Основания теории крыльев

ОСНОВАНИЯ ТЕОРИИ КРЫЛЬЕВ. [c.88]

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]

В работах того же автора, Основания гидродинамической теории камер, подводящих воду к турбине , ч. I (Труды ЦАГИ. №44, 1929) то же, ч. П (Труды ЦАГИ. №50, 1930) то же, ч. III (Труды ЦАГИ. №68, 1931), дана чрезвычайно обстоятельно развитая методами теории функций комплексного переменного теория камер, подводящих воду в турбину. Все эти работы представляют замечательную по полноте теорию гидравлических аппаратов, основанную на методах современной гидро- и аэромеханики наряду с приложениями теории крыла и пропеллера, мы имеем здесь одно из самых замечательных приложений теории к регаению актуальных технических задач. [c.169]

Практическая реализация расчета профилей упиралась в чисто математические трудности. Поэтому в начале 20-х годов была выдвинута приближенная теория крыла — теория тонкого крыла, основанная на снесении условий на контуре профиля на отрезок прямой и построении соответствующего течения во внешности отрезка. [c.290]

Теория крыла . Если крыло имеет конечный размах, то на задней его кромке образуется, как об этом уже было рассказано в 7 гл. II (см. рис. 46), поверхность раздела. Края этой поверхности свертываются, вследствие чего возникают два вихри, простирающиеся позади крыла на протяжении всего его пути. В каждый промежуток времени длина этих вихрей увеличивается на длину пути, пройденного крылом, поэтому кинетическая энергия вихрей должна все время возрастать. Но для этого, на основании закона сохранения энергии, необходимо, чтобы крыло все время совершало работу. Очевидно, что эта работа может состоять только в преодолении сопротивления. Таким образом, крыло конечного размаха испытывает сопротивленце даже при движении в жидкости, лишенной трения. Приближенное вычисление этого сопротивления возможно следующим образом. [c.282]

До сих пор задачи, относящиеся к крыльям конечного размаха, изучались нами на основании теории вихрей, которые мы рассматривали образующими несущую линию или распределенными по поверхности. Непосредственно обтекания крыла трехмерным потоком мы не рассматривали ввиду непреодолимых трудностей, стоящих на пути к решению таких задач. Однако попытки некоторых авторов продвинуться в этом направлении, несмотря на трудоемкость и сложность вычислений, привели к конкретным и весьма интересным результатам, которые мы изложим здесь вкратце. [c.303]

Но, как мы видели в первом томе, наличие этих бесконечно больших скоростей ведет, благодаря дей твию вязкости, даже исчезающе малой, к образованию поверхности раздела. Такая поверхность раздела, сбегающая с Задней кромки крыла в виде некоторого слоя, свертывается в вихрь, так называемый начальный вихрь. Так как этот вихрь должен состоять, на основании теорем Гельмгольца, из одних и тех же частиц жидкосги, го он увлекается натекающей на [c.179]

Решение автомодельной задачи о наклонном входе плоской пластины в идеальную сжимаемую жидкость дано в [116]. Рассматривается период движения, когда передний срез пластинки находится над свободной поверхностью. В случае несжимаемой жидкости эта задача исследовалась в [50] на основании теории неустановившегося движения тонкого крыла, развитой Л. И. Седовым [124]. В [177] получено автомодельное решение о наклонном входе в идеальную несжимаемую жидкость жесткого клина. [c.109]

Метод замены подъемной силы крыла действием лишь одного вихря используется в так называемой теории вихревой несущей линии (рис. IX. 12, а). Подъемную силу крыла можно создать не одним присоединенным вихрем, как это сделал Н. Е. Жуковский, а системой вихрей, непрерывно распределенных по контуру профиля крыла (рис. IX. 12, б). Теория, имеющая в своем основании такую схему, значительно сложнее первой она называется теорией вихревой несущей поверхности. [c.219]

