Профиль крыловой ромбовидный

Рис. 2.07. Сверхзвуковое обтекание крыла ромбовидного профиля

Из рис. 2.07 и 2.08 видно, что при сверхзвуковом обтекании крыльев ромбовидного и чечевицеобразного профилей, установленных под положительным углом атаки к потоку, средние давления снизу больше, чем сверху. Значит, эти крылья создают подъемную силу. [c.53]

Можно показать (мы этого делать не будем), что формула (2.16) справедлива для сверхзвукового обтекания не только тонкой пластинки, но и крыльев ромбовидного, чечевицеобразного и других профилей. Однако при ее выводе не учитывались некоторые факторы, в частности уменьшение подъемной силы вблизи концов крыла поэтому она дает заниженные результаты (на 10—15%). При числах М менее 1,4—1,5 формула становится малонадежной, так как обтекание может получиться не сверхзвуковым, а смешанным. [c.65]

Рис. 8.4. Треугольное крыло с симметричным ромбовидным профилем

Крыло с ромбовидным профилем движется в атмосфере Земли на высоте И = 160 км со скоростью Кос = 4000 м/с под углом атаки а = 0. Определите лобовое сопротивление при условии, что коэффициент аккомодации / = 1. Форма и размеры крыла (м) показаны на рис. 13.2. [c.712]

Пример 1. Треугольное монолитное крыло жестко защемлено по части бортовой хорды (рис. 7.18, а) и нагружено постоянным поперечным давлением р. Крыло имеет ромбовидный профиль. Толщина с изменяется по размаху по линейному [c.278]

Рассчитаем волновое сопротивление ромбовидного профиля при нулевом угле атаки, т. е. при Су = 0 (рис. 2.15). Оно входит в профильное сопротивление крыла и может быть названо профильно-волновым. Сопротивление, создаваемое гранью 1—2, равно [c.63]

Рис. 4.1.63. Модель прямоугольного крыла с симметричным ромбовидным профилем

Рис. 2.XII.2. Крыло с ромбовидным профилем Д=2 м 6=8 м, /=4 м

XII.14. Крыло с ромбовидным профилем движется в атмосфере Земли на высоте Я=160 км со скоростью 1/оо = 4000 м/сек под нулевым углом атаки. Требуется определить лобовое сопротивление при условии, что коэффициент аккомодации принимается равным единице. Форма и размеры крыла показаны на рис. 2.ХП.2. [c.408]

Рис. З.УП1.8. К расчету обтекания треугольного крыла с симметричным ромбовидным профилем и дозвуковыми передними и средними кромками

Изменение жесткости конструкции, вызванное нагревом, проявляется в увеличении изгибных и крутильных деформаций при одной и той же внешней нагрузке. В этом случае вводится понятие эффективной жесткости, которая зависит от модулей упругости и С и величины температурных напряжений. Наиболее наглядно можно проследить изменение эффективной жесткости при нестационарном нагреве балочного крыла с прямой стреловидностью и сплошным ромбовидным профилем с постоянной хордой (рис. 6.7), когда передняя и задняя кромки крыла сжаты, а центральная часть растянута. Выделим элемент крыла йг и рассмотрим деформацию кручения (рис. 6.8). Под действием крутящего момента М, температурные напряжения атг повора- [c.178]

При изгибе крыла также изменяется его жесткость с учетом температурных напряжений. Пусть т(х, у) описывает прогибы срединной поверхности крыла с ромбовидным профилем (рис. 6.9). За счет деформации изгиба по размаху (рис. 6.9, а) векторы Отг поворачиваются на угол дга/дг и дают две составляющие [c.180]

Насколько изменится жесткость озучения крыла, если синусоидальный профиль замедить ромбовидными (рис. 4.54) (Ответ уменьшится на 22%.) [c.124]

