Профиль крыла в течении

Рассмотреть типы преобразования, которые переводят течение идеальной жидкости прн обтекании с циркуляцией и без нее кругового цилиндра, в течение прн обтекании профиля крыла. В частности, объяснить, как найти обтекание дуги круга и сечения стойки. [c.193]

Начала гидродинамики, послужившие основой для развития теории движения жидкостей с большими скоростями, можно отметить уже в работах Н. Е. Жуковского о струйных течениях и о волновом сопротивлении, а также в работах С. А. Чаплыгина по теории неустановившихся движений профиля крыла в плоскопараллельных потоках, В дальнейшем, начиная с 1932 г., теория неустановившихся движений жидкости и движений тел с большой скоростью в жидкости разрабатывалась в ЦАГИ, где и были заложены основы теории удара о воду, теории волнового сопротивления, теории глиссирования и подводного крыла. [c.37]

В гл. 1—3 книги в форме вопросов и задач рассматриваются основные сведения из аэродинамики, кинематика и динамика газообразной среды, позволяющие глубоко изучить важнейшие математические модели аэродинамики (уравнения Эйлера, Навье—Стокса, неразрывности и цр.). В гл. 4 и 5 приводится необходимая информация о скачкообразных процессах и расчете параметров при сверхзвуковом течении газа (метод характеристик). Широкий круг вопросов и задач, помещенных в гл. 6—8, относится к одному из основополагающих направлений аэродинамики— теории и методам расчета обтекания профиля крыла, а также несущей поверхности как одного из элементов летательного аппарата. [c.4]

При исследовании плоских, установившихся течений сжимаемой жидкости (в частности, около профиля крыла) уравнение неразрывности приобретает вид д дх) рУЧ- (5/5у)(рЕу) = 0, а при исследовании пространственных установившихся течений (например, обтекания крыла конечного размаха) (5/5х) (рЕ,.) Ч-+ (5/5г/) (рЕ, ) Ч- ( 5/52) (рЕ,) = 0. [c.55]

Решению этой задачи предшествует предварительный расчет параметров невязкого потока, осуществляемый при известной форме заостренного профиля с использованием теории скачков уплотнения и течения разрежения (течения Прандтля — Майера). Для заданной формы профиля крыла и параметров невозмущенного потока распределение скорости на внешней границе пограничного слоя можно аппроксимировать в виде [c.752]

Необходимое условие возникновения О. т. вязкой Жидкости — повышение давления в направлении течения, т. е. убывание скорости. Типичным примером такого течения при дозвуковых скоростях потока является течение у поверхности с образующими криволинейной формы (напр., у профиля крыла при больших углах атаки, сферы), в диффузоре, канале с уступом и др. При обтекании тела криволинейной формы (рис. 1) в пределах толпщны б пограничного слоя по нормали к поверхности скорость течения убывает от значения на [c.515]

Экспериментальные исследования динамического срыва обычно проводятся как н.а винтах, так и на крыльях в плоскопараллельном потоке. В последнем случае применяются установки, позволяющие производить периодические изменения угла атаки крыла, установленного в аэродинамической трубе. Среднее значение и амплитуда изменения угла атаки, а также частота колебаний выбираются таким образом, чтобы они соответствовали условиям работы сечения лопасти винта. При этом среднее значение и амплитуда колебаний угла атаки должны быть достаточно велики и близки по величине. Частота колебаний должна соответствовать частоте вращения винта (одно колебание за один оборот винта). Установка должна обеспечивать возможность измерения давлений, нагрузок в сечении и других параметров в течение цикла колебаний. Иллюстративный пример экспериментальных аэродинамических характеристик профиля колеблющегося крыла показан на рис. 16.2 (на самом деле экспериментальные данные характеризуются большим разбросом величин нагрузки при уменьшении угла атаки). Приведенные кривые свидетельствуют о том, что срыв при больших скоростях увеличения угла атаки сильно затягивается, а нагрузки значительно превышают статические. Как видим, имеет место гистерезис изменения нестационарных нагрузок, поскольку подъемная сила и момент зависят не только от текущего значения угла атаки, но и от истории движения профиля. [c.800]

Практическая реализация расчета профилей упиралась в чисто математические трудности. Поэтому в начале 20-х годов была выдвинута приближенная теория крыла — теория тонкого крыла, основанная на снесении условий на контуре профиля на отрезок прямой и построении соответствующего течения во внешности отрезка. [c.290]

