Обтекание крыла косое

Полностью сверхзвуковое обтекание крыла может быть лишь при сверхзвуковом полете и при условии, что перед крылом не возникает прямой скачок, так как лишь за косым скачком поток может остаться сверхзвуковым. Для этого необходимо, чтобы передняя кромка крыла была острой и число М в достаточной мере превышало единицу (см.таблицу в 10, гл. 1). Профили с острой передней кромкой могут иметь различную [c.46]

Плоские косые скачки уплотнения имеют место в плоских воздухозаборниках сверхзвуковых ВРД, в сверхзвуковых компрессорах и камерах сгорания, при обтекании крыльев сверхзвуковых летательных аппаратов. Конические скачки имеют место в осесимметричных сверхзвуковых диффузорах и при сверхзвуковых полетах заостренных осесимметричных тел. [c.221]

Рассмотрим задачу об обтекании несжимаемым установившимся потоком крыла произвольной формы в плане. При решении этой задачи можно не находить потенциал скоростей ф (9.421), а использовать метод, в соответствии с которым несущая поверхность заменяется системой дискретных стационарных вихрей, каждый из которых представляет собой косой подковообразный вихревой шнур. По вычисленным значениям циркуляции этих вихрей можно определить распределение давления и аэродинамические коэффициенты. [c.350]

Задача о косом обтекании цилиндрического крыла бесконечного размаха облегчается тем, что в этом случае движение Перестает зависеть от трансверсальной (направ-координаты 2. Уравнения движения (154) [c.494]

Направим на крыло одновременно два потока один —перпендикулярно к передней кромке со скоростью Va, другой — параллельно ей со скоростью Vb (рис. 3.15, в). Тогда распределение давлений будет таким же, как при обтекании одним потоком со скоростью VА. При сложении скоростей Vа и Vb получается суммарная скорость потока V, не перпендикулярная к размаху (обтекание со скольжением). При набегании на крыло одного потока со скоростью V под косым углом р (угол скольжения) к передней кромке эту скорость можно разложить на составляющие Va и Vb, распределение давлений будет таким, как будто крыло обтекается только одной составляющей этого потока со скоростью Va, перпендикуляр- [c.88]

Указание профиль крыла рассматривается как тонкая пластина параметры воздуха на внешней границе пограничного слоя рассчитываются снизу как за косым скачком уплотнения, а сверху как параметры воздуха после обтекания тупого угла потоком со сверхзвуковой скоростью. [c.199]

Задача о косом обтекании цилиндрического крыла бесконечного размаха облегчается тем, что в этом случае движение, перестает зависеть от трансверсальной (направленной по размаху крыла) координаты г. Уравнения движения (ПО) переходят в следующие [c.600]

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком тонкой пластины, поставленной под малым углом атаки (рис. 5.28), как пример обтекания крыла. Сверху при обтекании передней кромки образуется центрированная волна разрежения, так как можно считать, что поток обтекает выпуклый угол. Снизу от передней кромки идет косой скачок уплотнения, так как поток обтекает вогнутый угол. Давление над пластиной (область 2) меньше, чем иод ней (область 3). Потоки, идущие над пластиной и под ней, должны после прохождения задней кромки иметь общую границу (штрихпунктирная линия). Следовательно, по обе стороны этой границы (области 4 и 5) скорости должны быть параллельны, а статические давления равны. Из этих двух условий рассчитывается интенсивность волны разрежения и скачка уплотнения, идущих от задней кромки пластины. Скорости в областях 4 и 5, строго говоря, не равны, так как потери в потоках, текущих над и иод пластиной, не одинаковы. Потери в хвостовом екачке уплотнения, который расположен после волны разрежения, больше, чем в головном, так как Яа > /.3. Следовательно, скорость потока в области 4 меньше, чем в области 5. Пунктирная линия изображает вихревую линию разрыва поля скоростей. [c.124]

Г. Ф. Б у р а г о [6], а при исследовании обтекания профиля сверхзвуковым потоком — мето до.м, сочетающим теорию косых скачков уплотнения и течения Прандтля — Майера (для профи ля крыла в р.иде тонкой пластины и для линейных профилен), и методом характеристик (для криволинейных профилей). [c.172]

Для решения задачи о неустановившемся обтекании видоизмененного крыла некоторым фиктивным несжимаемым потоком применим метод эквивалентной вихревой поверхности, по которому базовая плоскость заменяется системой дискретных косых подковообразных вихрей, расположенных в ячейках, как это показано на рис. 9.8. По этому методу определяется скорость в соответствуюш,их контрольных точках, индуцированная всеми дискретными вихрями, как функция циркуляции элементарных присоединенных вихрей, а точнее — производных этой циркуляции по кинематическим параметрам ql и <7 . Для определения неизвестных, какими являются эти производные, входящие в соответствующие системы уравнения, используется условие безотрывности обтекания на стенке. Для малых чисел Струхаля индуцированная скорость несжимаемого потока в контрольной точке р ь заданного крыла определяется уравнением [c.335]

