Задняя кромка - крыло
Cтраница 2
С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро приближается от задней кромки крыла к передней. [16]
Величину наложенной циркуляции определим, пользуясь постулатом Чаплыгина о плавном обтекании задней кромки крыла, представленным формулой ( 80), Заметим, что последние два сомножителя в только что составленном выражении комплексной скорости имеют чисто геометрический характер и не завнсяг от кинематических условий обтекания - скорости и угла атаки. [17]
Это допущение, эквивалентное условию безотрывного, плавного стекания жидкости с задней кромки крыла, получило впоследствии наименование постулата Жуковского - Чаплыгина. [18]
В области 1 и в части областей 2 и 3 слева от штриховой линии задняя кромка крыла не оказывает влияния вверх по потоку ( в решении с более слабой волной), и, следовательно, полученные для бесконечного крыла решения пригодны и для конечного крыла. В остальной области изменения параметров нужно рассматривать конечные крылья. [19]
Так и в случае крыла самолета поток воздуха под крылом в начале движения огибает заднюю кромку крыла и встречается вдоль линии KD с потоком, огибающим крыло сверху. [20]
 |
Воздухопровод из стеклоткани, пропитанной силиконовой резиной, для удаления льда с передней кромки центроплана самолета Дуглас С-133. [21] |
Уплотнители аэродинамической балансировки, изготовленные из дакроновой ткани, покрытой силиконовой резиной, используются в качестве уплотнения между задней кромкой крыла и элероном. Ткань должна оставаться гибкой и выдерживать высокие аэродинамические нагрузки при - 55 С. Материал не должен стареть, должен быть стойким к действию озона, плесени, гидравлических жидкостей и топлива; стойким к ударам и истиранию. Аналогичные уплотнители имеются и в других частях самолета. [22]
Из наблюдений Грушвица следует, что максимальную подъемную силу можно получить при таких углах атаки, при которых отрыв потока происходит вблизи задней кромки крыла. Критерий отрыва Грушвица г) 0 8 был подтвержден Никурадзе [11] в экспериментах с водой в сужающемся - расширяющемся канале. Петере [15] измерил параметры турбулентного пограничного слоя на обычном крыловом профиле при больших числах Рей-нольдса и установил, что теоретический критерий отрыва не соответствует экспериментальному. [23]
Поэтому циркуляцию, возникающую при обтекании крыла, можно приближенно определить из условия, что точка отрыва потока находится как раз у задней кромки крыла. [24]
Поэтому циркуляцию, возникающую при обтекании крыла, можно приближенно определить из условия, что точка отрыва потока находится как раз у задней кромки крыла. В действительности же отрыв потока происходит у задней кромки. [25]
Пусть характеристики, выходящие из точек Л и С, пересекаются между собой на крыле в точке Е ( рис. 109) и пересекают заднюю кромку крыла в точках А и С соответственно. [26]
 |
Схематические виды механизации крыла, повышающие су. [27] |
Воздушный поток, выходящий из щели, обладая большой скоростью, направленной по касательной к верхней поверхности крыла, смещает точку отрыва пограничного слоя к задней кромке крыла. [28]
И действительно, как показывают измерения, при малых углах атаки точка приложения подъемной силы в обычных профилях лежит примерно на 1 / 3 расстояния от передней до задней кромки крыла. При увеличении угла атаки разрежение над передней частью крыла растет, так что его роль в образовании подъемной силы становится еще большей. [29]
Такой случай имеет место в области воздушного потока позади крыла, где два потока с верхней и нижней сторон скользят друг по другу вдоль поверхности раздела, возникающей у задней кромки крыла. [30]
Страницы: 1 2 3 4