момент вихревой плотности относительно передней кромки пласти
-
ны
—
M
z
(
α
) =
+
b/
2
Z
−
b/
2
µ
b
2
+
x
¶
γ
(
x, α
)
dx
=
b
2
4
π
Z
0
(1
−
cos
θ
)
γ
(
θ, α
) sin
θ dθ
=
=
b
2
4
·
π
Z
0
γ
(
θ, α
) sin
θ dθ
−
π
Z
0
γ
(
θ, α
) sin
θ
cos
θ dθ
¸
=
b
2
2
V
∞
½
π
·
A
0
(
α
)+
+
A
1
(
α
)
2
¸
−
·
A
0
(
α
)
π
Z
0
ctg
θ
2
sin
θ
cos
θ dθ
+
A
1
(
α
)
π
Z
0
sin
2
θ
cos
θ dθ
+
+
A
2
(
α
)
π
Z
0
sin 2
θ
cos
θ dθ
+
A
3
(
α
)
π
Z
0
sin 3
θ
cos
θ dθ
¸¾
,
M
z
(
α
) =
b
2
2
πV
∞
½·
A
0
(
α
) +
A
1
(
α
)
2
¸
−
·
A
0
(
α
)
2
+
A
2
(
α
)
4
¸¾
;
расстояние центра вихревой плотности от передней кромки
—
x
d
(
α
) =
M
z
(
α
)
Γ(
α
)
=
b
2
µ
1
−
1
2
A
0
(
α
) + 0
,
5
A
2
(
α
)
A
0
(
α
) + 0
,
5
A
1
(
α
)
¶
;
относительное положение центра вихревой плотности
,
приближенно
отождествляемое с центром давления
—
C
d
(
α
) =
x
d
(
α
)
b
= 0
,
25
µ
2
−
A
0
(
α
) + 0
,
5
A
2
(
α
)
A
0
(
α
) + 0
,
5
A
1
(
α
)
¶
.
По предлагаемой схеме были выполнены расчеты для прямоуголь
-
ных в плане крыльев с относительным удлинением
λ
= 0
,
8
; 1,0
и шай
-
бами различной относительной толщины
.
Результаты расчетов в срав
-
нении с экспериментом представлены на рис
. 5
и
6.
Вывод
.
Предлагаемая схема позволяет рассчитывать указанные
аэродинамические характеристики крыльев больших и малых относи
-
тельных удлинений с шайбами
,
причем имеется возможность учиты
-
вать влияние их формы
,
размеров и положения по хорде крыла
.
В заключение следует заметить
,
что при исследовании несущей си
-
стемы такого рода мы пренебрегали влиянием на циркуляцию горизон
-
тальных скоростей
,
индуцируемых вертикальными участками несущих
30 ISSN 0236-3941.
Вестник МГТУ им
.
Н
.
Э
.
Баумана
.
Сер
. "
Машиностроение
". 2004.
№
1
