Число Маха крыла

При данном числе Маха крыло с углом скольжения 45° (Р = 1), разумеется, не пригодно для сравнения, так как коэффициент сопротивления неограниченно возрастает с увеличением X для - = 45 . Наоборот, крыло с углом скольжения 63,4 (Р = 2) весьма пригодно ДЛЯ сравнения с обычным крылом. Из сравнения [c.26]

Изобразите поляру крыла Суа(Сх<г) без механизации и с отклоненными закрылками и объясните, как и почему изменяются подъемная сила, сопротивление и качество крыла при отклонении закрылков. Укажите, как влияет это отклонение на критический угол атаки и критическое число Маха. [c.598]

Для комбинации корпус— крыло — оперение (см. рис. 11.4) определите аэродинамические коэффициенты подъемной силы при условии, что крылья и оперение играют одновременно роль управляющих устройств, которые поворачиваются относительно корпуса соответственно на углы б р = 0,05 и 6q = 0,1. Число Маха обтекающего потока Моо = 1,5, давление = 9,807-10 Па, угол атаки а = - 0,1. [c.598]

На рис. 11.27 изображены поляры крыльев без механизации и с отклоненными закрылками. Отклонение закрылков увеличивает лобовое сопротивление, максимальное значение подъемной силы и критическое значение числа Маха, но при этом снижает критический угол атаки и качество крыла. Это объясняется перераспределением давления при отклонении закрылков давление на нижней поверхности крыла повышается, над верхней поверхностью закрылка образуется разрежение, что увеличивает скорость и снижает давление на верхней поверхности крыла (подсасывающий эффект). [c.625]

М — соответственно давление, скорость и число Маха набегающего потока. Для крыла принимается [c.73]

В [1] изучено влияние угла раскрытия 27 У-образного крыла — нижней поверхности треугольного в плане волнолета на его аэродинамическое качество К при заданных удельном объеме г и коэффициенте подъемной силы Су. Расчеты проводились с использованием конической модели толщины вытеснения пограничного слоя [2, 3] (рис. 1, штриховые линии около крыла) на режимах обтекания с присоединенной к передним кромкам ударной волной. Число Маха невозмущенного потока М = 20, число Рейнольдса, вычисленное по длине корневой хорды крыла, Ке = 5 10 (ламинарный пограничный слой). [c.673]

Таким образом, эта простая диаграмма дает возможность находить распределение сопротивления для крыльев любого удлинения и любого числа Маха большего единицы. [c.22]

Из этой формулы следует, что крыло имеет конечное волновое сопротивление, хотя размах его бесконечен. Коэффициент сопротивления, отнесенный к площади, равной с, представлен на фиг. 9 как функция числа Маха при т=45°. Очевидно, что при М> v 2 сопротивление равно бесконечности. [c.24]

На фиг. 10 приведено сравнение коэффициентов сопротивления трех крыльев для различных углов скольжения с коэффициентом сопротивления обычного крыла. При этом сравнении число Маха выбрано равным М = /2 углы скольжения соответственно равны 26,6°, 45° и 63,4°. Если угол скольжения равен 45 >, то составляющая скорости, нормальная к оси крыла, равна скорости звука. Коэффициенты сопротивления даны в зависимости от [c.25]

На фиг. 13 величина Сд/4(//с) представлена как функция числа Маха для стреловидного крыла с углом стреловидности т = 45° и удлинением, равным X = 8. [c.30]

Значения, соответствующие формуле (5.3а), представлены на фиг. 13 пунктирной линией. Для сравнения приведены также значения величины Сд 4( с) для обычного крыла бесконечного размаха. Минимальная величина сопротивления соответствует примерно числу Маха Л = 1,08. Для относительной толщины в 6% будет = 0,00082, т. е. эта величина крайне мала, так что практически такие крылья обладают пренебрежимо малым сопротивлением. [c.30]

На фиг. 14 приведены соответствующие результаты для X = 2. Коэффициент сопротивления при больших числах Маха, именно при Л1> 2,236, опять равен, как и выше, коэффициенту сопротивления стреловидного полу-крыла того же размаха и с той же стреловидностью. Пик при М— 2 ( = 1) значительно меньше, чем для [c.31]

Фиг. 14. Коэффициент волнового сопротивления стреловидного крыла с малым удлинением (Х=2) как функция числа Маха

Оказывается, что решение может быть построено из дозвуковой и сверхзвуковой областей без разрыва. Сверхзвуковая область примыкает к поверхности крыла. Если число Маха возрастает дальше, то по крайней мере в одной точке появится бесконечное ускорение за этим предельным числом Маха непрерывное решение будет невозможно и крыло должно иметь сопротивление даже в невязкой жидкости оно вызывается появлением ударных волн, отрывом или тем и другим. [c.61]

