Определение длины хорды крыла

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДЛИНЫ ХОРДЫ КРЫЛА [c.138]

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 осуществлении расчетов в качестве таких размеров для летательных аппаратов самолетных схем принято выбирать следующие 5кр — площадь крыла в плане / — размах крыла Ь — хорда крыла. Если крыло имеет переменную по размаху хорду, то в качестве характерного размера выбирается средняя аэродинамическая хорда сах двух длин I и Ь таким характерным размером выбирают размах крыла при определении моментов Му, My , Мх, Mxi и хорду в случае вычисления моментов тангажа М , Мг. [c.416]

Приближенное определение коэффициента интерференции /Ст, а также координаты центра давления на корпусе с учетом влияния сжимаемости, длины хвостового участка корпуса и сужения консоли можно осуществить непосредственно, рассмотрев область переноса нормальной силы в виде участка плоской поверхности (рис. 2.3.1,б,в). Течение здесь рассчитывается как поток около изолированной консоли полубесконечного размаха. В соответствии с данными линеаризованной теории перепад коэффициента давления, индуцированного таким крылом со сверхзвуковой передней кромкой на участке между линиями Маха, исходящими из начала и конца бортовой хорды, равен [15] [c.164]

Отметим, что при увеличении угла атаки растет и лобовое сопротивление. Отношение полезной подъемной силы к вредной силе лобового сопротивления определяет качество крыла . Для легких спортивных самолетов и истребителей это отношение находится в пределах 12 +15, а для тяжелых грузовых и пассажирских самолетов оно достигает величин 17 + 25. Аэродинамическое качество повышается при улучшении обтекания (уменьшении С ) и увеличении отношения размаха крыла Ь к длине его хорды Ь. Из распределения сил давления следует, что равнодействующая этих сил смещена к передней кромке крыла. Это необходимо принимать во внимание при определении моментов сил, действующих на крыло и определяющих устойчивость самолета. Весьма поучительным является опыт с тонким диском, находящимся в потоке воздуха. Если струю от вентилятора направить на диск, который может свободно вращаться вокруг вертикальной оси (рис. 4.31), то диск займет устойчивое положение, при котором его плоскость перпендикулярна потоку воздуха. Если диск случайно повернется, и кромка окажется ближе к вентилятору, чем кромка К , то возникнет подъемная сила, точка приложения которой будет расположена между кромкой и осью вращения диска. Момент этой силы повернет диск в исходное устойчивое положение. Отметим, что положение, при котором плоскость диска направлена по потоку, является также положением равновесия, однако это равновесие является неустойчивым. [c.84]

Так как эти внешние течения не свободны от вращения частиц, то может случиться, что скорость в пограничном слое окажется больше скорости во внешнем течении. Это произойдет в тех местах, в которые вторичные течения, возникшие в пограничном слое, переносят жидкость из областей с высокой энергией. Далее, может быть и такой сл 1ай, когда в пограничном слое сразу возникнет возвратное течение, противоположное направлению основного течения, однако это возвратное течение совсем не будет означать отрыва от обтекаемой стенки, так как дальше вниз по течению оно исчезнет. И это явление объясняется переносом энергии вторичным течением. Из этого примера видно, что при трехмерных пограничных слоях определение отрыва слоя от обтекаемой стенки связано с трудностями, так как связь возвратного течения с касательным напряжением уже не столь простая, как при плоском течении [ ], [ ]. Как показал Л. Э. Фогарти [2 ], такое же распадение системы уравнений пограничного слоя на автономные уравнения, как и в случае внешнего течения U = U (х), W = W (х) [уравне] ия (11.57)], получается при обтекании бесконечно длинного крыла, вращающегося вокруг вертикальной оси (несущий винт вертолета). Это означает, что вращение не влияет на составляющую скорости в направлении хорды крыла, следовательно, и на отрыв пограничного слоя. Вследствие вращения возникают только сравнительно небольшие радиальные скорости. [c.248]

Теоретический расчет раскроя паруса. Парус цилиндрического крыла не имеет купольности, поэтому в каж дом сечении крыла, перпендикулярном килевой трубе, он будет представлен в виде дуги окружности, подсчитать величину которой не представляет трудности. На рис. 51 изображено такое сечение, отстоящее от килевой трубы или вершины крыла на Zt и имеющее на виде в плане хорду Ь. Из- математики известно, что определить длину дуги можно, зная радиус окружности и угол, под которым эта дуга видна из центра окружности. Чтобы не произ]водить громоздких геометрических построений для определения угла дуги, воспользуемся аналитической зависимостью, вытекающей из рис. 51 [c.97]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...