Крыло стреловидное

Волновое сопротивление (см. 53), возникающее при движении в среде тел со сверхзвуковой скоростью, связано с возбуждением в ней ударных волн и в основном определяется формой передней части тела. Форма задней части тела играет значительно меньшую роль, чем в случае обтекания его при дозвуковых скоростях. Для уменьшения волнового сопротивления самолетов, летающих со сверхзвуковой скоростью, применяют крылья стреловидной или [c.241]

Маннинга 325, 384 Крыло стреловидное 428 [c.472]

Эффект скольжения можно использовать, придавая крылу стреловидность. Явления, сопутствующие обтеканию стреловидного крыла, более сложны, чем у скользящего крыла. Во-первых, вблизи фюзеляжа и у концов стреловидного крыла обтекание [c.91]

Интересным вариантом стреловидных крыльев является так называемое серповидное крыло, в котором стреловидный угол изменяется вдоль размаха крыла. Стреловидный угол больше в центральной части, где толщина крыла значительна, и меньше на внешней части крыла, где крыло тоньше. [c.138]

Крылья стреловидные 119 (1) -----на плоской пластине [c.326]

На фиг. 18. 16 приведена экспериментальная зависимость коэффициента лобового сопротивления Сх от числа для некоторого прямоугольного крыла без стреловидности (х=0 )и для того же крыла со стреловидностью (х=40°). Как видим, выигрыш от придания крылу стреловидности оказывается значительным и ощутимо сказывается на повышении Мкр для всего крыла. [c.433]

Для того чтобы скорее достигнуть цели, необходимо было, в первую очередь, подвесить двигатели обычным способом под крылом. Кроме того, приближались испытания Ме 262 HG 11, оснащенного крылом стреловидностью 35°, так что вскоре можно было рассчитывать на достоверные данные поведения такого крыла в полете. [c.162]

Самолет 8К-71А является цельнометаллическим монопланом со среднерасположенным крылом. Стреловидность тонкого треугольного крыла по передней кромке составляет 60°. Фюзеляж, крыло и другие основные элементы самолета имеют сложную в плане и по модульным сечениям форму, которая позволила достигнуть высоких аэродинамических характеристик самолета на различных режимах полета. [c.43]

Заметим, что при появлении на стреловидном крыле местной сверхзвуковой зоны течения, замыкаемой скачком уплотнения, последний является косым скачком, фронт которого приблизительно параллелен передней скошенной кромке крыла. Поэтому волновое сопротивление стреловидного крыла меньше, чем у прямого крыла. [c.102]

Наличие составляющей скорости вдоль размаха стреловидного крыла вызывает перемещение в этом же направлении пограничного слоя. Это приводит к ухудшению обтекания и к уменьшению критического угла атаки у концевых профилей. На практике для устранения этого вредного влияния вязкости применяют гребешки —выступы, располагаемые вдоль хорды и препятствующие перетеканию пограничного слоя. [c.102]

Соответствующее значение поперечной координаты определяется уравнению передней кромки 2 = /(х). Принимая х = Лд, найдем виде 2д = /(л а). В частности, для прямой передней кромки 2д = лгд стреловидности). Если все другие кромки (боковые и задние) также такого трапециевидного крыла средняя аэродинамическая хорда [c.29]

При расчете аэродинамических характеристик профилей стреловидных крыльев следует учитывать эффект скольжения, который, как видно из задач, приведенных в следующем разделе, в значительной степени определяет аэродинамические свойства стреловидных крыльев конечного размах.з. С учетом отмеченного -аффекта скольжения для расчета аэродинамических характеристик профилей, принадлежащих стреловидным крыльям, или скользящих крыльев можно использовать все указанные выше методы расчета. [c.172]

Для вихревой модели пятиугольного крыла с размерами, показанными на рис. 9.7, определите числовые значения координат контрольных точек (в которых должны удовлетворяться граничные условия) и концов дискретного косого присоединения вихря, а также найдите размах и угол стреловидности при неравномерной схеме размещения по сечению [c.249]

Определите соответствующие производные для коэффициентов момента тангажа и крена при симметричном и несимметричном движениях стреловидного крыла по известному распределению производных безразмерной циркуляции Г и Г г [c.252]

Рассматриваемое сечение принадлежит преобразованному крылу с удлинением 2,5, углом стреловидности по передней кромке х = 60°, сужением т] = 2 и [c.255]

