* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки
107 ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ 108 может быть определен измерением напряже ний в различных точках схемы по формуле: к где Т ! 2= см b I i — н а п р я ж е н и е между точка ми А и В; со—угловая частота; V^ico LI; отсюда ^ n = V 1 (при этом контур I I pa i 12 X X зомкнут и возбуждается лишь контур I ) . HWWWVi i «-/о Фиг. 4. Фиг. 5. Затем процесс измерения повторяется при разомкнутом контуре I и возбуждении кон тура I I ; в этом случае получается ~ - = ^ . Подробности см. Связь. Лит.: см. Связь. ИНДУНТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ, В. Баженов. со противление, к-рое получается у движуще гося в жидкости тела при наличии циркуля ции, обусловливающей по теореме Жуков ского нек-рую подъемную силу от опреде ленной системы вихрей, образовавшихся в жидкости при движении данного тела (см. Вихревая теория). Эти вихри образуются следующим образом. Предположим, что нек-рое крылообразное тело движется в воздухе; у него сила сопро тивления получается к а к за счет трения, так и за счет придания некоторой массе возду ха определенных скоростей. При наличии у этого крыла подъемной силы, т. е. силы, перпендикулярной к направлению движе ния потока, струя над крылом сужается, а под .крылом расширяется, за счет чего соответственно получаются бблыние и меньшие скорости раз ных направлений; от этого по всему размаху крыла образуются вихри, составляющие общую вихревую пе лену (фиг.1), к-рая, сходя с крыла, прак тически, вследствие вязкости воздуха, по немногу размывается. В теории И. с/пользуются методом, часто применяемым в гидродинамике: предпола гается, что крыло создало определенную систему вихрей и эти вихри вызывают опре деленное поле скоростей. Чтобы охватить математич. анализом действие вихрей на окружающую их жидкость, предполагается, что с задней кромки крыла сбегает множе ство элементарных вихрей с циркуляцией J, при чем, т. к., с точки зрения гидродинами ки, всякий вихрь не может кончиться вне запно, то, в согласии с теорией подъемной силы крыла аэроплана, предполагается, что сбегающие с крыла вихри идут внутри крыла в виде нек-рых фиктивных/ т. н. п р и с о е д и н е н н ы х в и х р е й с циркуляцией в каком-либо сечении крыла плоскостью, пер пендикулярной размаху, равной сумме цир-. куляций элементарных вихрей, проходящих по одну сторону этой плоскости. Согласно вихревой теории, вихри вызы вают в потоке некоторую добавочную ско рость; последняя, слагаясь с относительной скоростью движения крыла, дает ту истин ную скорость, с к-рой воздух подходит и от ходит от крыла. В общем случае эта вы званная скорость не постоянна по размаху крыла, а будет зависеть от интенсивности расположения элементарных вихрей, соста вляющих сходящую с крыла вихревую пе лену. В частном случае система вихрей бу дет состоять из концевых и присоединенных прямолинейных вихрей—это т. н. П-образные вихри. В некоторых случаях практики для упрощения расчетов м. б. принята при ближенно эта схема распределения вихрей. З н а я вызванные определенной системой вихрей скорости и составляя уравнение связи крыла с потоком, т. е. связь между гидродинамич. величинами, характеризующи ми поток, и величинами, характеризующими крыло данной формы, можно найти и необ ходимые характеристики каких угодно кры льев. Теория И. с. играет чрезвычайно боль шую роль в практике аэродинамич. расчета самолетов (см. Аэродинамика, р а с ч е т с а м о л е т а ) , т. к. она позволяет по продувкам индивидуальных крыльев находить характе ристики любых слож ных крыльев. Так, по характеристике монопланных крыльев раз личных профилей мож но найти характеристи ки сложных крыльев, скомбинированных из этих профилей и как угодно расположенных в крыле; такими крыльями будут конические крылья, крылья с различными установками профилей, т. н. скрученные крылья, бипла ны, тендемы и т. д. Рассмотрим влияние прямолинейного бес конечного шнура с циркуляцией J (фиг. 2) на какую-либо точку жидкости А и опреде лим вызванную этим шнуром скорость в этой точке. Согласно сказанному в статье «Вих ревая теория» (ТЭ,т. 3, ст. 776), бесконечно малый элемент шнура ds вызовет в точке А элементарную скорость dv= -r^i-sin ср ds. 4 яг& (1) х Так как г = sin <р sin <р sin& Ч> вызванная элементарная скорость dv = 4ях и ds = rdq> dcp, то • sin ср dq>. & & а lt Интегрируя в пределах углов от <р до
2-cos