Крыло в плоско-параллельном потоке

КРЫЛО в ПЛОСКО-ПАРАЛЛЕЛЬНОМ ПОТОКЕ. [c.61]

Предположим, что винт вращается вокруг своей оси с угловой скоростью ii и помещен в равномерном потоке, идущем параллельно его оси со скоростью V. Сечение лопасти винта имеет форму профиля крыла подъемная сила, действующая на элемент лопасти при его движении относительно жидкости, должна быть связана с циркуляцией жидкости вокруг лопасти. Так как циркуляция меняется вдоль лопасти от корня к концу, с лопасти должны сбегать вихри, идущие в потоке позади винта вместе с жидкостью по траекториям, приближающимся к винтовым линиям. Эти вихри сосредоточены главным образом у корня и у концов лопастей таким образом струя винта состоит из некоторой завихренной массы жидкости, причем вихри сосредоточиваются у оси и у границы струи. По аналогии с общей теорией крыла можем заключить, что каждый элемент крыла нужно рассматривать как крыло в плоско-параллельном потоке скорости этого потока образуются благодаря сбегающим вихрям. Точное определение скоростного поля представляет весьма сложную задачу благодаря периодичности потока для большинства практических приложений вполне достаточно заменить периодически меняющийся поток некоторым средним потоком. Эта замена равносильна предположению, что при исследовании скоростного поля сбегающих вихрей можно тягу и момент, действующие на конечное число лопастей на некотором радиусе, заменить равномерным распределением тяги и момента по окружности того же радиуса. [c.149]

Угол атаки крыла а превосходит угол атаки при котором в плоско-параллельном потоке получается тот же коэфициент подъемной силы, на уго i [c.104]

Вопрос обтекания в плоско-параллельном потоке пары крыльев, образующих бипланную систему, весьма сложен полное решение было получено только в случае, когда в качестве профилей крыльев служат прямолинейные отрезки. Здесь мы дадим лишь краткий очерк этой теории с целью показать метод анализа и общие результаты. [c.124]

Отсутствие метода определения циркуляции скорости вокруг крыла затрудняло использование формулы Жуковского для практических расчетов. Эту принципиально важную задачу решил ученик и последователь Жуковского С. А. Чаплыгин [40] и почти одновременно с ним В. Кутта [41]. Начиная с 1910 г. Чаплыгин проводит цикл работ по теории крыла. В статье О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910 г.) Чаплыгин сформулировал положение (постулат Чаплыгина — Жуковского ), согласно которому при безотрывном обтекании профиля крыла потоком идеальной жидкости хвостовая точка профиля (точка заострения) является точкой схода потока с верхней и нижней поверхностей крыла. Этот постулат позволил вычислить циркуляцию скорости по замкнутому контуру, охватывающему профиль крыла, и тем самым определить подъемную силу по формуле Жуковского. В этой работе Чаплыгин изложил основы плоской задачи аэродинамики и дал формулы для расчета сил давления потока на различные профили крыла. Он впервые вывел общие формулы для силы и аэродинамического момента указал на наличие значительного опрокидывающего момента, действующего на самолет, и вследствие этого опасность потери устойчивости [c.287]

В 1910 г. С. А. Чаплыгин начинает цикл работ по теории крыла. Результаты исследования аэродинамических сил, действующих на крыло самолета, Чаплыгин изложил в работе О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910), а также в докладе Результаты теоретических исследований о движении аэропланов , сделанном в ноябре 1910 г. на заседании Московского общества воздухоплавания и изданном в 1911 г. Применение теории струй позволило оценить величину сил, действующих на простейшее крыло — пластинку. Чаплыгин ссылается на соответствующие работы Релея, Жуковского и на свою работу О газовых струях , в которой он дал формулы для [c.276]

Теорема Кутта —Жуковского ). Если неподвижный профиль крыла обтекается с циркуляцией К равномерным плоско-параллельным потоком воздуха со скоростью V в бесконечности, то на крыло действует подъемная сила, равная КяУ и направленная перпендикулярно скорости V. Направление вектора подъемной силы получается поворотом вектора V на прямой угол в сторону, противоположную направлению циркуляции. [c.188]

Эта связь аэродинамики плоскопараллельного потока несжимаемой жидкости с прекрасно разработанной теорией функций комплексного переменного позволяет с успехом решать для плоско-параллельного потока задачи, представляющие значительные трудности в случае произвольного течения в пространстве. Особое значение этот метод приобрел в проблемах теории крыла. [c.124]

I. Плоский поток. Напомним, что плоским потоком называется такой ноток, в котором жидкость движется параллельно некоторой плоскости, причем во всех плоскостях, параллельных упомянутой, все явления, характеризующие поток (распределение скоростей, давлений и пр.), совершенно одинаковы. Такой поток имеет место всегда при обтекании весьма длинного, по сравнению с поперечными размерами (теоретически говоря, бесконечно длинного), цилиндра, если скорость потока направлена перпендикулярно к образующим цилиндра. В авиационных вопросах плоский поток встречается, например, при изучении поступательного движения цилиндрических крыльев. [c.127]