Для стреловидного крыла (удлинение р = 2,5, сужение т = оо) известна производная = —0,1827 (при Мае = 0), отнесенная к размаху I. Найдите соответствующее значение производной /и"/, вычисленное по средней аэродинамической хорде. [c.255]

Рассмотрите граничные условия для различных участков на крыле и за его пределами при М , = 1,2 и 2,2. Удлинение крыла = 3,0 сужение т)др = 5 угол стреловидности / = 60°. [c.257]

Вычислите скосы на треугольном крыле, обтекаемом неустановившимся сверхзвуковым потоком (число = 2). Угол стреловидности / = 45°, корневая хорда крыла = Ь ы. [c.258]

Определите производную потенциальной функции при М = 1,5 в точке А х = 2,8 м 2 = 0,39 м) на треугольном крыле с углом стреловидности /о= 60° и корневой хордой = 3 и. Крыло перемещается поступательно при угле атаки а = о, вращаясь с угловой скоростью [c.258]

Определите производные с1 и с1 треугольного крыла, обтекаемого не-установившимся сверхзвуковым потоком при Моо = 2. Корневая хорда крыла == = 5 м, угол стреловидности х = 45°. [c.260]

Таким обрезом, придавая крылу стреловидную форму, можно, например, затянуть момент вознпкновения волнового кри- [c.101]

Другая общая идея была уже указана в связи со сверхзвуковой теорией крыла. Было показано, что в случае стреловидного крыла бесконечного размаха волновое сопротивление исчезает, когда стреловидность настолько велика, что скорость потока, нормальная к оси крыла, становится дозвуковой. Было также показано, что в случае крыла конечного размаха волновое сопротивление значительно уменьшается при достаточно большой стреловидности. Когда скорость, нормальная к передней кромке, приближается к звуковой, происходит увеличение сопротивления, как это имеет место для нестреловидного крыла в области звуковых скоростей в силу скачка и отрыва потока. Заметим, что для крыла стреловидной конструкции возникают свои особые задачи и трудности как следствие особой формы плана. [c.44]

Р252/2 с удлиненным фюзеляжем для размещения трех членов экипажа, с крылом стреловидностью 35° и размахом 18,4 м, [c.145]

В 1946 г. под руководством Главного конструктора П. В. Цыбина был спроектирован и построен оригинальный экспериментальный самолет ЛЛ ( летающая лаборатория ), предназначенный для оценки в полете аэродинамических характеристик крыльев, имевших одинаковую площадь 10 м , но различные форму в плане и соответственно поперечное V крыла. На самолете ЛЛ предполагалось исследовать прямое крыло, стреловидное крыло и крыло с обратной стреловидностью — оба со стреловидностью, равной 30° по линии четвертей хорд. Выполненный по схеме одноместного среднеплана, этот самолет имел съемную верхнюю [c.420]

В противоположность ей естестаенная устойчивость создается неподвижными органами оперения посредством киля и стабилизатора, а также выносом верхних крыльев у биплана, осуществлением поперечного V крыла, стреловидным очертанием крыла в плане. [c.19]

Перемещение средней аэродинамической хорды крыла может быть осуществлено как передвижением всего крыла, так и приданием крылу стреловидной формы. Примером может служить планер КИМ-2, где, исходя из требований центровки, крылу придана отрицательная стрель-чатость. [c.35]

Расчеты проведены для прямого крыла. Придание крылу стреловидности вызывает дополнительное смещение равнодействую-щей подъемной силы положительная стре-ловияность смешает ее концам, охрана- [c.50]

Самолет имеет среднерасположенное стреловидное крыло (стреловидность по линии четвертей хорд 28°). Относительная толщина крыла 10,5%. Крыло выполнено но обычной схеме, центропланная его часть с тремя лонжеронами изготовлена как одно целое с фюзеляжем, отъемные двухлонжеронные (за пилонами двигателей) части крыла крепятся к центроплану у самого фюзеляжа. [c.105]

Рис. 10.78. Влияние стреловидности крыла с дозвуковым профилем на зависимость производной d ylda от числа Ml < 1

Определим прежде всего характер передней кромки рассматриваемого крыла. Найдем угол Маха (а, = агсз1п(1/Мо<,1 = 41,81 и угол стреловидности передней кромки консоли X = 1 /2 — ar tg [(//2)Д р1 = 51,33 . [c.218]

