Определение удлинения крыла

ОПРЕДЕЛЕНИЕ УДЛИНЕНИЯ КРЫЛА [c.137]

Для определения с р рекомендуется следующая зависимость, применяемая для крыльев малого удлинения с формой в плане, близкой к прямоугольной [c.331]

В классической теории несущей линии рассматривается плоское неподвижное крыло большого удлинения в установившемся потоке. Применяется линеаризация, состоящая в том, что крыло и пелена описываются плоскими слоями вихрей. Допущение большого удлинения позволяет разделить задачу на две. Первая (внутренняя) задача касается аэродинамики сечения крыла. Обтекание принимается локально двумерным, а влияние остальных частей крыла и пелены описывается постоянной по сечению индуктивной скоростью, вызывающей изменение его угла атаки. Для определения аэродинамических нагрузок сечения (подъемной силы, сопротивления и момента) используются либо теория профиля, либо экспериментальные данные. Вторая (внешняя) задача состоит в определении индуктивных скоростей. Крыло изображается присоединенным вихрем, с которого [c.429]

Аэродинамические свойства крыла, так же как и плоской пластинки, сильно зависят от отношения размаха крыла I к его ширине Ь (это отношение I Ъ называется относительным размахом, или удлинением)-, а именно, коэффициент лобового сопротивления Су,, соответствующий определенному значению коэффициента подъемной силы Са, тем меньше, чем больше относительный размах. Наоборот, коэффициент подъемной силы, соответствующий определенному значению угла атаки, тем больше, чем больше относительный размах. До тех пор, пока обтекание крыла происходит плавно, без отрыва потока, такое поведение указанных коэффициентов легко объяснить на основе теоретических соображений относительно движения жидкости без трения. При этом сопротивление трения, а также сопротивление давления (если имеет место отрыв потока) остаются, конечно, неучтенными, что [c.276]

Установленные выше теоретические формулы для вычисления этих коэффициентов широко подтверждаются опытом [13], как это показано на графиках (фиг. 28.11, а, б, в), представляющих испытания, проведенные на эллиптическом крыле со стрелой, определенной углом 8 = 45°, и с удлинением Х = 6 (фиг. 28.12). [c.323]

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ И СИЛЫ ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА. ФОРМУЛЫ ДЛЯ ПЕРЕСЧЕТА НЕЗАКРУЧЕННЫХ КРЫЛЬЕВ С ОДНОГО УДЛИНЕНИЯ НА ДРУГОЕ [c.292]

Поэтому изложенный здесь метод расчета, естественно, не может быть использован для определения аэродинамических характеристик крыльев, работающих на больших (около критических) углах атаки, и крыльев малых удлинений. [c.441]

Библиографические указания. Определению сил, действующих на тонкие тела, которые движутся в потоке жидкости или газа, посвящена обширная литература [4, 5, 12, 14, 15, 24, 27, 28, 31, 39, 43, 52, 67, 74]. Изложение этого вопроса применительно к задачам аэроупругости можно найти в книгах [4, 15, 39, 67]. Приближенные формулы для больших сверхзвуковых скоростей приведены в статьях [27, 31, 74] сопоставление этих формул дано в книге [15]. Области применения различных аэродинамических теорий приведены в табл. 1 [39]. В этой таблице к — приведенная частота по выражению (7) 6 — отношение толщины или амплитуды к хорде крыла 1, — удлинение (отношение длины крыла к хорде). [c.473]

При таком определении можно исходить из гипотезы плоских сечений, согласно которой рассматриваемый элемент крыла обтекается так же, как соответствующий профиль, принадлежащий Щ1-линдрическому крылу бесконечного размаха. Расчеты на основе этой гипотезы дают удовлетворительную точность для крыльев с малой стреловидностью н удлинением Я р> (3 4). [c.247]

Здесь мы рассмотрим вопросы, касающиеся крыла с точки зрения прочности и веса конструкции, считая, что аэродинамический расчет сделан и выбрана уже площадь крыла 5, удлинение X и размах. Следовательно, определению подлежат форма крыла в плане, коэфициент сужения п = и толщина профиля. [c.57]

