Стреловидность линий крыла

Таким образом, наложение постоянной скорости, например, на течение для сжимаемого вихря, рассмотренное в п. 13.80, приводит к спиральному течению около оси. Линии тока здесь представляют собой спирали на соосных цилиндрах. Любая пара этих линий тока может быть принята в качестве границ течения. Этот пример интересен в связи с течением газа в патрубке вентилятора. Такой же способ наложения постоянной скорости можно применить при рассмотрении скользящего или стреловидного сверхзвукового крыла или косого скачка уплотнения. [c.577]

Распределения коэффициентов подъемной силы по размаху крыльев при углах атаки аз, соответствующих отрывным режимам обтекания их верхних поверхностей, приведены на рис. 12.5—12.7. Пунктиром на этих рисунках показаны кривые, которые имели бы место при безотрывном обтекании, сплошными линиями — при отрывном. Для стреловидного крыла характерным является увеличение толщины пограничного слоя в его концевых сечениях за счет составляющей скорости вдоль размаха. Для предотвращения преждевременного отрыва потока применяются аэродинамические гребни — пластины на верхней поверхности крыла, препятствующие стеканию пограничного слоя к концам крыла. [c.679]

Фиг. 9. Вид в плане на линию тока потенциального течения и поверхностную линию тока, а также спектр обтекания крыла с углом стреловидности 45 [21].

На проекции крыла с углом стреловидности 45° в плане (фиг. 9) изображена поверхностная линия тока при 2=0, указывающая на сильное направленное наружу течение в пограничном слое, и показана для сравнения линия тока потенциального течения. Направленное наружу течение более интенсивно, чем в случае кругового [c.125]

Фиг. 1. Распределение по размаху двух стреловидных крыльев [17]. Удлинение 3, угол стреловидности по линии середины хорд 45°.

Треугольное полукрыло с острой передней кромкой при достаточно большом угле отклонения также вызывает отрыв потока от пластины, на которой оно установлено (фиг. 45). В спектре предельных линий тока наблюдается основная линия растекания 1, линия вторичного отрыва (стекания) 2 и линия повторного присоединения (растекания) 3. Максимум теплового потока достигается на линии 1. Зависимость его величины от отношения давления за ударной волной, отходящей от передней кромки полу-крыла, р в к давлению на пластине вне области возмущения от полукрыла Ря при различных углах стреловидности передней кромки и углов атаки полукрыла является универсальной (фиг.46) Отношение давлений,— по-видимому, наиболее важный параметр при взаимодействии скачков уплотнения с пограничным слоем [151. [c.301]

В стреловидном крыле нервюры ставят параллельно потоку (рис. 3.4, б) или перпендикулярно линии фокусов — линии, соединяющей четверти хорд (рис. 3.4, в). В первом случае лучше воспроизводится форма профиля. [c.233]

На рис. 6 приведен пример расчета обтекания треугольного стреловидного крыла конечной толщины, выполненного методом [1, 2] с выделением границ конического течения, осуществляемым с помощью предлагаемого алгоритма построения поверхностей разрывов. Вершина исследуемой конфигурации, схематически изображенной в левом верхнем углу на рис. 6, расположена в начале декартовой системы координат xyz. Передние кромки лежат в плоскости xz и образуют с положительным направлением оси х угол 45°, а линии, лежащие на поверхности крыла в плоскости ху, образуют с осью х угол 5°. Вектор скорости набегающего потока направлен вдоль х и Моо = 3. При указанных условиях кромки крыла обтекались с присоединенным скачком уплотнения и возникающее течение симметрично относительно плоскостей ху VL XZ. Расчет велся в области 7>0иС>0с выделением поверхностей сильного и слабого разрывов. Распределение параметров и форма границы определялись в процессе установления по коорди- [c.184]

Сопоставление точного и приближенных решений проведено на рис. 5.13-5.15 для крыльев под нулевым углом атаки при следующих значениях параметров zo = = 0,2 (угол стреловидности 79 ), I = 1,1, /3 = 0,7 и 0,9. На этих фигурах сплошными линиями обозначены точные решения, штриховыми — первое приближение [c.218]

