Треугольное крыло

В приводимых ниже вопросах и задачах рассмотрен расчет с помощью метода источников треугольных консолей и крыльев с симметричным профилем, имеющих дозвуковые и сверхзвуковые передние кромки и расположенных под нулевым углом атаки Су = 0). Показано применение этого метода для расчета треугольных крыльев с симметричным профилем, имеющих среднюю кромку, при различном характере передних и средних кромок и при угле атаки а = 0. [c.214]

Для изучения аэродинамических характеристик треугольных крыльев (в виде тонких пластин или поверхностей конечной толщины с симметричным профилем), расположенных под углом атаки, также можно использовать метод источников, если передняя кромка таких крыльев сверхзвуковая. [c.214]

В других случаях, связанных с изучением сверхзвуковых аэродинамических характеристик крыльев с дозвуковыми передними кромками, при наличии угла атаки (или аналогичных крыльев с несимметричным профилем и при а == 0) необходимо использовать метод диполей. Этот метод позволяет рассчитать сверхзвуковое обтекание плоского треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками при а ф 0. [c.214]

Результаты расчета линеаризованного сверхзвукового обтекания треугольных крыльев можно использовать для определения аэродинамических характеристик несущих поверхностей в виде четырех-, пяти- и шестиугольных пластин. Если задние и боковые кромки таких крыльев сверхзвуковые, то их обтекание характеризуется отсутствием зон взаимного влияния хвостовых и боковых участков, ограниченных пересечением конусов Маха с крылом. Вследствие этого коэффициент давления на поверхности крыла такой, как в соответствующей точке треугольной пластины, и формула для его расчета выбирается с учетом вида передней кромки (дозвуковой или сверхзвуковой). [c.214]

На поверхностях тонких крыльев, обтекаемых сверхзвуковым линеаризованным потоком, покажите области с различным характером возмущенного движения при сверхзвуковой передней кромке плоского треугольного крыла (рис. 8.3, а), а для плоского прямоугольного крыла (рис. 8.3, б) — при выполнении ус- [c.215]

Рис. 8.4. Треугольное крыло с симметричным ромбовидным профилем

Рис. 8.5. Плоское треугольное крыло

Рис. 8.6. Плоское треугольное крыло в прямом (а) и обращенном (6) движении

Покажите характер распределения нагрузки Ар = р — р по размаху тонкого плоского треугольного крыла со сверхзвуковыми кромками в прямом и обращенном движении (рис. 8.6). Покажите, что коэффициенты подъемной силы и волнового сопротивления этих крыльев, расположенных под одним и тем же малым углом атаки, одинаковы. [c.216]

Рис. 8.11. Области с различным характером течения газа на треугольном крыле со сверх-звуковыми кромками (а) и на прямоугольном крыле (б)

Рис. 8.14. Сверхзвуковой поток около треугольного крыла с дозвуковыми кромками 1 — крыло 2 —линии Маха

Рис. 8.18. Сверхзвуковое обтекание треугольного крыла со сверхзвуковыми кромками

Рис. 8.20. Обтекание плоского треугольною крыла с дозвуковыми кромками

В зоне I крыла, расположенной между передней сверхзвуковой кромкой треугольного крыла в прямом движении и образующей конуса Маха с вершиной в [c.232]

Рис. 8.21. Распределение избыточного давления на плоском треугольном крыле в прямом (а)и обращенном (6) движении

Сравнивая распределение нагрузки Ар по размаху тонкого треугольного крыла при прямом и обращенном движениях, можно заметить, что при прямом движении в области I крыло нагружено более, а в области И — менее, чем при обращенном движении (рис. 8.21, а, б). [c.233]

Коэффициент волнового сопротивления Сх = Су а также будет одним и тем же для тонкого треугольного крыла со сверхзвуковыми кромками в прямом и обращенном движениях. [c.233]

Определим характер передних кромок треугольного крыла при Х,.р У Л41— 1 >-4. [c.239]

Таким образом, из соотношения (8.65) следует, что коэффициенты подъемной силы и волнового сопротивления прямоугольного крыла при условиях, поставленных в задаче, меньше соответствующих коэффициентов треугольного крыла в 1/[1 — 1/(2> дра ) раз. [c.240]

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 и p4i в точке А х = 2,86 м 2 = 0) на треугольном крыле, совершающем поступательное движение без крена с одновременным вращением вокруг поперечной оси с переменной угловой скоростью. Используйте результаты решения задачи 9.84 об определении скосов на крыле (см. рис. 9.35) со сверхзвуковыми передними кромками для числа Мое = 2. [c.259]

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]

Используя таблицы [3], вычислите производные устойчивости треугольного крыла удлинения >1.кр = 2,5 при неустановившемся обтекании сверхзвуковым потоком Моо 1,28. Определите вид кромок крыла, соответствующий заданному числу Моо. [c.260]

Используя метод касательных клиньев, определите производные устойчивости для крыльев прямоугольной и треугольной формы. Число Моо = 1,28, удлинение крыльев = 2,5. Сравните полученные значения с точными результатами для треугольного крыла (см.решение задач 9.103 и 9.104). [c.260]

