* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки
117 Уо ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ 118 С к оси углов атаки д л я крыла бесконеч ного размаха. Мы уже видели, что И . с. эллиптического крыла выражается след. обр.: следовательно, коэфф. N представляет собою увеличение И. с. над значением его, полу чающимся при эллиптическом распределе нии циркуляции. Оказывается, что для целей практики совершенно достаточно бывает брать для определения коэффициентов A A , ^толь ко четыре члена тригонометрического ряда и удовлетворять этому ряду только в четы рех точках; тогда мы будем иметь четыре ур-ия с четырьмя неизвестными. Д л я удоб ства вычислений можно брать сечения по лукрыла, соответствующие значениям 0, lt 3 крыльев S = 1Ъ, а также принимая во вни мание уравнение (18), получим: А, 2bV & : У* (19) Кроме того, коэфф. N зависит от величины р, т а к & к а к в ур-иях I , I I , Ш и I V коэфф-ты A А , A и А определяются через /*. На фиг. 13 даны величины и N в зависи lt 3 s 7 / 1 1 1 1 / / » 1 1 1 mm «У А 7 / ! i* IE / i & i* 1 По этим графикам, если мости от . известна характеристи Кривые поправочных Су ломрфициентов В/>» ка профиля для беско прямоугольною крыла нечного размаха, мож но найти также харак теристику прямоуголь 0,8 ного крыла. Д л я реше 0,6 ния обратной задачи на тех же графиках нане 4 ip. сен другой масштаб — S 4 5 для , где ?—угол tg»9 наклона к оси абсцисс характеристики данно 1,05 го профиля прямоуголь ного крыла. Таким же 1,00 1 2 э at образом можно вывести & • • 1 г 3 4 5 поправочные коэффици енты для каких угод Фиг. 13. но крыльев. Однако, приближенно можно д л я нек-рых форм кры льев пользоваться следующими формулами. Трапецеидальное крыло (фиг. 14): для а И Лт : отношений , равных от Ь а Д° /ai С 2 Фиг. 11. Фиг . 12. = ^Г- у> равным 22,5°, 45°, 67,5° и 90°, отстоя щим от середины крыла на расстоянии со ответственно 0,924 ^ ; 0,707 [ ; 0,383 - и 0 (фиг. 12). В этом случае система уравне ний будет иметь следующий вид: I . 0,383 («!+0,383) А +0,924 (3/* +0,383) J. + +0,924 (5)*!+0,383) А + 0,383 (7^+0,383) Л = =0,383 ( J ^ ; I I . 0,707 (/*,+0,707) ^ + 0 , 7 0 7 (3^ +0,707) А -0,707 (5/* +0,707) А - 0,707 (7^ +0,707) Л = = 0,707 ( J ) ; I I I . 0,924 (^з+0,924) А^О.383 (3^ + 0,924) А - 0,383(5^3+0,924)^5+0,924(7^+ 0,924)^ = = 0,924 ( J ) , ; I V . (^ + l ) ^ - ( 3 ^ + l ) ^ 3 + (5/i + l ) ^ -(7/* + 1) 4 = ( Л ) ; . Т. о., для определения И . с. какого угод но крыла необходимо иметь характеристику профилей в рассматриваемых сечениях при бесконечном размахе. Характеристики для конечного размаха определяются опытным путем. Выше был уже изложен приближен ный метод пересчета с конечного размаха на бесконечный. Этот метод, однако, являющий ся точным для эллиптич. крыла, не дает воз можности более точно подсчитать характе ристику бесконечного размаха для крыльев других форм. В аэродинамич. лабораториях обычно испытывают крылья прямоуголь ные, поэтому в первую очередь необходимо уметь пересчитывать на бесконечный раз мах характеристики этих крыльев. Под ставляя в формулу (17) значение площади 2 х х s ь 7 2 ь 2 ь 2 7 0 2 3 3 7 0 4 1 4 5 4 7 4 Крыло с закруглен, концами (фиг. 15): Да = 0,730 -=— . пХ Су Г*2 Ь Все вычисления по этим& ф-лам произво дятся указанным выше способом, только при нахождении И . с. и скоса потока сле дует подставить вместо величины А ее но вое соответствующее значение. К а к уже было указано, по теории Трефца распределение циркуляции по размаху У С Фиг. 14. Фиг. 15. г 3 J можно представить в виде определенной кривой. Эта кривая выражается следующим уравнением: J = 2 (А sin 0 + А sin 30 + + A sin 5 0 + А sin 70). (20) Когда коэфф-ты А , А , А и А определе ны д л я соответствующих 0 вышеуказанным способом, то можно построить и эту кривую. При наличии подъемной силы крыло от клоняет набегающий на него поток на неко торый угол, а следовательно, и сзади крыла поток будет также скошен на определенный угол (фиг. 16). Этот с к о с п о т о к а з а к р ы л о м вызывается к а к вихревой пе леной, так и присоединенными вихрями. Так как стабилизатор обычно располагается S 7 г 3 ь 7