Так, в случае крыла с 12% относительной толщиной экспериментально было найдено, что величина сверхзвуковой зоны в направлении, перпендикулярном к хорде, возрастает от нуля до 28% длины хорды, если число Маха потока возрастает от 0,795 до 0,844 и достигает 46% длины хорды при М = 0,875. Соответствующие значения максимальных местных чисел Маха на поверхности крыла будут I 1,147 и 1,189. [c.66]

Новое допущение приводит к упрощению уравнений движения и позволяет рассчитывать на получение хороших результатов при сравнительно небольших математических вычислениях. Кроме того, оно дает простое правило подобия для трансзвукового потока, обтекающего тела или крылья, в известном смысле подобных по толщине, кривизне и распределению угла атаки. Например, в случае плоского потока, обтекающего симметричный профиль, получается правило, согласно которому для получения подобных условий в потоках, обтекающих профили с подобным распределением толщин, следует величину 1 — М, т. е. разность между единицей и действительным числом Маха полета, менять пропорционально отношению толщины к хорде в степени две трети . [c.67]

Однако с точки зрения практики наиболее важными вопросами являются определение сечений крыла, формы в плане и формы профилей, способствующих задержке критических явлений, именно возрастание сопротивления и падения подъемной силы при числах Маха, приближающихся к единице. Известно, что одним из важных приемов для достижения этого является использование большой стреловидности основная идея этого приема заключается в уменьшении эффективного числа Маха потока, которое предполагается равным числу Маха составляющей скорости полета, нормальной к передней кромке крыла. Тщательное исследование трансзвуковых явлений для стреловидных крыльев также важно при сверхзвуковых полетах, так как стреловидность создает трансзвуковые условия полета на некоторых частях крыла, даже если число Маха много больше, чем единица. [c.69]

Важно подчеркнуть, что при сверхзвуковых скоростях во все формулы волнового сопротивления относительная толщина профиля входит в квадрате. При относительной толщине профиля в 4% для числа Маха, равного двум, волновое сопротивление крыли приблизительно разно сопротивлению трения при увеличении относительной толщины волновое сопротивление очень быстро возрастает. [c.79]

На рис. 46 я уже исследовал коэффициент подъемной силы профиля крыла в соответствии с линеаризованной теорией в дозвуковых и сверхзвуковых областях. Коэффициент подъемной силы становится бесконечным, если число Маха приближается к единице как с дозвуковой, так и сверхзвуковой стороны. Этого явления в природе не встречается. Вместо того чтобы увеличиваться до бесконечности, коэф- [c.129]

На рис. 56 и 57 схематично показано поведение коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления профиля крыла с постоянным углом атаки как функций числа Маха в околозвуковом диапазоне скоростей. [c.133]

Рис. 56. Коэффициент подъемной снлы С ь профиля крыла нри постоянном угле атаки в околозвуковом диапазоне как функция числа Маха М.

Существует эффективный метод отсрочки помех, связанных с околозвуковым полетом, при высоких числах Маха. Все знакомы с картинами, где изображены самолеты, имеющие стреловидные крылья, т. е. крылья, передние кромки которых образуют значительный угол относительно перпендикуляра к нанравлению полета. Основную теоретическую идею, лежащую в основе использования таких форм крыла в плане, можно описать следующим образом. Допустим, что крыло с постоянным профилем и бесконечным размахом двигается по воздуху в направлении, наклонном к своему размаху. Можно сказать, что движение крыла составлено из движения перпендикулярного размаху и движения бокового скольжения вдоль размаха. Если мы пренебрегаем силами трения, то последняя составляющая движения не должна повлиять па силы, действующие на крыло. Поэтому можно сделать вывод, что структура потока относительно крыла определяется эффективным числом Маха , соответствующим составляющей скорости полета, перпендикулярной размаху. Если, нанример, стреловидный угол составляет 45°, то эффективное число Маха — примерно 70 процентов числа Маха полета, так что критическое значение последнего, где появляются околозвуковые помехи, увеличится почти на 40 процентов. [c.137]

Итак, скольжение крыла бесконечного размаха не влияет на распределение дав.ления но его поверхности. Следовательно, числом Маха, определяющим характер обтекания крыла, является уже не число Mi = w la, а э ффективное число Маха [c.101]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Ввод исходных данных числа Маха Мои, угла атаки а, давления poos отношения уде.зьных теплоемкостей k = Ср/с , размаха крыла /, корневой хорды bp p. [c.732]

Выбранное для изучения структуры течения У-образное крыло отличается тем, что при числе Маха М = 3 невозмугценного потока с увеличением угла атаки а в плоскости симметрии сначала реализу- [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]

