Крыло в сверхзвуковом потоке

КРЫЛО в СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ [c.215]

Гуревич М. И.. Замечания об обтекании треугольного крыла в сверхзвуковом потоке, ПММ, 1947, т. XI, вып. 2, стр. 297—300. [c.86]

П а н и ч к и и И. А., О силах, действующих на колеблющийся профиль крыла в сверхзвуковом потоке, ПММ, 1947, т. XI, вып. 1, стр. 165—170. [c.97]

Снова рассмотрим пример двумерного крыла в сверхзвуковом потоке. Вместо линии Маха, па которой воздух испытывает бесконечно малое повышение давления, как в пашей линеаризованной теории, мы теперь найдем, в соответствии с более точной теорией, стоячую ударную волну, т. е. поверхность разрыва, при которой помимо скоро- [c.123]

Рассмотрим тонкий профиль крыла в сверхзвуковом потоке. Пусть профиль расположен так, что его передняя кромка имеет координаты ж = О, у = т, а для задней кромки имеем ж = /, у = О, причем т I. Скорость набегающего потока совпадает [c.166]

I4 Глава XIX. Основы теории профиля и крыла в сверхзвуковом потоке [c.444]

В заключение приводим таблицу формул для определения аэродинамических характеристик некоторых крыльев в сверхзвуковом потоке. [c.473]

Лебедев А. А., Некоторые вопросы аэродинамики крыла в сверхзвуковом потоке (кандидатская диссертация), МАИ, 1947. [c.478]

X. е. подъемная сила тонкого крыла в сверхзвуковом потоке не зависит от формы профиля и, следовательно, равна подъемной силе пластины, имеющей угол атаки, равный углу атаки хорды крыла. Для лобового сопротивления получаем формулу [c.233]

Специальные крылья в сверхзвуковом потоке [c.201]

По данным табл. Г построены характеристические диаграммы Су = ф1(а), Сх = = Фг(а), т2 = фз(а), К=ц>4 а), Сц,д = ф5(а) профиля крыла в сверхзвуковом потоке с Моо =2,13, показанные на рис. 4.1.60 штриховыми линиями. [c.208]

Расчет аэродинамических коэффициентов треугольного крыла в сверхзвуковом, потоке зависит от характера передних кромок. При этом для сверхзвуковой передней кромки полный коэффициент сопротивления крыла [c.240]

Рис. 2.Х.2. Профиль крыла в сверхзвуковом потоке. Уравнение профиля и размеры

Графические методы (метод характеристик) расчета сверхзвуковых плоских и осесимметричных обтеканий тел обязаны своим развитием главным образом усилиям двух советских ученых—И. А. Ки-беля и Ф. И. Франкля. Им, а также В. В. Татаренчику, удалось построить ряд точных решений уравнений газодинамики. Ф. И. Франкль добился значительных результатов в постановке и разрешении смешанной задачи газодинамики о газовом потоке с до- и сверхзвуковыми областями. Теория стационарного и нестационарного движения крыла в сверхзвуковом потоке достигла своего расцвета в исследованиях группы советских ученых Л. А. Галина, М. И. Гуревича, Е. А. Красильщиковой, С. В. Фальковича, Ф. И. Франкля и М. Д. Хаскинда. [c.35]

Обнаружена глубокая аналогия между трехмерным пограничным слоем (или энтропийным слоем) на режимах взаимодействия и двумерным невязким сверхзвуковым потоком. На хо лодных телах и в следе уравнения пограничного слоя, кроме поверхностей тока, обладают еще двумя семействами характеристик (как сверхзвуковой поток), ограничивающих области переда чи возмущений. Для докритического режима аналогичного дозвуковому потоку решение вблизи передней кромки содержит произвольную функцию, которая может определяться из условий на особой линии, аналогичной звуковой линии невязкого потока. Получены уравнения характеристик и звуковых линий, условия отпирания и запирания возмущений. Исследованы, в частности, закритические течения на треугольном крыле с докритиче скими и закритически ми передними кромками. (Аналогия с дозвуковыми и сверхзвуковыми передними кромками для крыла в сверхзвуковом потоке невязкого газа.) [c.306]

Графические методы (метод характеристик) расчета сверхзвуковых обтеканий тел в случае плоского движения, разработанные А. Буземаном, для случая осесимметричных течений обязаны своим развитием главным образом двум советским ученым И. А. Кибелю и Ф. И. Франклю. Ф. И. Франкль в целом ряде работ, начало которых восходит к 1944 г., продвинул вперед постановку и решение труднейшей задачи современной газовой динамики — смешанной задачи о газовом потоке с до- и сверхзвуковыми областями, за рубежом составившей предмет фундаментальных исследований Трикоми, Гудерлея и др. В исследованиях советских ученых Л. А. Галина, М. И. Гуревича, Е. А. Красильщиковой, С. В. Фальковича, Ф. И. Франкля и М. Д. Хаскинда теория стационарного и нестационарного движения крыла в сверхзвуковом потоке получила свое дальнейшее развитие. [c.36]

Изучение стационарных волн на установившемся потоке может на деле оказаться более полезным, чем рассмотрение задач с волнопродуктором. В известном акустическом случае, когда дисперсия отсутствует, нелинейная теория распространения волн находит значительно менее широкое применение для одномерного неустановившегося движения, чем для двумерного стационарного случая, который включает теорию крыла в сверхзвуковом потоке. Более того, для этого или другого вида движения жидкости исследование стационарного движения может быть в экспериментальном отношении более удобным. Можно полагать далее, что в случае волн на воде легче вести исследования с экспериментальной установкой, в которой направления фронтов волн лежат в определенном диапазоне, чем с установкой, в которой нужно создавать и поддерживать волны строго постоянного направления. Наконец, существует возможность, подробнее обсуждаемая ниже, практического приложения теории к задаче о волнах, создаваемых судном при равномерном движении по глубокой воде. [c.51]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...