В 1906 г. Н. Е. Жуковский совместно с С. А. Чаплыгиным опубликовал работу О трении смазочного слоя между шипом и подшипником . В ней было дано точное математическое решение задачи Петрова. В этом же году Н. Е. Жуковский разработал теорию подъемной силы крыла. На основании этой теории стало возможно производить расчеты крыльев самолетов, а также лопастей рабочих колес гидравлических турбин, центробежных и пропеллерных насосов. Таким образом была решена важнейшая проблема аэродинамики и гидродинамики. [c.8]

Идеи, -заложенные в указанном выше классическом сочинении профессора Н. П. Петрова, нашли свое дальнейшее отражение и в трудах Н. Е. Жуковского. В 1906 г. Н. Е. Жуковский совместно с С. А. Чаплыгиным опубликовал работу СЗ трении смазочного слоя между шипом и подшипником . В ней было дано точное математическое решение задачи Петрова. В том же году Н. Е. Жуковский разработал теорию подъемной силы крыла. На основании этой теории стало возможным производить расчеты крыльев самолетов, а также лопастей рабочих колес гидравлических турбин, центробежных и пропеллерных насосов. Таким образом, была решена важнейшая проблема аэродинамики и гидродинамики. [c.9]

Колебания аэро гидроупругих систем имеют большую актуальность в авиационной и ракетной технике. Типичным примером является флаттер крыла самолета. Разработана теория упругих колебаний таких сложных конструкций, как самолет, ракета. Полет в воздушной среде, колебания жидкого топлива в баках, мощные источники энергии, установленные на упругих основаниях, наличие замкнутых систем автоматического управления могут приводить к возникновению опасных нарастающих колебаний. [c.342]

Вклад в усовершенствованные исследования напряжений в теории корабельных конструкций был сделан двумя русскими инженерами А. Н. Крыловым и И. Г. Бубновым. А. Н. Крылов (1863— 1945 гг.) занимался развитием практических методов исследования колебаний кораблей и методами исследования напряжений в киле, который рассматривался как балка на упругом основании. И. Г. Бубнов (1872—1919 гг.) занимался теорией изгиба прямоугольных пластин, в которых принимались во внимание не только поперечные силы, но также силы, действующие в срединной плоскости пластины. Он также исследовал изгиб прямоугольных пластин, защемленных по всем краям, и подготовил первую удовлетворительную таблицу изгибающих моментов и прогибов для этого сложного случая. Благодаря работе этих двух выдающихся инженеров в России были наиболее современные монографии по теории конструкций кораблей. [c.659]

Среди насущных проблем рассматриваемого периода выделялась задача о сверхзвуковом обтекании профиля крыла и крыла конечного размаха. Решение ее, основанное на теории малых возмущений, получено в 1945—1946 гг. [c.329]

Однако сравнение вычисленного волнового сопротивления и сопротивления, замеренного в действительности, показывает, что, несмотря на различие физической природы этих сопротивлений, теория волнового сопротивления дает прекрасное приближение. Это происходит потому, что теория волнового сопротивления достаточно правильно представляет условия на большом, но конечном расстоянии от тела. В известной степени это аналогично линейной теории индуктивного сопротивления крыла конечного размаха в дозвуковом потоке, — плоская вихревая пелена позади крыла не может простираться в бесконечность, тем не менее вычисления индуктивного сопротивления, основанные на этом допущении, дают хорошее приближение. [c.57]

Вывод теоремы Жуковского, основанный на применении теории функций комплексного переменного, был дан в 1910 г. С. А. Чаплыгиным, 2 который получил общие формулы главного вектора и главного момента сия давления потока на крыло. [c.284]

Ошибочной была и другая теория, основанная на представлениях Ньютона о том, что воздух состоит из отдельных, не связанных менаду собою частиц, которые, двигаясь в потоке, набегающем на препятствие, ударяются о его переднюю сторону и отдают препятствию свое количество движения. В применении к крылу эта точка зрения приводит к выводу, что подъемная сила пропорциональна квадрату синуса угла атаки, тогда как на самом деле подъемная сила нарастает с возрастанием угла атаки значительно быстрее (приблизительно, пропорционально синусу утла атаки). [c.13]