Из решения задачи 8.1 имеем углы Маха р оо= 41,8Г и стреловидности X = 51,33° (рис. 8.10). Из этих данных следует, что р оо >(л/2-х) и, следовательно, передние кромки крыла дозвуковые (линии Маха располагаются перед этими кромками, как показано на рис. 8.10). С учетом этого выбираем соответствующие расчетные зависимости. Коэффициент давления в произвольной точке на Рис 8.10. Схема для расчета обтекания тэеуголь- повеохности коыла ного крыла с дозвуковыми передними кромками " [c.220]

При сверхзвуковых передних кромках выполняется условие ро < <(л/2 — у) иР" этом линии Маха располагаются на поверхности треугольного крыла за этими кромками (рис. 8.11, а). Для треугольного крыла поверхность разбивается на две области (/ и //) с различными характерами обтекания (рис. 8.11, а). Обтекание части крыла, лежащей вне конуса возмущения (область /), совпадает с обтеканием плоского крыла бесконечного размаха со скольжением (угол ско,льже-ния равен углу стреловидности у). Давление в этой области постоянно. В области // поток конический здесь давление постоянно вдоль лучей, исходящих из вершины крыла. [c.221]

Установим характер передних кромок рассматриваемого крыла. Найдем угол Маха = ar sin (1/MJ = 45,58° и угол стреловидности передней кромки у = я/2 — ar tg (//2)/Ь р = 51,33°. [c.231]

Определим угол Маха р , = ar sin X Х(1/М жз) = 30°. Так как угол стреловидности у = = 51,33° (см. решение задачи 8.9), то, очевидно, выполняется условие роо< (я/2 — у), что соотг.етствует сверхзвуковым передним кромкам, когда линии Маха располагаются на поверхности крыла за этими кромками (рис. 8.22). [c.234]

Определите параметры, связывающие между собой аэродинамические коэффициенты сечений исходного и преобразованного кргыьев, движущихся соответственно в сжимаемой = 0,6) и кесжимаемок жидких средах симметрично (О,- == = 0) с постоянным углом атаки и переменной угловой скоростью Найдите форму и размеры исходного крыла, если известно, что у преобразованного крыла удлинение Я,, , = 2,5 угол стреловидности ул = 60° сужение Пкр= 2, корневая хорда = 4 м. В расчетах используйте данные о распределении производных [c.254]

Постройте характеристическую систему координат для случаев обтекания крыла при Моо= 1,2 и Мао = 2,2. Определите безразмерную координату ом в (9.515) и составьте уравнения в переменных г, з для передних, задних и боковых кромок. Удлинение крыла= 3 сужение Т1кр = 5 угол стреловидности передней кромки хо = 60°. [c.257]

Найдите производную потенциальной функции в точке А (х = 2,82 м 2 = 0,6 м) у задней кромки. Крыло движется с постоянным углом атаки, вращаясь с некоторой угловой скоростью onst. Угол стреловидности передней и задней кромок Хо = 60° размах крыла / == 6 м хорда = 2 м число М о = 1,3. [c.258]

А (х = 2,86 м 2 0) треугольного крыла (рис. 9.35) производныер и р . Угол стреловидности х = 45°, корневая хорда Ьо = 5 м. [c.259]

Определите производные, / ,р ,р при Мао = 1,25 в точках А на шестиугольном крыле в различных зонах обтекания (см. рис. 9.31). У этого крыла корневая хорда = 5 м концевая хорда = 2 м размах I = 6 м тангенс угла стреловидности передней кромки tg Хо = 0.5- Координаты точки Л (м) зона I — X = 1,5, 2 = 2,25 зона II — х = 2,5, г = 1 зона III — х = 1,9, 2 = 2,75 зона IV — X = 3, 2 = 1,5 зона V — х = 4, z = 1,5 зона VI — х = 4,5, z == 0,75 зона VII — X = 4,25, 2 = 0 зона VIII — х = 4,75, 2 = 0. [c.259]

Определите аэродинамические производные с с т° для двух сечений треугольного крыла (2 = 0,125 I я = 0,375 /), обтекаемого неустановнв-шимся сверхзвуковым потоком при Моо = 2. Корневая хорда крыла o = 5 м угол стреловидности х = 45°, [c.260]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...