Ce diaporama a bien été signalé.
Nous utilisons votre profil LinkedIn et vos données d’activité pour vous proposer des publicités personnalisées et pertinentes. Vous pouvez changer vos préférences de publicités à tout moment.

лекция27

Livres associés

Gratuit avec un essai de 30 jours de Scribd

Tout voir
  • Soyez le premier à commenter

  • Soyez le premier à aimer ceci

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

    Soyez le premier à commenter

    Identifiez-vous pour voir les commentaires

Vues

Nombre de vues

215

Sur Slideshare

0

À partir des intégrations

0

Nombre d'intégrations

17

Actions

Téléchargements

2

Partages

0

Commentaires

0

Mentions J'aime

0

×