Слабым местом современной теории крыла, основанной на идее нрисоединне-ных вихрей, является то, что она не дает объяснения происхождению лобового сопротивления. Известно, что основная часть лобового сопротивления находит объяснение в конечности размаха крыла и во влиянии на поток сбегающих с крыла вихревых усов. Это так называемое индуктивное сопротивление. Но, помимо индуктивного сопротивления, есть и другие факторы, вызывающие лобовое со-противленпе. Одним из них является образование за крылом так называемых вихревых дорог Кармана, другой фактор был указан Н.Е. Жуковскими мы назовем соответствующую часть сопротивления сопротивлением Жуковского. [c.172]

Чтобы покончить с работами, связанными непосредственно с теорией крыла, отметим работу Г.Н. Бабаева О роторах Флеттнера (Учен. зап. Сарат. гос. университета, педагогич. факультет. Т. VH. Вып. 11, 1929), в которой автор применяет обычный метод изучения крыльев к случаю двух роторов Флеттнера. Между прочим, автор показал, что линия моментов в этом случае представляет собою астроиду. Что касается величины силы давления потока, то она определяется по формуле Н.Е. Жуковского, причем под циркуляцией надо понимать циркуляцию вокруг обоих роторов. Метод исследования основан на применении [c.174]

Однако уже тогда были сделаны попытки расчета обтекания тел сжимаемым потоком. Первоначально был предложен метод разложения решения в ряды по степеням числа Маха О. Янцен (1913) и Рэлей (1916). В 20-х годах Прандтль указывал в своих лекциях, на основании линеаризации уравнений аэродинамики, что подъемная сила тонких тел возрастает благодаря сжимаемости воз-292 духа в 1/У 1 — раз . Этот результат был переоткрыт Г. Глауертом вследствие чего вся линеаризованная теория получила название теории Прандт-ля — Глауерта. Обстоятельное исследование влияния сжимаемости воздуха на подъемную силу крыла в постановке Янцейа — Рэлея было проведено П. А. Вальтером Наибольшее распространение в теории крыла в сжимаемом потоке получили с середины 30-х годов приближенные методы расчета, восходящие к теории газовых струй Чаплыгина . [c.292]

Эти вихри, сбегаюп1ие почти с концов крыла, должны состоя ib, на основании теорем Гельмгольца, из одних и тех же частиц жидкости, так что крыло, движущееся в жидкости с некоторой скоростью V, оставляет, в первом прибтжепии, позади себя систему из двух вихрей, изображенную на фиг. 155. При этом для того, чтобы сначала рассмотреть возможно более простой случай, мы предполагаем, что подьем-ная сила, следовательно, и цирку.- ягщя, по всей длине крыла постоянна, а на концах крыла внезапно падает до нуля. Далее, если учесть, [c.194]

Мы изложили приближённую теорию крыла конечного размаха в идеальной жидкости, основанную на замене крыла [c.376]

Раздел теоретической механики, занимающийся движениями такого рода изменяемых сред, носит наименование механики сплошных сред, а часть ее, относящаяся к жидким и газообразным средам,-же-ханики жидкости и газа. Этот термин получил в последнее время широкое распрострапенне, придя па смену ранее употреблявшемуся термину гидромеханика, включавшему в себя как собственно механику жидкости (от греческого хидрос — вода), так и механику газов, в частности воздуха. Развитие авиации вызвало особый интерес к вопросам силового взаимодействия воздуха с движущимися в нем. телами (теория крыла и винта) и движения тел в воздухе при наличии этих взаимодействий (динамика полета) так появилась аэромеханика. Углубление знаний в области движения сжимаемых жидкостей (газов) привело к возникновению газовой динамики, а применение ее результатов к авиации и ракетной технике полол ило основание к созданию новой дисциплины— аэротермодинамики, под которой сейчас понимают механику и термодинамику газа, движущегося с большими сверхзвуковыми и гиперзву-ковыми скоростями. [c.11]