На теории Прандтля — Майера основано исследование течений не только около носка снаряда, но и в сопле Лаваля и около профиля крыла с передней кромкой в виде идеально острого клина. Укажем, например, на работу Я. Аккерета (1925) , в которой рассматривается обтекание сверхзвуковым потоком плоской пластинки при мал ом угле атаки а. [c.316]

Опасность появления застойной области, которая уменьшает подъемную силу, равно как увеличивает лобовое сопротивление, прежде всего возникает при больших углах атаки. Для того чтобы задержать появление застойной области, весьма полезно также слегка искривить профиль крыла книзу. В предельном случае профиля в виде дуги окружности легко убедиться в том, что этот прием позволяет избежать бесконечного значения скорости на передней кромке в общем случае течений Жуковского это приводит к значительному уменьшению градиента противодавления на верхней (подсосной) стороне. [c.64]

Плоское течение. Этот случай соответствует крылу бесконечного размаха. Будем предполагать профиль крыла симметричным, — крыло, создающее подъемную силу, рассмотрено в дальнейшем. [c.13]

Вернемся к процессу развития циркуляции. Мы видели, что вихрь создается вблизи задней кромки он остается позади, в то время как крыло продолжает движение. Мы называем этот вихрь начальным вихрем. Его ясно можно различить на фотографиях (рис. 22). Одновременно, как мы уже говорили ранее, создается циркуляция вокруг профиля крыла, и пока вихревая область оставляет крыло в вихревом слое, циркуляция возрастает. Однако резонно предположить, что когда начальный вихрь унесен па большое расстояние, то циркуляция достигает своего максимального значения, так как больше не существует разности скоростей между течениями, оставляющими верхнюю и нижнюю поверхности. Это предположение независимо друг от друга выдвинули Кутта и Жуковский. Оно называется условием Кутта-Жуковского или условием плавного потока на задней кромке. Это заметный мо- [c.51]

Однако в приложениях к авиации дело обстоит не так. Обтекаемый контур — профиль крыла самолета — здесь обычно имеет острую кромку, скажем, точку го, с углом между касательными ал (О а < 1), как на рис. 49. Как мы видели в гл. П1, из этого вытекает, что производная g отображающей функции обращается в этой точке в бесконечность. Отсюда, вообще говоря, следует физически невозможный вывод о том, что скорость течения в точке Zq бесконечно велика. [c.165]

Предположим, что движение жидкости происходит без потерь энергии. Тогда мы будем иметь потенциальное движение с циркуляцией вокруг крыльев решетки. При таком движении скорость течения на некотором расстоянии впереди и позади решетки практически одинаковая. Это обстоятельство и позволяет применить теорему о количестве движения к выяснению связи между реакцией потока и скоростью течения, не прибегая при этом к анализу тех явлений, которые происходят в промежутках между крыльями, правда, при условии, что здесь не возникают большие вихри (это может иметь место при неудачной форме профиля крыльев). Уравнение неразрывности дает нам [c.121]

При исследовании вопросов теории подъемной силы можно было исходить из уравнений движения идеальной жидкости. Для профилей крыльев существенные отклонения теоретических данных от эксперимента имеют место только при больших углах атаки, когда плавность обтекания нарушается и за крылом возникают вихревые движения жидкости. Нарушение плавности обтекания крыльев при больших углах атаки обусловлено влиянием вязкости жидкости. Мы видели, что нарушение симметрии течения, обусловленное наличием присоединенного вихря (наличием циркуляции), приводит к возникновению силы, перпендикулярной к скорости потока на бесконечности, т. е. к возникновению подъемной силы. Возникновение силы лобового сопротивления обусловлено влиянием вязкости жидкости. Это влияние может проявляться или непосредственно благодаря возникновению местных касательных сил, проекция результирующей которых па направление скорости потока в бесконечности дает силу сопротивления трения, или в таком коренном изменении картины обтекания тела, обусловливающем нарушение симметрии течения по отношению к прямой, перпендикулярной к скорости потока на бесконечности, при котором проекция результирующей [c.315]