С целью использования максимальной высоты профиля крыла лонжерон иногда располагают так, как показано на рис. 6.17, а. Это тем более целесообразно в случае ромбовидного профиля (см. рис. 6.17,6). Такое крыло работает так же, как одиолонжеронное стреловидное. Воздушная нагрузка посредством нервюр передается на лонжерон, вызывая его изгнб. Кручение крыла происходит [c.240]

Тонкое треугольное крыло с симметричным ромбовидным профилем (рис. 8.4) имеет следующие размеры / = 8 м р = 5 м 6 = == 3 м с = 0,6 м. Найдите распределение давления, силу сопротивления и коэффициент этой силы при условии, что крыло обтекается под углом атаки а = 0 сверхзвуковым потоком с гараметрами Мао = 1,3 рао=9,8-10 Па = == p/ v — 1,4. [c.216]

Первые три профиля отличаются простотой изготовления. Преимущество треугольной и ромбовидной форм заключается в придании оперению большей жесткости по сравнению с трапециевидной формой. С точки зрения аэродинамики некоторой выгодой обладает трапециевидный профиль, так как при одинаковой с треугольным и ромбовидным профилями толщине он может обеспечить меньшее сопротивление и большее аэродинамическое качество. У чечевицеобразного профиля сопротивление еще меньше, чем у трапециевидного (при одинаковой относительной толщине). Выбором соответствующих углов заострения передней и задней кромок можно добиться хорощей жесткости крыла. Увеличивая углы заострения передней кромки, следует учитывать возможность возрастания волнового сопротивления, а также повышенную чувствительность режима обтекания к изменению углов атаки. Так, с увеличением углов заострения уменьшаются углы атаки, при которых наступает режим обтекания с отошедшей волной, когда резко возрастает сопротивление, нарушается безотрывный характер течения, что вызывает снижение подъемной силы и, как следствие, ухудшение устойчивости. [c.63]

Примечательно, что найденные коэффициенты Сх и Су совпадают с соответствующими коэффициентами для клина, данными в работе [2]. Аналогичное обстоятельство имеет место и в линейной теории [5]. Вычисленные по этой теории коэффициенты Сх и Су совпадают с формулами Аккерета для клина. На рис. 5 показано сравнение теории с экспериментом работы [6] для модели треугольного крыла с ромбовидным профилем 5% толщины при 3 = 30°, М° = 6.9 и 7 = = 1.4. Сплошные кривые, построенные по формлуам (3.2), переходят в штриховые в той части, где параметр к = М° sin а < 1 и теория неприменима. Штрих-пунктиром нанесены результаты линейной теории, полученные в работе [7]. [c.258]

Крыло сверхзвукового самол-ета имеет ромбовидный профиль с острым углом ромба 2р = 20° и хордой 6 = 1 м. Определить удельные тепловые потоки аэродинамического нагрева в точках Л и В профиля (рис. 18.2), если в данный момент температура в этих точках го=163°С, высота полета Н = 20 км, скорость Мн=2,5 и угол атаки крыла Т = 0°. [c.199]

На примере крыла с ромбовидным профилем снова Эидно существенное различие между дозвуковым и сверх- [c.204]

Весовые испытания крыла с ромбовидным профилем, имеющего нулевые толщины кромок, приводят к некоторым искажениям результатов ввиду необходимости некоторого изменения формы крыла в задней части центрального сечения для размещения донной тензодержавки (см. рис. 4.2.10). Наличие этого цилиндрического наплыва практически не изменяет подъемной силы и продольного момента крыла и сказывается в основном на сопротивлении. Проведя дренажные исследования двух моделей крыла, одна из которых имеет указанный наплыв и устанавливается на той же державке, на которой проводятся весовые исследования, можно найти поправки к измеренному сопротивлению и тем самым определить его действительную величину. Дренаж осуществляется в обоих случаях по верхней поверхности крыла, а для получения результатов по нижней поверхности модели придается равный по величине, но отрицательный по знаку угол атаки. Дренажные трубки выводятся из модели через нижнюю поверхность. С нижней же стороны осуществляется также крепление идеальной модели (без наплыва и донной державки). [c.244]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...