Дальнейшее детальное исследование контактных задач соприкосновения круговых тел без трения (при невыполнимости гипотезы Герца с малости участка контакта) было проведено в работах А. И. Каланди [178—180, 182]. После вывода и решения основных уравнений, совпадаю щих внешне с уравнениями теории крыла конечного размаха с неизве стным параметром, рассматривается жесткий штамп с плоским симмет ричным основанием, вдавливаемый силой, действующей вдоль оси штам па, в упругую среду, представляющую собой бесконечную плоскость круговым отверстием. Предполагается, что штамп может совершат [c.18]

Наряду с методом источников, а таюсе вихревой теорией, относящихся к точным, в практических исследованиях достаточно широк з используются приближенные методы оценки аэродинамических производных несущих поверхностей. В их числе методы, основанные па гипотезах гармоничности и стационарности, а также метод касательных клиньев, дающие удовлетворительные результаты для достаточно широкого класса крыльев, обтекаемых дозвуковыми и сверхзвуковыми неустановившимися потоками при иебольш их числах Струхаля, характеризующих эти потоки. [c.242]

Результаты исследования координаты г , полученные по аэродинамической теории тонкого тела [18], приведены в табл. 2.5.1 в виде зависимости безразмерного параметра 2, = (2 — г)кр/(5т — г) р от отношения (гт)кг> = = /(5т)кр- Эта зависимость, как видно из табличных данных, весьма слабая, что свидетельствует о возможности осуществлять приближенный расчет боковой координаты вихря без учета интерференции с корпусом, т. е. для изолированного крыла. При этом такой расчет, основанный на линеаризованной теории, позволяет учесть влияние числа Мю, сужения Г1 р = Ь р/Ькц. удлинения Х р = 2 (5т — г)/Ьсц и угла стреловидности tgyJ 2. Соответствующие [c.198]

В теории линейных обыкновенных дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами такое построение решения известно под названием метода Коши- Исторически, однако, получилось так, что в сопротивлении материалов тот же по существу метод был разработан на основе механических идей, В создании метода в такой трактовке принял участие ряд ученых, среди них были А- Клебш, И. Г. Бубнов, Н. П. Пузыревский, А. Н. Крылов, Н, К- Снитко. Этот метод получил название метода начальных параметров. Он используется в механике твердых деформируемых тел не только при интегрировании уравнения изгиба балки, но и в других случаях (см. гл. II, XI), где ситуация аналогична (наличие участков)—при интегрировании дифференциальных уравнений изгиба балки на упругом основании, сложного (продольно-поперечного) изгиба балки и других аналогичных. [c.215]

В действительном потоке кинетическая энергия вторичного течения составляет весьма малую долю вторичных потерь, обусловленных в основном трением на стенках и отрывом пограничного слоя на спинке лопатки. Успех теории индуктивного сопротивления крыла конечного размаха в отличие от решетки объясняется тем, что у крыла отсутствуют ограничивающие стенки. Кроме того, в последнем случае есть бол1)Ше оснований для проведения линеаризации, так как основной поток не испытывает поворота, и дополнительные скорости вторичного потока относительно меньше, чем в межлопаточных каналах решетки. [c.440]

Работы Прандтля по сопротивлению материалов составляют лишь малую долю его общего вклада в инженерную механику. Самые крупные его достижения относятся к аэродинамике и потому не входят в поле зрения нашего изложения отметим здесь все же, что с 1906 г., когда организовалось Авиационное научно-исследовательское общество (Motorlufts hiff—Studiengesells baft), Прандтль стал отдавать все больше и больше своего времени аэродинамике. В 1908 г. в Геттингене была сооружена по проекту Прандтля небольшая аэродинамическая труба. Использование последней в решении ряда научно-исследовательских вопросов, а. также техника измерений и методика обработки результатов оказались столь успешными, что постановка экспериментальной работы по аэродинамике весьма скоро и по всему миру усвоила методы Прандтля. В годы первой мировой войны в Геттингене была построена вторая, более крупная аэродинамическая труба, и Прандтль опубликовал свои чрезвычайно ценные труды по теории несущего крыла (Tragflugeltheorie), в которых излагалось, как следует проектировать самолеты на основании экспериментов в аэродинамической трубе с маломасштабными моделями. Его идеи и на этот раз получили всеобщее признание, и в настоящее время ими пользуются в своей повседневной работе авиаконструкторы всего мира. [c.474]

