемещений (силы аэродинамического демпфирования). Для малых перемещений принята линейная зависимость сил от местных углов атаки. Аэродинамические силы являются потенциальной причиной потери устойчивости. Величины коэффициентов аэродинамических сил зависят от формы перемещении колеблющейся поверхности, ее геометрии и скорости набегающего потока. В зависимости от режима полета применяют те или иные аэродинамические теории несжимаемого потока, дозвукового, трансзвукового, сверхзвукового и гиперзвукового. На практике используют методы расчета аэродинамических характеристик при определенных допущениях. Согласно гипотезе стационарности аэродинамические характеристики крыла, движущегося с переменной линейной и угловой скоростями, заменяются в каждый момент времени аэродинамическими характеристиками того же крыла, движущегося с постоянными линейной и угловой скоростями. Распрост-раиенной также является гипотеза плоских сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение крыла бесконечного размаха. Для крыла достаточно большого удлинения обычно принимают, что хорды, перпендикулярные оси жесткости, при колебаниях не деформируются. Толщину и кривизну крыла (оперения) предполагают малыми (по сравнению с хордой). [c.484]

Аэродинамика крыла в несжимаемой жидкости, являющаяся содержанием настоящей книги, нашла в ней полное и широкое освещение. Отдельные разделы теории крыла в плоскопараллельном потоке и теории крыла конечного размаха (теория моноплана бесконечного и конечного размаха, теория биплана бесконечного и конечного размаха, вопросы неус-тановившегося движения, определение влияния границ потока на аэродинамические характеристики несущих систем) изложены весьма подробно, с привлечением конкретных практических приложений и сравнением теоретических результатов с данными эксперимента. [c.5]

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]

Если Ц. с. равна пулю по любому контуру, проведенному внутри жидкости, то течение жидкости — безвихревое, или потенциальное течение, и потенциал скоростей — однозначная ф-ция координат. Если же Ц. с, по нек-рым контурам отлична от нуля, то течение жидкости — либо вихревое в соответственных областях, либо безвихревое, но с неоднозначным потенциалом скоростей (область течения многосвязная). В случае потенциального течения в многосвязной области Д. с. по всем контурам, охватывающим одни и те же твердые границы, имеет одно и то же значение. Д, с, широко иснользуется как характеристика течений идеальной (без учета вязкости) жидкости. По динамич. теореме Томсона (Кельвина) Д. с, по замкнутому жидкому контуру остается постоянной во все время движения, если 1) жидкость является идеальной, 2) давление (газа) жидкости зависит только от плотности и 3) массовые силы — потенциальны, а нотенциал однозначен. Для вязкой жидкости Д. с. со временем изменяется вследствие диффузии вихрей. При плоском циркуляционном обтекании контура идеальной несжимаемой жидкостью, при к-ром скорость на бесконечности отлична от нуля, воздействие жидкости на контур определяется но Жуковского теореме и прямо пропорционально значению Ц. с., плотности жидкости и значению скорости потока на бесконечности. При плоском обтекании идеальной жидкостью крыла с острой задней кромкой величипа Д. с. определяется Чаплыгина — Жуковского постулатом. При обтекании крыла конечного размаха, хорда к-рого в плане меняется, Д. с. вдоль размаха крыла также меняется. [c.401]

IV. ( <4 + I) 1 — (3/<4 -1- 1) Лз + -Ь 1) 5 — -(7/ ,-f 1)Л = (Л)4-т. о. для определения И. с. какого угодно крыла необходимо иметь характеристику профилей в рассматриваемых сечениях при бесконечном размахе. Характеристики для конечного размаха определяются опытным путем. Выше был уше излошен приблишен-ный метод пересчета с конечного размаха на бесконечный. Этот метод, однако являющийся точным для эллиптич. крыла, не дает возможности более точно подсчитать характеристику бесконечного размаха для крыльев других форм. [c.60]

В предыдущей главе мы изложили теорию моноплана бесконечного размаха как основу для изучения действительных крыльев монопланов конечного размаха. В практике используются также самолеты с двумя парами крыльев, образующими бипланную коробку (и очень редко — многопланы). Для установления характеристик действительных бипланов с конечным разхмахом крыльев необходимо изложить аналогичным образом результаты, относящиеся к бипланам бесконечного размаха, рассматривая их, следовательно, с точки зрения теории плоского движения. [c.151]

Наиболее часто применяемой на практике задачей является переход от крыла с одним относительным размахом к другому. Если мы имеем для дагного размаха А поляру Лилиенталя, то можно определить для каждого угла атаки профильное сопротивление, т., е. найти характеристику. этого крыла для бес-конечного размаха, вычитая из абсцисс кривой Лилиенталя абсциссы параболы И. с., построенной для значения А. Находя параболу И. с. для другого относительного размаха А и прикладывая к нему профильное сопротивление, найдем новую поляру, для относительного размаха А. Однако от относительного размаха зависит также и скос потока поэтому при определенных значениях подъемной силы как при бесконечном раз- с, [c.58]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...