ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Крыло в сверхзвуковом потоке из "Аэродинамика в вопросах и задачах " По этой причине в сверхзвуковом потоке влияние концов крыла наблюдается только на части поверхности, в областях, ограниченных конусами возмущения, проведенными через передние кромки концевых сечений. [c.213] Эти особенности обтекания крыльев сверхзвуковым потоком приводят к возникновению на их поверхности различных областей влияния, что проявляется в изменении соответствующих аэродинамических характеристик. [c.214] Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214] В приводимых ниже вопросах и задачах рассмотрен расчет с помощью метода источников треугольных консолей и крыльев с симметричным профилем, имеющих дозвуковые и сверхзвуковые передние кромки и расположенных под нулевым углом атаки Су = 0). Показано применение этого метода для расчета треугольных крыльев с симметричным профилем, имеющих среднюю кромку, при различном характере передних и средних кромок и при угле атаки а = 0. [c.214] Для изучения аэродинамических характеристик треугольных крыльев (в виде тонких пластин или поверхностей конечной толщины с симметричным профилем), расположенных под углом атаки, также можно использовать метод источников, если передняя кромка таких крыльев сверхзвуковая. [c.214] В других случаях, связанных с изучением сверхзвуковых аэродинамических характеристик крыльев с дозвуковыми передними кромками, при наличии угла атаки (или аналогичных крыльев с несимметричным профилем и при а == 0) необходимо использовать метод диполей. Этот метод позволяет рассчитать сверхзвуковое обтекание плоского треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками при а ф 0. [c.214] Результаты расчета линеаризованного сверхзвукового обтекания треугольных крыльев можно использовать для определения аэродинамических характеристик несущих поверхностей в виде четырех-, пяти- и шестиугольных пластин. Если задние и боковые кромки таких крыльев сверхзвуковые, то их обтекание характеризуется отсутствием зон взаимного влияния хвостовых и боковых участков, ограниченных пересечением конусов Маха с крылом. Вследствие этого коэффициент давления на поверхности крыла такой, как в соответствующей точке треугольной пластины, и формула для его расчета выбирается с учетом вида передней кромки (дозвуковой или сверхзвуковой). [c.214] В случае, если боковые кромки таких крыльев дозвуковые, необходимо учитывать влияние боковых кромок на течение газа в областях крыла, ограниченных соответствующими линиями Маха и этими кромками. [c.214] Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха прямоугольной формы в плане под малым углом атаки характеризуется влиянием передней сверхзвуковой и боковых дозвуковых кромок на возмущенное течение вблизи поверхности. При этом одновременное влияние передней и одной боковой кромок имеется в пределах конусов Маха с вершинами в углах крыла, если образующие этих конусов пересекаются вне крыла. Если эти образующие пересекаются на поверхности крыла, то возникает еще одна зона, где на возмущенное течение действуют одновременно обе боковые кромки. [c.214] Вернуться к основной статье