Наиболее полно разработаны методы расчета, основанные на линейной теории сверхзвукового обтекания тонких тел. В основу этой теории положены предположения о том, что форма тела и характер его движения в сверхзвуковом потоке обеспечивают малость возмущений, т. е. малое отличие всех газодинамических параметров в возмущенной области течения от значений этих параметров в набегающем равномерном потоке. Из всех работ, посвященных линейной теории нестационарного сверхзвукового обтекания тел, следует упомянуть две монографии [1, 2]. Первая книга содержит ряд фундаментальных результатов, позволяющих разработать методы расчета нестационарного сверхзвукового обтекания тонкого крьша произвольной формы. Во второй книге дано систематическое изложение теории нестащюнарного сверхзвукового обтекания тонких тел различной формы. Следует также отметить большую и очень полезную работу, выполненную под руководством С. М. Белоцерковского, при создании атласа стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане [3]. [c.68]

Учитывая измененне относнтельного ветра посредством индуцированного течения, на основании (е) мы получим результат, согласно которому подъемная снла каждого отдельного элемента крыла, а также общая подъемная сила крыла являются линейнымн функциями угла атаки, как в двумерной теории но наклон линии действия подъемной силы в зависимости от угла атаки зависит от относительного удлинения и уменьшается с уменьшением относительного удлинения. Это положение из качественных методов признал уже Ланчестер. [c.61]

Н. Е. Жуковский является основоположником учения о подъемной силе крыла в илоскопараллельном потоке. Знаменитая формула Жуковского, выражающая подъемную силу крыла в виде произведения плотности жидкости на скорость движения в ней крыла и на напряжение присоединенных вихрей или циркуляцию , опубликованная п 1906 г., получила всеобщее признание как основа теории подъемной силы крыла. Зарубежные историки аэродинамики пытаются без достаточных к тому оснований поделить приоритет Жуковского на эту формулу с немецким ученым Кутта, работа которого по вопросу о подъемной силе частного вида крыла была опубликована несколько ранее работы Жуковского. При этом затушевывается тот основной исторический факт, ч го только Жуковский дал первую общую теорию подъемной силы, основанную на смелой и оригинальной идее присоединенного вихря . Приоритет на циркуляционную теорию подъемной силы великого русского ученого, далеко продвинувшего вперед разрешение почти всех основных гидроаэродинамических проблем своего времени и открывшего новые пути развития современной механики жидкости и газа, совершенно неоспорим. [c.30]

В работе [82] был измерен контур линии 1 . Измерения велись в условиях эксперимента, описанного в работе [81]. Техника эксперимента была значительно выше 1) электронная плотность определялась по рассеянию лазерного излучения, 2) применялась система дифференциальной откачки, 3) удалось избавиться от рассеянного видимого света, 4) использовался очень чистый аргон. Несмотря на улучшение техники эксперимента, по-прежиему не было согласия теории с экспериментом, что указывало на неточность теории или на неприменимость теории в условиях эксперимента. Было высказано предположение, что наличие незначительных отклонений от больцмановского равновесия может значительно искажать контур и этим объясняется несоответствие эксперимента с теорией [86]. Теория Грима не позволяет объяснить наблюдаемую асимметрию линии Ь . На основании экспериментальных данных были созданы 1ювые теории, уточняющие теорию Грима [87]. Так, например, были внесены поправки к контуру в крыльях линии [88]. В работах [89—93] также указывается на наличие [c.367]

Приведенные рассуждения наводят на мысль, что в полоске соединения накладки с упругим полупространством распределение контактных напряжений в поперечном нанравлении моишо считать таким же, какое получается па основании решения указанной плоской контактной задачи. Это допущение принимается также в задаче о вдавливании узкой балки в упругое полупространство [4]. Оно аналогично предположению, на котором построена теория узкого крыла конечного размаха. [c.292]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...