Стреловидность

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]

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]

Найдите общие выражения для координат середин элементарных дискретных присоединенных вихрей, их размаха, а также тангенсов углов стреловидности в случае равномерного и неравномерного размещения по сечению ячеек несущей поверхности и расположенных в них вихрей. [c.249]

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]

Вычислите аэродинамические производные стреловидного крыла со [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]

Цо.6 + 1о,б-1)+ [(ц - 3/4)/(2п)1(Ьб + Ь,.,) = 0,543. Тангенс угла стреловидности вихря [c.299]

Вычислим некоторые геометрические характеристики стреловидного крыла концевая хорда = Ьр/т) = 2 м площадь в плане S ,p =0,5 ( ) + b ) I = = 22,5 м2 размах I = (XS p) = 7,5 м текущая хорда b I bn = — ,i (1 — [c.321]

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

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

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]

Определим угол Маха р,оо= ar sin (1/Моо) = 50,28" и углы стреловидности передней и средней кромок (рис. 8.14) [c.223]

Определяем угол Маха р,, = = ar sin (1/М, -) = 50,28 и углы стреловидности передней и средней кромок (рис. 8.16) Xi = л /2 — [c.226]

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]

ООО — контрольные точки DDG — концы дискретного присоединеегия вихря С — середина вихря, v—номер панели а — номер вихря р( ) — номер полосы X — угол стреловидности вихря Оо— корневая (центральная) хорда —боковая хорда — хорд сечения [c.250]

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]

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]

Для крыльев С прямыми передними кромками обычно задаются удлинением кр = УУср сужением = Уд/Ь и углом стреловидности Хо- Соответствующие параметры преобразованного крыла [c.326]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...