Подъемная сила профиля крыла

На использовании подъемной силы основано действие крыла самолета. Теорию подъемной силы профиля крыла самолета разработал русский ученый Н. Е. Жуковский (1847—1921). Он установил, что течение около крыла самолета можно представить как [c.150]

Коэффициент подъемной силы профиля (крыла бесконечного размаха) [c.164]

Волновое сопротивление и подъемная сила профиля крыла. Для выпуклого и вогнутого углов, отличающихся на малый угол ДО от 180°, можно [c.527]

Поверхностное натяжение — см. Натяжение поверхностное Поглощение звука 259 Пограничный слой 517 Подобия закон 516 Подъемная сила профиля крыла 527 Покой жидкости относительный 460,461, [c.546]

Волновое сопротивление и подъемная сила профиля крыла. Для выпуклого и вогнутого углов, отличающихся на малый угол А6 от 180°, можно указать приближенную формулу для изменения давления при обтекании таких углов (фиг. 38 и 39) сверхзвуковым потоком [c.698]

На рис. 46 я уже исследовал коэффициент подъемной силы профиля крыла в соответствии с линеаризованной теорией в дозвуковых и сверхзвуковых областях. Коэффициент подъемной силы становится бесконечным, если число Маха приближается к единице как с дозвуковой, так и сверхзвуковой стороны. Этого явления в природе не встречается. Вместо того чтобы увеличиваться до бесконечности, коэф- [c.129]

Этот результат представляет собой частный случай общей теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе, доказанной им в 1904 г. для цилиндра с произвольной формой поперечного сечения. Мы изучим эту теорему в дальнейшем она является основной при определении подъемной силы профиля крыла. [c.196]

Н. Е. Жуковский сделал принципиальные открытия в новой науке — аэромеханике, являющейся теоретической основой авиационной техники. Ряд важных законов теоретической аэромеханики был установлен в трудах Жуковского. Он доказал основную теорему о подъемной силе профиля крыла, сформулировал гипотезу для подсчета циркуляции скорости вокруг крыла с острой задней кромкой, предложил серии теоретических профилей крыльев и разработал вихревую теорию воздушного гребного винта (пропеллера). Основные методы аэродинамического эксперимента и широко использованные конструкции аэродинамических труб в нашей стране были созданы под непосредственным руководством Н. Е. Жуковского. Он первый указал ка применения теоретической и экспериментальной аэродинамики к задачам расчета летных характеристик самолета. Аэродинамический расчет и динамика самолетов как самостоятельные научные дисциплины были начаты работами Жуковского. В. И. Ленин назвал Жуковского отцом русской авиации . [c.37]

Указание метода подсчета циркуляции имеет первостепенное практическое значение, так как, зная Г, мы можем определить величину подъемной силы профиля крыла теоретическим путем. [c.307]

Вихревая теория сопротивления. Принципиальный вопрос, который прежде всего должна решить любая теория сопротивления давления, строящаяся на уравнениях идеальной жидкости, есть вопрос о физической схеме течения. Именно, необходимо решить вопрос о способе (или физической гипотезе), которым будет эта теория пользоваться для нарушения симметрии потока. Если физическая гипотеза правильно схватывает основные особенности процесса обтекания тел реальной маловязкой жидкостью (или воздухом), тогда из уравнений идеальной жидкости можно получать результаты, хорошо подтверждающиеся опытом. Ярким примером плодотворной гипотезы является гипотеза Н. Е. Жуковского в теории подъемной силы профиля крыла. Гипотеза Гельмгольца о полном покое частиц жидкости в кильватерной зоне обтекаемого тела, по-ви-димому, не отражает суть происходящих процессов. В самом деле, если мы поместим в потоке реальной маловязкой жидкости плохообтекаемое тело (например, цилиндр, пластину, параллелепипед и др.), то процесс течения, как показывает опыт, будет развиваться во времени следующим образом [c.349]

Подъемная сила профиля крыла 2 — [c.454]

В нижней части графика отложены отрезки, соответ-ствуюш,ие значениям углов подъемной силы профилей крыльев. Выбранный отрезок надо циркулем перенести на горизонтальную ось графика так, чтобы правая ножка циркуля находилась бы в точке а, соответствующей суммарному углу а°. Тогда левая ножка циркуля попадет в точку в, т. е. на угол атаки, соответствующий интересующему нас значению Су. [c.80]

Эга формула является математическим выражением известной теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе профиля в решетке, доказанной им в 1912 г. Аналогичное выражение для одиночного крыла было получено Н. Е. Жуковским в 1906 г. [c.14]