В главе VI рассмотрено подробно обтекание с трением плоской пластины, расположенной параллельно направлению потока в этом случае давление в потоке практически не изменяется нри обтекании же крыла давление около его поверхности существенно изменяется. Исходя из этого, всё течение вблизи крыла следует разделить на два основных участка конфузорный участок. [c.377]

Для определения этого сопротивления следует рассмотреть двухмерное плоское обтекание крыла бесконечного размаха. Выберем на обтекаемой поверхности элемент прямоугольного крыла единичного размаха и расположим его внутри замкнутого контура 1—1—2—2 (рис. 4.1.29). Форма контура может быть произвольной, однако для простоты примем ее прямоугольной — такой, чтобы линии 1—1 и 2—2 были параллельны оси у, а линии 1—2 —от х, с которой совпадает вектор скорости набегающего потока. Линия 1—1 проходит в зоне невозмущенно-го потока, характеризующегося скоростью Voo, статическим давлением [c.177]

Здесь r ji y bv, T. e. половине циркуляции, к-рая получилась бы, если бы каждый элемент рассматриваемого крыла работал так же, как он работал бы при этом же угле установки в плоско-параллельном потоке (т. е. при бесконечном размахе), Су — коэф. подъемной силы профиля с бесконечным размахом, в — угол мешду радиусом и осью абсцисс, определяющий положение какого- [c.59]

Сечение крыла работает в точности так, как если бы оно принадлежа I к крылу бесконечного размаха с углом атаки а, оно дает коэфициент подъ емной силы Су и коэфициент профильного сопротивления С , соответствующие этому углу атаки в плоско-параллельном потоке. Но подъемная сила наклонена назад на небольшой угол (фиг. 81) и дает вследствие этого составляющую в направлении лобового сопротивления. Эта составляющая называется индуктивным сопротивлением, так как она вызывается индуцированной скоростью отходящих вихрей. Коэфициент индуктивного сопротивления профиля равен [c.98]

Формула пересчета для угла атаки приложима только к крыльям с эллиптической формой в плане и постоянным углом атаки по размаху, а для1 крыльев с другой формой в плане может быть употребляема лишь как грубое приближение. Формула для угла атаки позволяет также легко определить наклон кривой подъемной силы. Если —наклон в плоско-параллельном потоке и а—для эллиптического крыла с удлинением X, формула [c.106]

В эти годы появились новые работы Жуковского, имеющие важное значение для самолетостроения О контурах поддерживающих поверхностей аэропланов (1910 г.) и Определение давления плоско-параллельного потока жидкости на контур, который в пределе переходит в отрезок лрямой (1911 г.). Ученый предложил ряд теоретических профилей крыльев и рулей (рули Жуковского, крылья типа инверсии параболы, крылья типа Антуанетт) и дал расчетные формулы для определения подъемной силы и линии ее действия для этих профилей. Профили, полученные инверсией параболы, были независимо исследованы Чаплыгиным, вследствие чего они названы профилями Жуковского — Чаплыгина. [c.288]

С. А. Ч а п л ы г и н, О влиянии плоско-параллельного потока воздуха на движущееся в нем цилиндрическое крыло. Собр. соч., т. 3, ОНТИ, [c.800]

Теория плоско-параллельного потока идеальной жидкости привела к определению подъемной силы крыла в предположении существования циркуляции, но это решение является неполным во многих отношениях. Условия, являющиеся причиной возникновения циркуляции в начале движения, остались неисследованными не определенна величина циркуляции, за исключением профилей с острой задней кромкой. Гипотеза Жуковского, согласно которой циркуляция должна быть выбрана так, чтобы происходило плавное обтекание задней кромки, такисе требует критического исследования. Наконец теория не указала на существование лобового сопротивления профиля. [c.72]

Полное теоретическое исследование описанной пространственной схемы вихревого движения встречает, однако, большие трудности. Линеаризация этой схемы (рис. 147, в), обычная для теории индуктивного сопротивления крыла, основана на предположении о малости скоростей вторичного потока по сравнению со скоростями основного потока. Действительный поток рассматривается при этом как сумма основного потока, в котором движение происходит в плоскостях, параллельных торцовым стенкам, и вторичного потока, возникающего в поверхностях, перпендикулярных к линиям тока основного потока. За решеткой в основном потоке все линии тока тоже считаются параллельными. Вторичный поток в перпендикулярной к ним плоскости можно рассматривать как плоское вихревое движение идеальной несжимаемой жидкости. При линеаризации задачи интенсивность вихревой пел ны, сходящей с кромок лопаток, не зависит от вторичных течений, в озникающих в межлопаточном канале, а определяется только изм не.шем циркуляции в зависимости от заданною изменения скорости вдоль лопатки перед решеткой. [c.435]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...