В качестве примера рассматривается влияние массообмена на обтекание треугольного крыла с углом стреловидности передней кромки 45° и формой поперечного сечения А. (г) (7.87), в которой показатель степени а = 9,25, а параметр В = 0,5. В расчетах предполагалось также, что а = 1, 7 = 1,4. При отсутствии массообмена течение с указанными параметрами рассмотрено в работе [Дудин Г.Н., 1998]. В приведенных далее расчетах кривые, относящиеся к течениям с вдувом, обозначаются штриховыми линиями для тех значений поперечной координаты г, где на поверхности крыла производился вдув. Аналогично для течений с отсосом используются штрихпунктирные кривые. В случаях, когда массообмен производился не по всему размаху крыла, начало области вдува (отсоса) обозначается точкой на соответствующей сплошной кривой. Так как в данных расчетах предполагается также исследовать влияние массообмена, начинающегося и не на передних кромках крыла, то задавать [c.361]

Крылья, ось которых по размаху крыла имеет форму ломаной линии, образующей с поперечной осью г некоторый угол х. полу-чили название стреловидных крыльев (см. фиг. 18. 14). Ось крыла располагают обычно на одной четверти местных хорд (считая от передней кромки) и принимают ее условно за линию положения фокусов крыла. [c.431]

Для крыльев, у которых линия фокусов не перпендикулярна к направлению невозмущенного потока (в частности, для стреловидных крыльев), теория вихревой нити плохо согласуется с опытными данными. [c.434]

Параметры крыла ЛА F/A-18 — относительное удлинение 3,5, угол стреловидности по передней кромке 27°, симметричный околозвуковой профиль с относительной толщиной 5% (линия максимальной толщины проходит по серединам хорд). Однако примененные на самолете F/A-18 [c.89]

В ходе разработки в проект были внесены незначительные изменения по сравнению с первоначальным вариантом. Наиболее существенным из них было уменьшение угла стреловидности по линии 1/4 хорд с 20 до 15°, обусловленное увеличением площади крыла с 53,9 до 55,6 м . [c.118]

Самолет с треугольным крылом в принципе можно рассматривать как летательный аппарат схемы бесхвостка с крылом большой (более 45 ") стреловидности по передней кромке, у которого площадь перед прямой линией, соединяющей задние кромки законцовок крыла, заполнена конструкцией. Это существенно увеличивает площадь крыла по отношению к его размаху и дает малое значение удлинения крыла (отношения размаха крыла к САХ- [c.79]

Теплообмен по линии растекания на кромке стреловидного крыла под углом атаки [c.360]

Рис. 14.9. Схема к расчету теплообмена по линии растекания на цилиндре со скольжением или на передней кромке стреловидного крыла

Рис. 14. 1. График для расчета теплообмена по линии растекания на цп-линдрической кромке стреловидного крыла при Т и /Т о < 1

Рис. 4.12. График для расчета теплообмена по линии растекания на цилиндрической кромке стреловидного крыла при Тсц/Та < 0,6

Рис. 14.13. График для расчета теплообмена по линии растекания иа стреловидном крыле Т щ/Т о С 1

Рис. 4.14. График для расчета ) пло-обмена по линии растекания на стреловидном крыле при Тш/То О.б

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 , = 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]

Первым отечественным серийным сверхзвуковым самолетом был одноместный истребитель МиГ-19 (рис. 112), сконструированный и начатый постройкой в 1952 — 1954 гг. Появление самолетов этого типа стало возможным после практического решения коренных проблем сверхзвуковой авиации, в частности — разработки новых типов турбореактивных двигателей с осевыми компрессорами. В фюзеляже самолета МиГ-19 устанавливались по два двигателя РД-9, сконструированных конструкторским бюро А. А. Мику-лина и обладавших рекордно низкими удельным весом и расходом топлива. Для уменьшения лобового сопротивления и для ограничения изменений продольной устойчивости при превышении скорости звука на самолете МиГ-19 была применена новая конструкция крыла со стреловидностью 55°, разработанная группой научных сотрудников ЦАГИ, возглавляемой В. В. Струминским и Г. С. Бюшгенсом (ныне член-корреспондент АН СССР), а для повышения маневренности при сверхзвуковых скоростях полета взамен руля высоты использовано более мощное средство продольного управления — поворотный стабилизатор. [c.385]