Чтобы получить поляру крыла, имеющего определенное геометрическое удлинение, необходимо провести расчеты, которые учи- [c.53]

Выше было показано, что система уравнений (5.47) описывает течение совершенного газа в пограничном слое на поверхности тонкого крыла, обтекаемого гиперзвуковым потоком вязкого газа. Она включает в себя геометрический параметр zq — удлинение крыла и обладает определенной специфической структурой. При совершении предельного перехода zq О для крыльев общей формы с dp/dz = 0(1) система уравнений трехмерного пограничного слоя вырождается в двумерную систему уравнений, описывающую течение в поперечном сечении х = onst) и содержащую продольную координату в качестве параметра [Дудин Г.Н., Нейланд В.Я., 1976, 1977]. [c.208]

Рассчитать аэродинамические характеристики поворотной консоли можно по следующей приближенной методике. Рассматривая консоль как крыло малого удлинения, а воздух, обтекающий ее в рабочей части малоскоростной аэродинамической трубы,— как несжимаемую жидкость, для определения статической производной коэффициента нормальной силы изолированной консоли используем зависимость с = = (с )и.к от сужения, удлинения крыла и угла стреловидности его передней кромки, приведенную на рис. 12.12 в книге [5]. [c.309]

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]

Каждая точка получена пересчетом программного цикла на эквивалентный (по усталостному повреждению) уровень отнулевого нахружения. Пересчет проведен с использованием изложенной выше методики для кривой усталости с показателем степени м = 4. По оси ординат отложены эквивалентные номинальные напряжения брутто в сечении крыла, по оси абсцисс - число программных циклов до появления усталостной трещины в зоне продольного стыка. На том же рисунке приведены зависимости о = / (Л для отнулевого растяжения образца из сплава Д16Т. Видно, что эта зависимость является приемлемой в качестве расчетной для определения усталостной долговечности натурного крыла большого удлинения. [c.414]

Сопротивление крыла конечного размаха больше, чем крыла с бесконечным удлинением, поскольку свободные вихри генерируются непрерывно и на это расходуется дополнительная энергия. В модели идеальной жидкости эта дополнительная энергия уходит на образо-вамие свободных вихрей, так что требуется непрерывный подвод энергии к вихревой системе, несмотря на то, что течение остается потенциальным. В модели потенциального течения результирующая сила R отклоняется вниз по течению от нормали к направлению скорости Свободного потока Va (рис. 15-19). По определению подъемная сила А перпендикулярна Va. Составляющая R, направленная параллельно Vo, есть дополнительная сила сопротивления и называется индуктивным сопротивлением Dj. Из рис. 15-19 и выражения (15-34) имеем [c.417]

С 1915 по 1919 г. было сделано несколько попыток использовать приращение осевой скорости, получаемое в импульсной теории, для расчета лопасти по элементам. Однако никто не довел этих попыток до использования характеристик профиля в двумерном потоке, так как все исследователи на той или иной стадии обращались к эксперименту, чтобы установить, как выбирать характеристики сечений. А. Бетц в 1915 г. положил осевую скорость равной V + v, как в импульсной теории, и заметил, что требуемое удлинение больше действительного удлинения лопасти. Однако, признавая, что требуемое удлинение стремится к бесконечности, он по-прежнему считал его точное значение зависящим от формы лопасти в плане. Г. де Ботезат в 1918 г. также использовал результат импульсной теории, положив осевую скорость равной V v и взяв соответствующую величину окружной скорости на диске), но он принял подход Джевецкого и провел испытания серии специальных пропеллеров с целью определения характеристик профилей. Э. Фейдж й Г. Коллинз в 1917 г. использовали в качестве осевой скорости некоторую часть скорости У + и, определяемую эмпирически. Характеристики профилей они приняли такими же, как у крыла с удлинением 6, поэтому в величину индуктивной скорости нужно было вводить эмпирическую поправку на изменение удлинения. Таким образом, теория элемента лопасти оставалась полуэмпирической как в отношении изменения скорости вследствие интерференции, так и в отношении выбора характеристик профилей. [c.61]

Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси [20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущаюнщх поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2) она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. [c.204]