Вихревая теория сопротивления. Принципиальный вопрос, который прежде всего должна решить любая теория сопротивления давления, строящаяся на уравнениях идеальной жидкости, есть вопрос о физической схеме течения. Именно, необходимо решить вопрос о способе (или физической гипотезе), которым будет эта теория пользоваться для нарушения симметрии потока. Если физическая гипотеза правильно схватывает основные особенности процесса обтекания тел реальной маловязкой жидкостью (или воздухом), тогда из уравнений идеальной жидкости можно получать результаты, хорошо подтверждающиеся опытом. Ярким примером плодотворной гипотезы является гипотеза Н. Е. Жуковского в теории подъемной силы профиля крыла. Гипотеза Гельмгольца о полном покое частиц жидкости в кильватерной зоне обтекаемого тела, по-ви-димому, не отражает суть происходящих процессов. В самом деле, если мы поместим в потоке реальной маловязкой жидкости плохообтекаемое тело (например, цилиндр, пластину, параллелепипед и др.), то процесс течения, как показывает опыт, будет развиваться во времени следующим образом [c.349]

Следует отметить, что изменение давления на задней кромке влияет на характеристики течения вверх по потоку на расстояние, равное примерно 30+40% хорды крыла. Ближе к вершине крыла решения совпадают с автомодельным (т. е. решением задачи обтекания полубесконечного крыла). На рис. 5.25 в тех же переменных представлены профили продольной скорости и (ж, ту, 0) для случая разрежения на задней кромке крыла с коэффициентом С = —0,5. Видно, как происходит наполнение профиля скорости в окрестности ж 1, 0. [c.235]

Рассмотрим происхождение подъемной силы крыла самолета, позволяющей осуществлять, полеты на аппаратах тяжелее воздуха. Этот вопрос выясняется при рассмотрении обтекания крыла бесконечного размаха или профиля крыла в плоскопараллельном потоке, который служит моделью обтекания средних сечений крыла, без учета влияния его концов. Развитие методов исследова шя плоскопараллельных течений идеальной жидкости является основой теории крыла в плоокопараллельном потоке. [c.265]

До сих пор мы изучали свойства профиля крыла в случае плоскопараллельпого течения жидкости, т. е. занимались теорией крыла бесконечного размаха, а теперь остановимся на основных вопросах теории крыла конечного размаха ). Как уже неоднократно говорилось, бесконечное крыло воздействует на обтекающий его поток жидкости, как бесконечная вихревая нить. Иначе говоря, можно считать, что в крыло как бы помещён так называемый присоединённый вихрь. Как известно из гидро- [c.372]

В аэродинамике профиля крыла, обтекаемого установившимся несжимаемым потоком, важной задачей является расчет аэродинамических коэффициентов тонких слабо изогнутых профи-.аей, расположенных под малым углом атаки. Течение около таких профилей маловозмущенное, поэтому обтекание профиля можно рассчитать, заменив его системой вихрей, непрерывно распределенных вдоль средней линии профиля. Метод, основанный на замене профиля системой вихрей, предполагает, что поперечные размеры профиля малы по сравнению с длиной хорды профиля, т. е. фактически рассматривается обтекание не собственно профиля, а его средней линии. [c.161]

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]

Экспериментальные исследования профилей крыльев выявили сильную зависимость положения места перехода от градиента давления внешнего течения. При этом оказалось, что в первом приближении координата точки минимума давления определяет место перехода. В свою очередь эта координата также с известным приближением совпадает с местом наибольшей толщины профиля. Поэтому ламинаризированные профили с большой протяженностью ламинарного пограничного слоя имеют смещенные к задней кромке участки наибольшей толщины. По экспериментальным данным, точка минимума давления может быть удалена от передней кромки на расстояние 60—65% хорды профиля. Сопротивление такого профиля, обусловленное воздействием ламинарного трения, может быть снижено по сравнению с обычным профилем в полтора-два раза. [c.90]

ПОДЪЕМНАЯ СИЛА — сила, перпендикулярная вектору скорости движения центра тяжести тела, возникающая вследствие несимметрии обтекания тела потоком жидкости (газа). В двумерной модели движения крыла в идеальной и несжимаемой жидкости (рис. 1) несимметричное движение жидкости у границ крыла можно представить как сумму поступат. движения со скоростью о и циркуляц. движения интенсивностью Г. В суммарном течении при выбранном направления циркуляции скорость у ниж. границы профиля будет меньше, а давление больше, чем у верхней [c.670]

В кормовой области профиля вниз по течению за точкой минимума давления М (рис. 169) происходит возрастание давления и др1йх >0 (эта область носит наименование диффугорной), при этом жидкость в пограничном слое движется из области меньшего давления в область большего давления против подтормаживающего ее перепада давлений. Если бы жидкость была идеальна и скорость на поверхности крыла не равнялась нулю, то запас кинетической энергии жидкости оказался бы достаточным для преодоления тормозящего поля давлений. [c.447]