Существуют и другие подходы для определения критических параметров (в частности, скорости полета) на границе устойчивости. Для этого в уравнениях свободных колебаний (38) полагают Я, = ш и находят значения скорости, удовлетворяющие этим уравнениям. Критическую скорость флаттера можно также определить экспериментально в аэродинамической трубе на динамически подобной модели и в процессе летных испытаний летательного аппарата. В последнем случае прибегают к экстраполяции, чтобы по тенденции определяющих флаттер параметров с ростом скорости полета найти приближенно величину критической скорости флаттера. Возникновение флаттера связано с определенным тоном свободных упругих колебаний в потоке воздуха. Распределение деформаций по конструкции при потере устойчивости определяет комплексную форму колебаний флаттерного тона. В зависимости от преобладания амплитуд той или иной части ЛА и характера деформированного состояния различают виды флаттера. Например изгибно-крутильный флаттер крыла, изгибно-изгибный флаттер в системе стреловидное крыло — фюзеляж, изгибно-элеронный флаттер, рулевой флаттер и т. д. Для характеристик флаттера несущих поверхностей часто определяющее значение имеют различные грузы, размещенные иа них двигатели, подвесные баки с горючим, шасси. Существенными параметрами являются жесткости крепления этих тел на поверхности крыла. Вообще для флаттера принципиально важны параметры связаииости форм движения. Например, для совместных колебаний изгиба и кручения крыла такими параметрами являются координаты точек (линий) приложения сил аэродинамического давления, инерции и упругости. Смещение центра масс относительно оси жесткости вперед способствует стабилизации системы. Совмещение всех трех точек развязывает виды колебаний, и в этом случае флаттер невозможен. Это свойство обычно имеют в виду при динамической компоновке конструкции. Важными параметрами являются распределенные нли сосредоточенные жесткости. Последние характерны для органов управления [c.490]

Метод конических потоков, который приводит к простым результатам в случае треугольного крыла, оказывается также полезным для решения задачи о подъемной силе широкого класса крыльев с различной стреловидностью и трапецевидностью. Он может быть также использован в теории сопротивления крыльев с заданной формой сечения, в частности, если сечение состоит из прямых линий. [c.48]

Второе характерное ограничение теории несуш,нх линий касается стреловидности крыла, особенности, которая принята на высокоскоростных самолетах по причинам, подробнее объясненным нами в главе IV. Если мы заменим стреловидное крыло на стреловидную несу-гцую линию, то расчет скоса потока окажется очень трудным, потому что возникают математические бесконечности на несугцей лнннн. [c.62]

Если местные значения Сь во всех сечениях между центральной частью и концом крыла одинаковы, то одинаковы и распределения давления и нагрузки по хорде. Хотя распределение кривизны или крутки удовлетворяет заданным требованиям только при одном значении Сь, модификация формы в плане теоретически эффективна для всех значений Сь- Так как отрыв может произойти на всем крыле одновременно, если только форма центрального сечения крыла не изменена, чтобы обеспечить меньший пик разрежения, отрыв нельзя задержать. Соответствующие модификации формы других сечений по размаху привели бы к дальнейшим изменениям в распределении кривизны и крутки, так как свойства заданной средней линии профилей изменяются вдоль размаха стреловидного крыла [15]. С учетом поведения пограничного слоя оптимальную форму будет иметь крыловой профиль с увеличенным участком хорды, на котором градиент давления отрицателен, и уменьшенным участком хорды, на котором градиент давления положителен. Путем увеличения радиуса скругления передней кромки можно получить большой благоприятный градиент давления на первых нескольких процентах хорды профиля и избежать отрыва, максимально сократив участок с положительным градиентом давления, на котором напряжение трения равно нулю или близко к нулевому значению можно избежать также перехода и получить наиболее эффективный профиль для заданных условий [181. Вортман снизил сопротивление на 20% но сравнению с существующими профилями с малым сопротивлением [19]. [c.203]

Дальнейшее развитие авиационной техники потребовало рассмотрения крыльев с формами в плане, отличными от формы прямого крыла большого удлинения. Теория прямой несуш ей линии, данная Л. Прандтлем, не позволяла рассматривать крылья произвольной формы в плане даже сравнительно большого удлинения. К числу таких крыльев относятся стреловидные крылья. Причина состоит в том, что в этих случаях индуктивные скорости на несуш ей линии обраш аются в бесконечность. А. А. Да-родницын (1944) обобщил теорию на случай крыла с криволинейной несущей линией, показав, что для крыльев большого удлинения это обобщение может служить достаточно хорошим приближением к теории несущей поверхности. Отметив невозможность описания обтекания только с йомощью введения понятия постоянного по хорде индуктивного угла атаки, он предложил рассматривать индуктивные скорости не на самой несущей линии, где они бесконечны, а в ее окрестности, С помощью дополнительного потока с логарифмическим потенциалом, обтекающего сечения крыла, определяется циркуляция, обусловленная конечностью размаха и криволинейностью оси крыла, а также действующие на крыло силы и моменты. [c.94]