Для решения системы уравнений пограничного слоя (5.47) необходимо знать распределение давления, которое не задано и должно определяться в процессе решения краевой задачи (5.47) совместно с уравнениями для внешнего невязкого течения. Так как в данной главе рассматривается обтекание крыльев с удлинением го = О (1) и для внешнего невязкого течения справедлива теория полос [Хейз УД., Пробетин Р.Ф., 1962], то для определения давления можно использовать приближенную формулу касательного клина , например, в форме, справедливой при М оТ > 1 (5.56), которая в этом случае, приводится к виду [c.232]

Так как в данной главе рассматривается обтекание треугольных крыльев с удлинением 2 о = О (1), то для внешнего невязкого течения при Моо 1 справедлива теория полос [Хейз УД., Пробетин Р.Ф., 1962] и для определения давления используется приближенная формула касательного клина в форме, которая в безразмерных переменных имеет вид [c.242]

Для решения системы уравнений (7.53) необходимо знать распределение давления, которое создается под влиянием вытесняющего воздействия пограничного слоя и толщины тела. Это давление не задано и должно определяться в процессе решения краевой задачи (7.53) совместно с уравнениями для внешнего невязкого потока, получающимися при использовании гиперзвуковой теории малых возмущений. Однако при рассмотрении обтекания тонких крыльев с удлинением го = О (1) для внешнего невязкого течения при числе Маха набегающего потока М о 1 применима теория полос [Хейз У. Д., Пробетин Р.Ф., 1962] и для определения давления при условии Моо<5> 1 можно использовать приближенную формулу касательного клина , которая после введения переменных (7.50)-(7.52) принимает вид [c.331]

Исследовано обтекание плоского треугольного крыла на режиме сильного взаимодействия пограничного слоя с внешним сверхзвуковым потоком. Ана л итиче ско е исследование проведено при использовании ньютоновского предельного перехода, при котором величина показателя адиабаты стремится к единице, а значения чисел Маха и Рейнольдса — к бесконечности [Дудин Г.Н., Нейланд В. Я., 2002]. Для случая обтекания холодного крыла с достаточно большим удлинением, когда в пограничном слое поперечные токи малы, получено аналитическое выражение с точностью до второго приближения для определения линии перехода от закритического к докритическому течению. Проведено сравнение с результатами численных расчетов. [c.365]

Для учета влияния вязкости и отрыва потока при определении суммарных аэродинамических характеристик тела вращения (подъемной силы и момента) используются различные приближенные приемы, основанные в значительной мере на обработке и обобщении результатов эксперимента. При малых углах атаки изменение коэффициента подъемной силы тела вращения можно принять линейным. Для этого случая К. К. Федяевский (1938) получил формулу для определения подъемной силы, исходя из эмпирического распределения завихренности в кормовой части тела вращения, которое было предложено Т. Карманом. По этой формуле тела вращения с заостренной кормовой частью имеют подъемную силу, примерно в три раза меньшую, чем крылья малого удлинения той же формы в плане. При систематическом экспериментальном исследовании аэродинамических характеристик тел вращения различной формы, проводившихся Н. Н. Фоминой (1935), была выявлена существенная нелинейность при изменении коэффициентов подъемной силы и момента по углу атаки. Для приближенного определения аэродинамических коэффициедтов на участке их нелинейного изменения используется схема П-образного вихря, расположенного в кормовой части тела вращения, предложенная в работе [c.91]

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]

Обработка статистической информации об удлинении крьшьев легких самолетов показала, что X 7,31 ( 0,84). Значения коэффициент Освальда е = 0,80. .. 0,85 - для крыла без механизации и е = 0,75. .. 0,80 -для крыла с выпущенной механизацией. С учетом этого формула (3.50) ддя определения зависимости между проектными параметрами самолета Ро и, % из условия обеспечения требования НЛГС к вертикальной скорости у [c.53]

Для отрыва потока необходима определенная интенсивность нарастания давления вдоль хорды (градиент давления), которому соответствует определенное значение коэффициента подъемной силы, называемого Су начала срыва (Су р). С уменьшением удлинения и увеличением стреловидности крыла уменьшается разность давлений между нижней и верхней п01верх1ностями крыла, что приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы. Одновре- [c.12]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...