Из сопоставления производных, полученных в задаче 9.106, следует, что и для треугольного крыла, и для прямоугольной пластины конечного размаха метод касательных клиньев дает результаты, значительно отличающиеся от точных решений. Рассмотрите условия обтекания, при которых этот метод совпадает с точными решениями или дает результаты, близкие к таким решениям, [c.260]

Рассмотрите неустановившееся обтекание обратного треугольного крыла со сверхзвуковыми задними кромками при малых числах Струхаля. Вычислите производные аэродинамических коэффициентов двух сечений с корневой и средней аэродинамической хордой, а также полные производные крыла с удлинением Х, р = 4 при Моо = 1,5. [c.261]

Найдите производные аэродинамических характеристик прямого треугольного крыла путем соответствующего пересчета этих производных для обратного треугольного крыла, обтекаемого нестационарным сверхзвуковым потоком при малых числах Струхаля. Вычислите производные для прямого треугольного крыла с удлинением = 4 при = 1,5. [c.261]

Определите производные устойчивости треугольного крыла (см. рис. 9.37), используя соотношения аэродинамической теории тонких тел. Оси координат показаны на рис. 9.48. Угол стреловидности передних кромок крыла / = 60°. Сравните полученные производные с их соответствующими значениями, найденными по линеаризованной теории. [c.261]

Определите производные устойчивости крестообразного треугольного крыла, используя соотношения аэродинамической теории тонкого тела. Угол стреловидности передних кромок крыла / = 60°. [c.261]

Рис. 9.35. Обтекание треугольного крыла со сверхзвуковой передней кромкой

Рис. 9.41. Схема сверхзвукового обтекания треугольного крыла малого удлинения

В соответствии с полученным результатом производная р" одинакова на треугольном крыле со сверхзвуковыми кромками во всех точках, расположенных по оси [c.410]

Обратимся к решению (3.59) при Ь = 0. Среди прочих течений вязкой или идеальной жидкости оно позволяет воспроизвести один из типов разрушения вихря. Это явление описано Верле [18] и послужило предметом многочисленных исследований. Обзоры работ по изучению этого вихревого образования можно найти в [19-24]. Там же и в альбоме Ван Дайка [25] представлены фотографии явления при обтекании под углом атаки треугольного крыла с острой передней кромкой, а также в трубах с закрученным вокруг оси потоком. На фотографиях течений в статьях Лейбовича [21] и Эскудиера [23] видна структура вихревых образований. Вихревая система утолщения ( пузыря ) включает либо один сомкнувшийся на оси кольцевой вихрь [23], либо два, один из которых вложен в другой [21, 23]. В работах [19-23] проведена аналогия между вихревым образованием и отрывом потока вязкой жидкости от [c.212]

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]

Па к = Ср/су = 1,4) обтекает тон кое треугольное крыло с симметричным ромбо Е.идным профилем (рис. 8.4), расположенное [юд углом атаки а = 0 и имеющее размеры кр = 4 м 6 = 2 м 1 = 8 м с = 0,4 м. Вычислите распределение давления по крылу [c.216]

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]

Рис. 8.16. Обтекяние сверхзвуковым потоком треугольного крыла с различными кромками

Из (8.43) следует, что в этой области коэффициент давления постоянен вдоль лучей, исходящих из вершины крыла (0 = onst). При переходе от одного луча к другому коэффициент давления изменяется. В соответствии с этим давление по размаху треугольного крыла распределяется неравномерно. Так как в формулах (8.42) и (8.43) знак — относится к верхней стороне, а знак + — к нижней стороне крыла, то в областях / и // нагрузка Ар = Рн — р определяется соответственно по формулам [c.233]

Коэффициент волнового сопротивления = Су а. = oAla = 0,02309. Центр давления треугольного крыла находится на расстоянии 2/3 корневой хорды от вершины следовательно, коэффициент центра давления Сд = [c.234]

Из условия равенства площади в плане и размахов прямоугольного и треугольного крыльев устанавливаем, что Ь == 2Ь, где Ь — корневая хорда треугольного крыла. [c.239]

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 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]

Определите аэродинамические производные прямого треугольного крыла с удлинением кр = 4 при Л1оо = 1,5 и очень больших числах Струхаля. [c.261]

Определите аэродинамические производные тонкого треугольного крыла при Моо = 1,5 и 1Иоо=2,2, используя соответствующие зависимости линеаризованной теории. Угол стреловидности передних кромок / = 60° расположение осей кординат, относительно которых определяются аэродинамические коэффициенты, показано на рис. 9.47 (начало координат находится в центре тяжести площади крыла), Пересчитайте производные на центр вращения, совпадающий с вершиной крыла. Не изменяя положения центра вращения, найдите производные относительно нового центра моментов, расположенного в той же вершине. [c.261]

По данным решения задач 9.114 и 9.115 определите для треугольного крыла положение центров давления сил, обусловленных малым углом атаки, угловой скоростью а также производными оз, = f J 2Vlo) и а = al i 2V ). [c.261]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...