Обсуждается положение точки Ферри на наветренной стороне У-образного крыла при его симметричном обтекании сверхзвуковым потоком газа. Установлено, что в зависимости от режима обтекания точка Ферри может располагаться как в точке излома поперечного контура У-образного крыла, так и всплывать от поверхности крыла к головной ударной волне в плоскости симметрии течения. Показано, что перестройка структуры конического течения обусловлена при наличии маховской конфигурации ударных волн меныпими потерями полного давления на сфере для линий тока, прогнедгних систему косой-прямой скачки уплотнения в окрестности стенки У-образного крыла, чем для линий тока, прогнедгних мостообразный скачок. [c.654]

Наличие таких режимов обтекания У-образных крыльев свидетельствует о том, что в коническом течении на сфере имеет место аналогия с плоскими сверхзвуковыми течениями газа [8], в которых потери полного давления в прямом скачке превыгпают потери полного давления в системе косой-прямой скачки. Заметим, что в расчетах всплывание точки Ферри наблюдается тогда, когда числа Маха не-возмугценного потока, нормального к коническому лучу, проходягце-му через тройную точку Т маховской конфигурации ударных волн, Мп 1.5. Именно при таких числах М аха согласно данным [8] коэффициент восстановления полного давления в системе косой-прямой скачки превыгпает коэффициент восстановления полного давления в прямом скачке. [c.657]

Используем теперь следующую гипотезу об эквивалентности косого и нормального сечений для косого сечения зависимость dy a,y) совпадает с зависимостью коэффициента сопротивления от угла атаки для профиля в двумерном потоке, а зависимость С (а) для нормального сечения не изменяется при изменении угла скольжения. Предположение о коэффициенте подъемной силы основано на следующем факте в системе координат, перемещающейся вдоль размаха со скоростью V sin Л, скользящее крыло эквивалентно нескользящему крылу, обтекаемому невозмущенным потоком со скоростью V os Л, если не учитывать изменений в пограничном слое. В соответствии с этой гипотезой при досрывном обтекании подъемная сила как нормального, так и косого сечений пропорциональна углу атаки, но градиенты подъемной силы различны Сг(а)=аа и iy a,y)= ауау. Но мы уже знаем, что сг(а) = с у(а )/с05 Л и = а os Л. Поэтому из гипотезы об эквивалентности сечений следует, что для скользящего крыла iy ay)= l, 2в с(,у os А), где индекс 2D означает характеристики профиля в двумерном потоке. (Отсюда градиент подъемной силы по углу атаки для сечения скользящего крыла [c.210]

Вернемся опять к фиг. 14 , на котор.зй изображено течение вокруг окружности с центром в точке г/, проходящей через точки — а и -1 а, причем плоскость г повернута по часовой стрелке на угол а. Наложим на это течение циркуляционное течение, причем величину циркуляции подберем так, чтобы задняя (правая) кри тическая точка оказалась как раз в точке Н- а. Если теперь отобразить при помощи функции (3) плоскость г на плоскость то обтекаемая окружность перейдет в дугу окружности, расположенную косо по отношению к течению, а течение вокруг окружности — в течение вокруг этой круговой дуги. При этом величина циркуляции подбирается так, чтобы задняя критическая точка на плоскости г отобрази-.чась в задний конец круговой дуги на плоскости С, т. е. чтобы не было обтекания задней кромки ребра. Если бы изогнутая пластинка или ее хорда имела больший угол атаки, то для достижения гладкого обтекания заднего ребра необходимо было бы взять большую циркуляцию, что находится в полном согласии с опытом именно, при увеличении угла атаки возрастает подъемная сила, а с нею и циркуляция. Изображенное на фиг. 148 течение вокруг пластинки, изогнутой по дуге круга и наклоненной относительно направления натекания, уже довольно близко напоминает течение вокруг крыльев, применяемых на практике, если только не считать обтекания передней кромки. [c.189]

С этим случаем при одновременном условии, что W = onst, мы встречаемся, например, при косом обтекании цилиндра, а с некоторым приближением — также при боковом скольжении крыла конечного размаха па режиме с нулевой подъемной силой. Поскольку теперь все производные по z равны нулю, система уравнений (11.55) значительно упрощается. Имея в виду, что W = Woo — onst и что [c.243]

Если све рхзвуковым потоком обтекается заостренное тело, например крыло с заостренной кромкой, то, начиная с некоторого большого значения скорости потока, скачок садится на острие передняя точка скачка совмещается с острой кромкой крыла. Для каждого угла заострения имеется определенная скорость, начиная с которой наблюдается это явление. При таком обтекании прямого скачка не получается, а появляется косой ска- [c.86]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...