Successfully reported this slideshow.
We use your LinkedIn profile and activity data to personalize ads and to show you more relevant ads. You can change your ad preferences anytime.
Лекция 27

10.3. Аэродинамическая модель крыла конечного размаха
Теорема Жуковского

Ya = ρ ∞V∞ Γ

Рис. 10.8. Присоединенн...
Рис. 10.9. Образование концевых вихрей
Рис. 10.10. Вихревая схема крыла
10.4. Скос потока у крыла. Индуктивное сопротивление крыла

              

Рис. 10.11. Распределение индуцированного поля...
V∞ = (V∞ ,0, 0 )

′
V∞ = V∞ + V y′

Рис. 10.12. Треугольники скоростей и сил в сечении крыла конечного
размаха
V′
tg ∆α =
V∞

или

α = α и + ∆α

V′
∆α ≈
V∞

(10.2)

α и = α − ∆α

′
′
Ya = Ya cos ∆α ≈ Ya
Спроектируем

Ya′

на ось лобо...
10.5. Приближенный расчет индуктивного сопротивления

∆α = −V ′ V∞

∆α =

c ya
πλ

(1 + ∆ )

(10.4)

Для крыльев большого ...
Upcoming SlideShare
Loading in …5
×

лекция27

  • Be the first to comment

  • Be the first to like this

лекция27

  1. 1. Лекция 27 10.3. Аэродинамическая модель крыла конечного размаха Теорема Жуковского Ya = ρ ∞V∞ Γ Рис. 10.8. Присоединенный вихрь
  2. 2. Рис. 10.9. Образование концевых вихрей
  3. 3. Рис. 10.10. Вихревая схема крыла
  4. 4. 10.4. Скос потока у крыла. Индуктивное сопротивление крыла                Рис. 10.11. Распределение индуцированного поля скоростей  по размаху крыла V ′( z )
  5. 5. V∞ = (V∞ ,0, 0 ) ′ V∞ = V∞ + V y′ Рис. 10.12. Треугольники скоростей и сил в сечении крыла конечного размаха
  6. 6. V′ tg ∆α = V∞ или α = α и + ∆α V′ ∆α ≈ V∞ (10.2) α и = α − ∆α ′ ′ Ya = Ya cos ∆α ≈ Ya Спроектируем Ya′ на ось лобового сопротивления ′ X i = Ya sin ∆α ≈ Ya ∆α Xi − сила индуктивного сопротивления OX a (10.3)
  7. 7. 10.5. Приближенный расчет индуктивного сопротивления ∆α = −V ′ V∞ ∆α = c ya πλ (1 + ∆ ) (10.4) Для крыльев большого удлинения, ∆ ≈ 0,15 X i = q∞ S c xai c2 ya πλ (1 + ∆ ) c2 Xi ya (1 + ∆ ) = = q∞ S πλ Для пассажирского самолета в крейсерском режиме При λ = 10 и ∆ ≈ 0,15 , имеем c xai ≈ 0,01 (10.5) c ya ≈ 0,5

×