Однако уже тогда были сделаны попытки расчета обтекания тел сжимаемым потоком. Первоначально был предложен метод разложения решения в ряды по степеням числа Маха О. Янцен (1913) и Рэлей (1916). В 20-х годах Прандтль указывал в своих лекциях, на основании линеаризации уравнений аэродинамики, что подъемная сила тонких тел возрастает благодаря сжимаемости воз-292 духа в 1/У 1 — раз . Этот результат был переоткрыт Г. Глауертом вследствие чего вся линеаризованная теория получила название теории Прандт-ля — Глауерта. Обстоятельное исследование влияния сжимаемости воздуха на подъемную силу крыла в постановке Янцейа — Рэлея было проведено П. А. Вальтером Наибольшее распространение в теории крыла в сжимаемом потоке получили с середины 30-х годов приближенные методы расчета, восходящие к теории газовых струй Чаплыгина . [c.292]

Отметим, что теоретический коэффициент волнового сопротивления обычного крыла с ромбообразным сечением при рассматриваемом числе Маха равен 0,0144 коэффициент волнового сопротивления того же крыла с углом скольжения 63,4° будет только 0,00132. Для углов скольжения 26,6° и 45 отношение будет 1,15 и [c.26]

Действительно, все полученные до сих пор решения, обнаруживавшие эту особенность, были решениями, в которых геометрические границы менялись с числом Маха таким образом, что при указанном выше пределе в точке на поверхности крыла, в которой появлялось бесконечное ускорение, кривизна обращалась в бесконечность. Ясно, что это не является ответом на задачу о верхнем предельном числе Маха для крыла с заданным контуром, кривизва которого конечна. Физически мыслимо, что некоторый класс крыльев может иметь верхний предел такого типа, при котором возникающие волны сжатия присоединяются к поверхности (и отражаются таким образом, что кривизна остается конечной). Однако крылья, симметричные относительно оси, перпендикулярной к хорде, не принадлежат к этому классу. Если крылья подобного [c.74]

Трансзвуковая проблема представляет собой комбинацию нерешенных задач ударных волн и пограничного слоя. Ответом инженера на это является стреловидное и треугольное крыло. Действительно, стреловидность увеличивает критическое число Ма. ха при достаточно большой стреловидности и малой относительной толщине крыла критическое число Маха может возрасти до сверхзвуковых значений, при которых снова произойдет возмущение потока. Однако известное для обыкновенных крыльев явление интенсивного прямого скачка и связанное с ним возмущение пограничного слоя в случае стреловидного крыла заменяется весьма ослабдениымн возмущениями. Существенным с точки зрения инженера является то обстоятельство, что при большой стреловидности область критических чисел Маха, вообще говоря, лежит вне части трубы, наиболее подверженной явлениям запирания таким образом, для исследований могут быть применимы лабораторные методы, а более дорогие и длительные полетные методы [c.76]

В отношении нового правила подобия для потока вблизи скорости звука возникает вопрос, насколько это правило зависит от предположения двумерности потока. При линейной теории по этому правилу влияние удлинения и формы в плане возрастает при числе Маха, приближающемся к единице. Это указывает, что трехмерный поток вокруг стреловидного крыла вблизи числа Маха, равного единице, более подходяще описываегся двумерным течением в плоскости, перпендикулярной направлению полета, чем двухмерным течением, взятым в обычном смысле. Расширение правила подобия на пространственный поток может привести к интересным результатам. [c.78]

Рассмотрим для простоты крыло, профиль которого образован прямолипейпыми участками, как показано па рис. 43. Допустим, что равномерный и параллельный поток с числом Маха М ударяет по первому элементу поверхности крыла, наклон которого к направлению потока составляет 01. В точке элемента Ь возникают два эффекта направление потока течения изменяется на угол 01 и создается рост давления па величину р. Задача заключается в расчете величины р, если известно число Маха и отклонение 01. [c.115]

Теперь применим то же рассуждение к наклонной плоскостной пластине, для того чтобы изучить законы подъемной силы, созданной тонким профилем крыла. Вывод заключается в том, что положительное давление создается на нижией поверхпости, а отрицательное давление — на верхней (рис. 45). Величины измепения давления соответственно - -ри а л/М — 1 и —pU a/ /M — 1, где а — угол атаки. Поэтому подъемная сила, действующая на площадь крыла, равную S, составляет 2р11 аЗ/ УМ — 1, а коэффициент подъемной силы Сь, определенный как (Lift) div pU S, становится равным 4а/л/М — 1. Например, в соответствии с этой формулой, Сь равняется 4а, если М — л/2 или 1,41, и равняется 1,41а, если М — 3. Коэффициент подъемной силы уменьшается с увеличением числа Маха. Это также верно для коэффициента лобового сопротивления. [c.118]

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]

Конечно, на самом деле все не так просто. Во-первых, для стреловидных крыльев конечного размаха теория не применима к центральной части или концам крыла во-вторых, трение и пограничный слой оказывают дополнительные возмущающие действия. Тем не менее, нарастание сонротивлепия и изменение в балансировке, обычно связанные с приближением числа Маха к единице, отсрочиваются до более высоких чисел Маха. Преимущество от увеличения числа Маха составляет примерно половину того, что можно ожидать в соответствии с простой теорией, кратко изложенной выше. [c.137]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...