Cтраница 1
Определение циркуляции и вихревой структуры ( положений вихревых отрезке вис крыла) лроиодится соиместао при каждом конечном угле атаки а. Практически JTO осуществляется методом последовательных приближений. [1]
Из определения циркуляции вектора и ротора, а также из сравнения выражений ( 1 - 47) и ( 1 - 22) видно, что эти величины представляют работу, выполняемую силами поля при движении по замкнутой траектории, с той лишь разницей, что циркуляция является интегральной величиной, а ротор - дифференциальной. [2]
Для определения циркуляции скорости по этой окружности воспользуемся теоремой Стокса, согласно которой эта циркуляция по какому-либу контуру равна сумме напряжений вихрей, пронизывающих поверхность, охватываемую этим контуром. [3]
Из самого определения циркуляции следует, что циркуляция по лк. [4]
Уравнения для определения циркуляции суммарных вихрей на профиле Fj и свободных кормовых вихрей 60к выводятся из следующих условий. Везде на поверхности профиля должно выполняться ус-лсшие о пепротекании, которое требует обращения в нуль нормальной составляющей относительной скорости среды. [5]
Переходим к определению циркуляции скорости по конечному контуру, обращаемому в точку. Мы будем называть таким образом кон-тур, который может быть обращен в точку посредством непрерывного изменения, не выходя из жидкой массы. [6]
Таким образом, для определения циркуляции необходимо установить выражение для самой скорости частиц жидкости. [7]
Для крыльев произвольной формы определение циркуляции более сложно. Использование уравнения Прандтля (15.38) связано с непреодолимыми трудностями, которых стараются избежать посредством упрощающих приближений. Очень многие авторы занимались изучением этого уравнения, применяя более или менее сложные методы и находя интересные решения для некоторых форм крыльев, однако обычно для случаев с ограниченной областью применения. [8]
Глауэрта - - Трефтца для определения циркуляции по размаху крыла не находит практического применения. [9]
В рассматриваемых задачах необходимо дополнительное условие для определения циркуляции в сечениях несущей поверхности. Таковым обычно является гипотеза Чаплыгина - Жуковского о конечности скоростей на острых задних кромках, что эквивалентно требованию обращения в нуль интенсивности присоединенного вихревого слоя на них. [10]
На постулате Жуковского-Чаплыгина основываются существующие математические методы определения циркуляции, а следовательно, и подъемной силы как для единичного профиля, так и для решетки профилей; с помощью этих методов удается найти и распределение циркуляции и подъемной силы по размаху крьпа. Эти методы составляют содержание теоретической аэродинамики крыла и решетки крыльев, основные результаты которой излагаются ниже. [11]
Выше мы видели, что теория Жуковского об определении циркуляции вокруг профиля основана на существовании острия в задней кромке. Между тем существование циркуляции вокруг всякого продолговатого контура независимо от того, заострен его задний конец или нет, является общим свойством профилей; поэтому для практических целей необходимо определить эту циркуляцию по крайней мере вокруг обычно применяемых профилей. [12]
Эти новые уменьшения угла атаки следует ввести в выражения (34.29) для определения циркуляции или в выражения (34.64) для эффективных углов. [13]
Авторами [ 63 ] было высказано мнение о возможности использования Этого явления и для определения эатрубной циркуляции закачиваемой воды. [14]
Обратимся теперь к рассмотрению обратной задачи теории крыла, а именно к задаче определения циркуляции, образующейся на крыле заданной формы в плане с заданными аэродинамическими характеристиками сечений. [15]