Se ha denunciado esta presentación.
Utilizamos tu perfil de LinkedIn y tus datos de actividad para personalizar los anuncios y mostrarte publicidad más relevante. Puedes cambiar tus preferencias de publicidad en cualquier momento.

лекция27

  • Sé el primero en comentar

  • Sé el primero en recomendar esto

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

    Sé el primero en comentar

    Inicia sesión para ver los comentarios

Vistas

Total de vistas

214

En Slideshare

0

De embebidos

0

Número de embebidos

17

Acciones

Descargas

2

Compartidos

0

Comentarios

0

Me gusta

0

×