Подъемная сила создается крылом за счет разности средних давлений снизу и сверху. Если профиль крыла симметричный и угол атаки равен нулю (рис. 2.02), то обтекание является симметричным, давления под крылом и над ним одинаковы и подъемной силы не возникает. Это справедливо и для дозвукового обтекания, и для смешанного, и для сверхзвукового. Крыло симметричного профиля создает подъемную силу только при угле атаки, отличном от нуля. [c.52]

Для задачи подъемной силы, касающейся крыла бесконечного размаха постоянного профиля, мы допускаем, что течение вокруг крыла является безвихревым. Тогда вычисление подъемной силы сводится к определению величины циркуляции как функции скорости и функции формы профиля крыла. [c.48]

X. е. подъемная сила тонкого крыла в сверхзвуковом потоке не зависит от формы профиля и, следовательно, равна подъемной силе пластины, имеющей угол атаки, равный углу атаки хорды крыла. Для лобового сопротивления получаем формулу [c.233]

Для крыльев достаточно большого размаха (с постоянным вдоль размаха профилем сечения) коэффициент подъемной силы в несжимаемой жидкости пропорционален углу атаки и не зависит от длины и ширины крыла [c.650]

Поскольку угол наклона линии контура профиля к оси х везде мал, то вертикальная проекция сил давления равна с достаточной точностью самому давлению. Результирующая действующая на крыло подъемная сила равна разности сил давления, действующих на ее нижнюю и верхнюю поверхности. Поэтому коэффициент подъемной силы [c.653]

Н. Е. Жуковский доказал основную теорему о подъемной силе крыла, сформулировал гипотезу для подсчета циркуляции скорости около профиля крыла с острой задней кромкой, предложил ряд теоретических профилей крыльев и разработал вихревую теорию гребного винта. Все это сделало его творцом новой науки —аэромеханики, являющейся теоретической основой авиационной техники. [c.18]

Но с увеличением угла атаки резко понижается давление над крылом, и поэтому подъемная сила сначала быстра растет с увеличением угла атаки. Однако, когда угол атаки достигает некоторой определенной величины (для рассматриваемого профиля—около 15 ), картина обтекания резко меняется. Условия обтекания передней верхней части крыла при больших углах атаки становятся сходными с условиями обтекания задней стороны цилиндра, и, так же как в случае цилиндра, обтекающий поток отрывается от крыла уже не у самой задней кромки позади крыла образуется завихренное пространство. С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро перемещается от задней кромки крыла к передней. [c.556]

При угле атаки, равном нулю, для рассматриваемого профиля еще будет существовать некоторая подъемная сила, так как давление под крылом будет такое же, как в набегающем потоке, а над крылом давление будет понижено. Подъемная сила обратится в нуль только при некотором небольшом отрицательном угле атаки. Дальнейшее увеличение отрицательного угла атаки вызовет появление отрицательной подъемной силы , направленной вниз. [c.557]

В обычных профилях точка приложения подъемной силы с увеличением угла атаки приближается к передней кромке крыла. [c.559]

Н. Е. Жуковский доказал, что источником подъемной силы крыла является циркуляционное движение жидкости вокруг его профиля (см. рис. 8.5, а), и установил зависимость между подъемной силой Яу и циркуляцией скорости [c.127]

Теорема Жуковского, опубликованная им в 1906 г., сыграла важную роль в развитии теории крыла, которая явилась основой теории летательных аппаратов. Эта теорема получила также широкое применение в теории гребных винтов кораблей, теории лопастных гидравлических, паровых и газовых турбомашин. Ее значение определяется прежде всего тем, что она вскрывает физическую причину появления подъемной силы такой причиной являются вихри, мерой интенсивности которых служит циркуляция скорости. При этом несущественна причина, порождающая эти вихри. В рамках теории идеальной жидкости, циркуляция может быть порождена только вихрями, которые мы считаем существующими в потоке, однако не можем указать источник их появления (по крайней мере для однородной несжимаемой жидкости). Такие вихри, определяющие подъемную силу, Жуковский называл присоединенными. В реальной жидкости циркуляция порождается действием сил трения, которые развиваются и проявляются в пограничном слое, образующемся у поверхности тела (см. гл. 8 и 9). Таким образом, присоединенные вихри Жуковского являются теоретическим эквивалентом системы вихрей, возникающих в пограничном слое реальной жидкости. Теорема Жуковского указывает на то, что целесообразно изменяя форму профиля обтекаемого цилиндрического тела, т. е. изменяя интенсивность вихрей в пограничном слое, можно соответственно изменять подъемную силу. [c.235]

