ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Аэродинамические характеристики летательных аппаратов при неустановившемся движении из "Аэродинамика в вопросах и задачах " Так как р , (я/2 — х). линия Маха проходит перед передней кромкой, которая, следовательно, является дозвуковой (рис. 8.9). [c.218] Для точек на поверхности крыла в корневом сечении (0 = 0) величины а = 1,118 и р = 0,05475. [c.218] Примем для точки В значение tg 0 в = 0,5 (0в = 26,56°) и по формуле (8.5) найдем 0] = 1,033, а по формуле (8.4) — коэффициент давления р= 0,02915. [c.219] На линии 0 = О по формулам (8.5) и (8.4) получаем а1 = а=1,118 и р = = 0,05475. [c.219] Из формулы (8.7) следует, что аз = 1. Тогда, согласно (8.6), р = 0. [c.219] Вычислим волновое сопротивление рассматриваемой консоли. Сначала определим элементарную величину этой силы, действующую на площадку с(5 = (1/2)Ь р г (рис. 8,9), т. е. кх = (р — Pao) dS. [c.219] Для точек профиля, лежащих в корневом сечении крыла, 0 = 0, а = ]/ 1,250 н р = 0,1095. Для точек на крыле(н частности, для точки А на рис. 8.10), для которых о = 0,5 и, следовательно, 6 = 0 = ar tg (o/tg х) = 21, 81°, находим а == = 1,155 р = 0,1251. Для точек, близко расположенных к передней кромке (tg0 -1/tgx, откуда 1), р оо [см. формулу (8.13)]. [c.220] Таким образом, для всех точек в этой области (в том числе для точки В рис. 8.12) коэффициент давления одинаков и равен р = 0,1042. [c.222] Для корневой хорды (0 = 0 о = 0) р = 0,03296. [c.222] Для точек на линии Маха, где 0 = и о = tg х tg 6 = tgx/a = п, из (8.22) получаем р = /2А,(а У 1 — п ) = 0,1042, т. е. давление такое же, как на участке между передней кромкой и линией Маха. [c.222] Для произвольной точки А давление определяется следующим образом. Пусть Оа = 20°, тогда о = tg X tg 0 = 0,4550 и, согласно (8.23), коэффициент давления р = 0,07059. [c.222] Рассмотрим область между боковой кромкой и линией Маха. Здесь коэффициент давления (например, в точке С рис. 8.12). [c.222] В корневом сечении (0 = 0 ст == 0) коэффициент давления р = 0,03296. [c.222] Коэффициент давления в любой точке на поверхности крыла в области между передней кромкой и линией Маха (в частности, в точке В рис. 8.13) один и тот же. [c.223] Для точек, лежащих в корневом сечении крыла (0 = 0 а = 0), р = 0,06592. [c.223] Для произвольной точки А (рис. 8.13), расположенной внутри угла Маха, коэффициент давления определяется следующим образом. Пусть 9а = 20 , тогда о = tg у tg0A = 0,4550 и по (8.27 ) находим р = 0,08132. [c.223] Рассмотрим в качестве примера определение распределения коэффициента давления по профилю РЬ (рис. 8,14), координата г которого г/г( = 1,5. В точке Р (на передней кромке) 0 = я/2 — Х1, tg 6 = l/tg Хг и. следовательно, а = 1, а теоретический коэффициент давления в соответствии с (8.29) равен бесконечности. В некоторой точке К на участке PH, для которой 0 = 27 и = 2р i/tg 0к = = l,5/tg 27° = 2,944, коэффициент давления рк = 0,08396. [c.225] В некоторой точке N на участке НО, для которой, например, 0л/ = 24°(tg 0 = = 0,4452) и хл/ = l2 г /tg0л/ = 3,369, tg0,л/ = 2/ /(хл/ — Ь ) = 1,096, коэффициент давления, согласно (8.30 ), р = 0,01057. [c.225] Характер распределения коэффициента давления по профилю РР показан на рис. 8.15, где хр = Х/ /Ь р = 12е 118 Х1/ кр 0,5. [c.225] Вернуться к основной статье