Для практического определения аэродинамических характеристик стреловидных крыльев В. В, Струминским и Н. К. Лебедь (1952) также было применено видоизменение теории несущей нити. В основу были положены идеи приближенного расчета немецкого ученого И, Вайсзингера. Стреловидное крыло заменялось ими одной вихревой нитью, расположенной на линии /4 хорд с циркуляцией переменной интенсивности по размаху. Предполагалось, что свободные вихри за крылом образуют плоскую вихревую пелену и что справедлива гипотеза плоских сечений. При решении задачи граничное условие удовлетворялось на линии /4 хорд. Полученное интегро-дифференциальное уравнение решалось методом разложения циркуляции в тригонометрический ряд. В результате был получен метод практического расчета распределения циркуляции по размаху стреловидного крыла и его суммарных аэродинамических характеристик с неотклоненными и отклоненными щитками и элеронами при дозвуковых скоростях. [c.94]

К работам по теории крыла конечного размаха тесно примыкают исследования взаимодействия несущих поверхностей с телами вращения (интерференция). А. А. Дородницыным (1944) было предложено решение задачи об определении несущих свойств системы, состоящей из крыла большого удлинения и тонкого длинного фюзеляжа. Крыло заменялось несущей линией (пронизывающей фюзеляж) с переменной по размаху циркуляцией и сходящими с нее свободными вихрями, а фюзеляж — соответствующими особенностями, расположенными на оси. В. Ф. Лебедев (1958) обобщил метод А. А. Дородницына на случай стреловидного крыла и крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем. В работе А. А. Никольского (1957) предложено правило расчета подъемной силы а индуктивного сопротивления и рассмотрены некоторые задачи оптимизации системы крыло — фюзеляж в случае, когда крыло мало возмущает осесимметричный поток вокруг фюзеляжа. Вихревые линии, сходящие с крыла, при этом криволинейны и расположены вдоль линий тока исходного осесимметричного потока около изолированного фюзеляжа. А. И. Го-лубинский (1961) разработал метод решения задачи для обтекания крыла с бесконечно длинным цилиндрическим фюзеляжем. При этом для крыла использовалась теория несущей поверхности, а на поверхности фюзеляжа удовлетворялись граничные условия и путем разложения в ряды с помощью цилиндрических функций решалась соответствующая краевая задача. Расчет и опыты показали, что если диаметр фюзеляжа сравним с размахом крыла, то аэродинамическая сила, возникающая вследствйе интерференции, получается того же порядка, что и сила, действующая на изолированные консоли крыла. [c.97]

Полученные результаты общей теории несущей линии характеризуются, как видно, сравнительиой простотой аэродинамических зависимостей, дают четкое представление о физических явлениях, сопровождающих обтекание крыльев с переменным размахом, позволяют выявить механизм образования подъемной силы и индуктивного сопротивления. Однако применение этой теории ограничено крыльями с достаточно малой стреловидностью и относительно [c.249]

При создании самолета конструкторам удалось решить проблему создания пригодного для размещения на авианосцах компактного боевого самолета, обладающего мощным радиоэлектронным оборудованием и большим радиусом действия. Самолет представляет собой двухдвигательный высокоплан со стреловидным крылом (угол стреловидности по линии 1/4 хорд составляет 15°) и убирающимся в полете трехстоечным шасси с передней стойкой. Цельнометаллический фюзеляж типа полумонокок, небольшого удлинения, имеет в поперечном сечении форму квадрата со скругленными углами. В носовой его части располагается кабина экипажа, состоящего из четырех человек. Впереди друг с другом рядом находятся кресла летчиков, за ними — кресла операторов бортового радиоэлектронного оборудования и вооружения. Все кресла катапультируемые. За кабиной экипажа находятся отсеки вооружения, а в хвостовой части смонтирована вьщвигающаяся штанга магнитометра. Для [c.127]

В 1946 г. под руководством Главного конструктора П. В. Цыбина был спроектирован и построен оригинальный экспериментальный самолет ЛЛ ( летающая лаборатория ), предназначенный для оценки в полете аэродинамических характеристик крыльев, имевших одинаковую площадь 10 м , но различные форму в плане и соответственно поперечное V крыла. На самолете ЛЛ предполагалось исследовать прямое крыло, стреловидное крыло и крыло с обратной стреловидностью — оба со стреловидностью, равной 30° по линии четвертей хорд. Выполненный по схеме одноместного среднеплана, этот самолет имел съемную верхнюю [c.420]

Ламинарный профиль относительно гонкий. Угол стреловидности в проекте на 25% линии САХ 20° (как у МИГ-8). Однако па обоих построенных самолетах стояли фапециевидные крылья. Основные стойки шасси, имевшие очень узкую колею - 1,60 м, убирались в центральную часть фюзе- [c.75]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...