В случае крыла бесконечного размаха свободные вихри оказываются параллельными присоединенными. Скорость сноса свободных вихрей вниз по течению в общем случае отлична от скорости невозмущенного потока Дискретными вихрями на профиле заменяется в каждый момент суммарный вихревой слой, включающий в себя как присоеди-неннные, так и свободные вихри, а вне крыла — кормовая пелена свободных вихрей. [c.60]

Наряду с теоретическими исследованиями в газовой динамике проводились 317 эксперименты с целью определения характеристик течения, главным образом нри сверхзвуковых скоростях. Для этой области скоростей важные данные получены при наблюдениях течений в соплах, диффузорах, истечения из сосудов и при отстреле снарядов. В области дозвуковых скоростей эксперименты начались лишь в 20-х годах, после того как построили аэродинамические трубы больших скрростей. Тогда же установили значительное увеличение сопротивления тел и уменьшение подъемной силы лопастей винтов и профилей крыльев при скоростях порядка 0,66 а (опыты американских и английских исследователей). [c.317]

Развитие приближенного метода Чаплыгина и, в частности, решение задачи о циркуляционном обтекании профиля сжимаемым потоком обусловили в значительной степени успех теории решеток, находящихся в потоке газа, которую можно рассматривать как обобщение теории обтекания профиля крыла. Именно использование приближенного метода Чаплыгина позволило исследовать дозвуковое обтекание решеток. Б этом направлении во второй половине 40-х годов были выполнены значительные работы (Л. И. Седов, Г. Ю. Степанов, Линь Цзя-цзяо, Дж. Костелло). Укажем, что расчет чисто сверхзвукового течения в решетках производится преимущественно по методу характеристик Прандтля — Вуземана, а теория смешанного до-и сверхзвукового течения до настоящего времени не разработана. [c.322]

До появления работ Е. А. Красильщиковой К. Поссио (1938) и Н. Бор-бели (1942) рассмотрели малые колебания плоского недеформируемого крыла. В 1946 г. А. Пакет, а затем в 1947 г. Т. Карман изучили обтекание крыла конечного размаха с симметричным профилем установившимся потоком под нулевым углом атаки без учета концевого эффекта. Как указывалось выше, в 1943—1946 гг. было исследовано обтекание треугольного крыла методом конических течений. [c.329]

Теперь мы хотим понаблюдать, что случится, если приводить в движение профиль крыла с острой задней кромкой. (Мы называем переднюю часть крыла, омываемую потоком, передней кромкой, а тыльную часть, где поток покидает поверхность крыла, задней кромкой.) Передняя кромка обычно закругленная, по крайней мере, для крыльев, используемых при дозвуковых скоростях, тогда как заднюю кромку делают как можно острее. На рис. 21 и 22 показаны фотографии течения, в котором ЛИППИ тока стали видимыми благодаря введению тонкого алюминиевого порошка, который, предположительно, следует за линиями тока жидкости. Мы видим, что в первый момент, как ноказано на рис. 21, жидкость стремится обогнуть острую кромку. Одпако можно сказать, что жидкости не нравится этот процесс, потому что па кромке требуется очень высокая (теоретически бесконечная) скорость. Вместо [c.49]

Прандтль [8] систематизировал идеи и упростил картину следуюгцим образом а) крыло заменяется несугцей линией, составляющей нернендикуляр к нанравлению полета б) по предположению несущая лнння состоит из нрисоединенного вихря с переменной циркуляцией для того, чтобы объяснить тот факт, что подъемная снла может изменяться вдоль размаха в) в соответствии с изменением циркуляции вдоль размаха, рождаются свободные вихри и расширяются но потоку однако, г) течение, созданное системой вихрей, считается малым возмущением основного потока относительно крыла, и поэтому д) предполагается, что свободные вихри приблизительно следуют первоначальному направлению линий обтекания параллельно и противоположно направлению полета вместо того, чтобы немедленно закончиться концевым вихрем, как полагал Ланчестер (рис. 25) е) течение в непосредственной окрестности профиля крыла определяется на основе двумерного решения, предложенного Кутта и Жуковским. [c.61]