Рис. 10.12. Влияние числа кавитации на коэффициент подъемной силы крылся вого профиля

Определите коэффициенты подъемной силы Су и индуктивного сопротивления крыла xi, имеющего трапециевидную форму в плане и обтекаемого потоком несжимаемой жидкости под углом атаки а = 0,035 рад. Крыло набрано из профилей одного семейства, причем для профиля, хорда которого Ь = Ьа = 0,1 м, относительная толщина с = 0,15, а относительная кривизна / = 0,08. Удлинение крыла = / /5цр = 8. [c.163]

Коэффициент подъемной силы крыла, набранного из профилей одного семейства и обтекаемого несжимаемым потоком, определяется по формуле [c.170]

С I- - производная коэффициента подъемной силы профиля крыла ТДов [c.126]

Первый метод расчета лопастей поворотнолопастной турбины, основанный на гипотезе цилиндрических сечений, был создан на основе развиваюш,ейся прикладной аэродинамики и заключался в использовании для определения возникаюш,их на лопастях сил теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе на крыле. Этот метод, названный методом подъемных сил, был использован Н. Е. Жуковским и его учениками еще в 1910—1914 гг. для расчета лопастей гребных винтов, винтов самолетов и крыльев ветряков. Дальнейшее развитие метод подъемных сил получил в работах Г. Ф. Проскуры. Расчет лопастей по этому методу сводился к подбору из атласа для каждого цилиндрического сечения аэродинамического профиля, который по своим характеристикам (коэффициенты подъемной силы Су и профильного сопротивления J, найденным путем продувок в трубе, удовлетворяет заданным условиям. [c.167]

В ряде случаев (например, при нелинейном законе изменения коэффициента подъемной силы сечения крыла по углам атаки) при решении интегро-дифференциального уравнения желательно применять метод последовательных приближений. Однако М. В, Келдыш показал, чтЬ процесс последовательных приближений расходится, если применять его к исходному сингулярному интегро-дифференциальному уравнению. В работах Г. И. Майкапара (1944) и Г. Ф. Бураго (1947) рассматриваются различные формы обращения интегро-дифференциального уравнения и сведения его к интегральному уравнению с интегрируемым ядром, при решении которого можно использовать метод последовательных приближений. В теории несущей линии был также получен ряд частных точных решений. Г, Ф. Бураго (1947) и И. Н, Векуа (1947) получили точные решения для закрученного эллиптического крыла и для некоторого класса крыльев, являющихся обобщением эллиптического, а Я, М. Серебрийский (1944) получил точные решения для эллиптического крыла при произвольной нелинейной зависимости коэффициента подъемной силы профиля от угла атаки. [c.93]

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]

Согласно формуле (6.3.22) подъемная сила участка крыла единичного размаха У( )=р КввГ (рнс. 6.4.1, а). Следователуно, вокруг профиля имеет место циркуляционный поток с циркуляцией скорости Г. Еслн циркуляция направлена по часовой стрелке, то на вер.х-ней стороне профиля скорости будут больше (на набегающий поток накладывается циркуляционный поток с таким же аправле-нием), а на нижней — меньше (циркуляционный поток не совпадает с направлением набегающего потока). Поэтому в соответствии с урав1нением Бернулли давление сверку будет меньше, чем снизу, и подъемная сила направлена вверх, как показано на рис. 6.4.1, б. [c.243]

Предкрылок представляет собой нгоольшое крылышко, установленное впереди основного профиля крыла оно может быть расположено по всему размаху крыла или на части его. Увеличение подъемной силы в крыле с предкрылком на больших углах атаки сопровождается увеличением лобового сопротивления на малых углах атаки, т. е. работа крыла в нормальном полете ухудшается. [c.43]

Рассмотрим происхождение подъемной силы крыла самолета, позволяющей осуществлять, полеты на аппаратах тяжелее воздуха. Этот вопрос выясняется при рассмотрении обтекания крыла бесконечного размаха или профиля крыла в плоскопараллельном потоке, который служит моделью обтекания средних сечений крыла, без учета влияния его концов. Развитие методов исследова шя плоскопараллельных течений идеальной жидкости является основой теории крыла в плоокопараллельном потоке. [c.265]

На рис. 1.12 изображены поляры двух профилей крыла. Покажите, какой будет соответствующая форма этих профилей, и определите для каждого из них непосредственно по рисунку максимальное качество, наивыгодиейший угол атаки, максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы и критический угол атаки. [c.15]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...