Джонс рассматривал крылья очень малого относнтельного удлинения (рнс. 27). Как увидим в следующей главе, такие крылья, нанример известное треугольное крыло, недавно стали очень важными благодаря своему применепню в высокоскоростном полете. Я уже говорил ранее, что Прандтль допускал возможность приближенно приравнять течение вокруг каждого профиля крыла, перпендикулярного размаху, к двумерному течению. Для крыльев очень малого относнтельного удлинения Джонс сделал предположение, противоположное теории Прандтля. Он постулировал, что течение вокруг каждого поперечного сечения. [c.64]

В равномерном внешнем течении подобие расиреде.леиий скоростей через все сечения пограничного слоя позволяет свести задачу к решению обыкновенного дифференциального уравнения, т. е. дифференциального уравнения с одной неременпой. Если течение вне пограничного слоя неравномерное, как в случае профиля крыла, то задача вообще требует решения дифференциального уравнения в частных производных — дифференциального уравнения с двумя или тремя переменными. [c.95]

Теперь рассмотрим структуру потока, созданную крылом, двигающимся со сверхзвуковой скоростью. Сначала ограничимся крыльями бесконечного размаха, т. е. задачей двумерного течения. Если профиль крыла тонкий, то возмущения, вызванные крылом, можно считать ма-.льтми. Поэтому предпо.ложим, в первом приближении, что структуру потока, созданную крылом, можно построить наложением малых возмущений, создаваемых точками крыла. Теорию подъема и сопротивлепия для такого крыла впервые разработал Акерет [6]. [c.114]

Мы номним, что, но крайней мере, в соответствии с теорией несжимаемых невязких жидкостей, давление на передней и задней частях обтекаемых участков уравновешивает друг друга (рис. 44), как предсказано теоремой Даламбера. Очевидно, что эта теорема не применима к сверхзвуковому течению. Для низких скоростей мы обычно используем профиль крыла с затупленной носовой частью основное требование к приданию обтекаемой формы — острая задняя кромка. Для сверхзвуковых скоростей затупленная носовая часть довольно невыгодна из-за большого угла наклона, который она влечет при этом острая задняя кромка почти не помогает, потому что мы не можем избежать отрицательного давления на задней части профиля. Важнейшим требованием для профилей сверхзвуковых крыльев является малая относительная толщина, т. е. малое значение отношения между максимальной толщиной и длиной хорды. [c.117]

Как мы видели в главе II, теория крыла должна рассматривать двумерные задачи крыльев бесконечного размаха и трехмерные задачи крыльев конечного размаха. Эти два класса задач встречаются также в сверхзвуковой теории крыла. Приведенное выше решение Акерета является решением для двумерной задачи в линеаризованном виде, т. е. в соответствии с нредноложеннем, что скорости, создаваемые наличием профиля крыла, малы но сравнению со скоростью полета. Дальнейшие приближения будут рассмотрены в следуюш,ем разделе. При обраш,ении к трехмерной задаче большинство исследователей использовали линеаризованную теорию. С номош,ью этого нриближеппого метода было накоплено обширное количество теоретической информации, особенно в последние десять лет, относительно теории распределения подъемной силы и вычисления индуктивного сопротивления и волнового сопротивления для различных форм сверхзвуковых крыльев. Этой работе в значительной мере способствовал тот факт, что трехмерную задачу установившегося сверхзвукового течения можно свести к задаче двумерного распространения волн. [c.121]

В этой ситуации соображение подобия, которое я предложил и назвал правилом околозвукового подобия, окажет хорошую услугу, поскольку оно позволяет перенести экспериментальные результаты от одного случая к другому [18]. Предположим, что у пас есть два тонких профиля крыла, которые геометрически подобны в том смысле, что опи стали бы идентичными, если изменяется масштаб толщины. Например, можно сравнить два профиля крыла одно 3-х процентной, а другое 6-нроцентпой максимальной толщины распределепие ординат, выраженное па основе максимальной ординаты, является тождественным. На основе рассмотрения уравнений движения течения установим, относительно двумерного течения, что структура потока должна быть подобна, если отношение / 1 — М имеет одинаковое значение, где I — максимальная относительная толщина, а М — число Маха. Следовательно, если у пас есть величина распределепия давления, коэффициент подъемной силы или коэффициент лобового сопротивления для одного из профилей крыла как функций числа Маха, мы сможем рассчитать соответствующие величины для других подобных профилей крыла с различной относительной толщиной. Прогнозы на основании правила подобия очень хорошо соответствуют экспериментам. Установлено также, что правило подобия приблизительно верно, даже если в течении появляются относительно слабые ударные волны. [c.134]

Предполагается, что все нули производной dzld лежат внутри круга, кроме одного, расположенного на окружности в точке J= —/= 6 —ае здесь а, Ь н / — действительные числа коэффициенты а , вообще говоря, считаются комплексными числами. Кроме того, пусть циркуляция вокруг профиля выбрана в соответствии с постулатом Чаплыгина-Жуковского. Показать, что иа крыло, помещенное в рассматриваемое течение, действует подъемная сила, направленная перпендикулярно к скортсти в бесконечности и обращающаяся в нуль при некоторых углах атаки. Найти выражение для О] из условия, чтобы момент относительно центра круга обращался в нуль вместе с подъемной силой. [c.194]

Для скоростных самолетов чрезвычайно важно, чтобы сопротивление трения крыльев было возможно меньше. Из рис. 152 ясно, что это сопротивление можно очень сильно понизить, если добиться сохранения ламинарного течения на значительном протяжении крыла. Решение этой задачи облегчается тем, что сохранить ламинарным поток, в котором скорость увеличивается, легче, чем поток, в котором скорость уменьшается. Следовательно, профиль крыла должен иметь такую форму, чтобы максимальная скорость обтекающего потока получалась возможно дальше от передней точки профиля. Для этого, в свою очередь, необходимо, чтобы место наибольшей толщины профиля лежало возможно ближе к его концу. Всякого рода выступы и неровности, даже небольшие, впереди этого места недопустимы. При помощи такого рода ламиниризованных профилей удалось сохранить пограничный слой ламинарным до чисел Рейнольдса около 3 10 . [c.266]

Близкий к описанному процесс происходит при обтекании крылового профиля, когда согласно механизму Жуковского — Чаплыгина на бесконечность уносится начальный вихрь, а вокруг крыла остается компенсирующая циркуляция. Отметим, что эффект не связан принципиальпо с бесконечностью области течения. При наличии достаточно удаленной стенки она будет поглощать момент и притом в течение всего переходного процесса. Математически ситуация моделируется следующим примером. Пусть рассматривается задача нестационарной теплопроводности в полупространстве [c.30]

В связи с ростом скоростей полета самолета широкое применение сейчас находят стреловидные крылья и крылья малого удлинения различной формы в плане. Условия обтекания профиля в сечении таких крыльев как при малых, так и при больших скоростях могут суш,ественно отличаться от условия плоскопараллельного потока из-за пространственного характера течения. В ряде работ ЦАГИ были установлены основные закономерности перестройки обтекания профиля в системе стреловидных крыльев и крыльев малого удлинения. В. В. Струминским, Н. К. Лебедь и К. К. Костюком (1948) путем экспериментального исследования распределения давлений в различных сечениях стреловидных крыльев при малых скоростях было показано, что наиболее суш,ественным изменениям, обусловленным трехмерным характером течения, подвергается обтекание профилей, установленных в корневых и концевых сечениях стреловидного крыла, В корневом сечении крыла с прямой стреловидностью область повышенных местных скоростей смеш ается вперед к носку профиля по сравнению с эпюрой скоростей такого же профиля в условиях плоскопараллельного обтекания в концевом сечении происходит обратная перестройка, т. е. область повышенных местных скоростей смеш,ается к задней кромке профиля. В срединных сечениях стреловидного полукрыла большого удлинения условия обтекания близки к условиям на скользящем крыле бесконечного удлинения. В работе Я. М. Серебрийского и М. В. Рыжковой (1951) с помощью метода источников и стоков проводится приводящее к тем же выводам, что и эксперимент, теоретическое исследование симметричного обтекания профиля в системе тонкого крыла произвольной формы в плане при обтекании его потоком идеальной несжимаемой жидкости. Учет пространственного обтекания стреловидного крыла приводит к необходимости применения профилей различной формы на отдельных участках крыла. Такие специальные профили создавались для корневых и концевых отсеков стреловидного крыла (Г. П. Свищев, Я. М. Серебрийский, К. С. Николаева, М. В. Рыжкова). Существенное изменение местных скоростей происходит и на крыльях малого удлинения. При уменьшении удлинения за счет пространственности обтекания уменьшаются возмущения на поверхности профиля, причем для малых удлинений это уменьшение возмущений может быть весьма существенным не только в концевых, но и в средних сечениях крыла. [c.89]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...