Кромка задняя сверхзвуковые скорост

На создание ударной волны расходуется часть энергии движущегося тела. Этот новый вид сопротивления среды, которое возникает при быстром движении тел, называется волновым сопротивлением. При скоростях, превышающих скорость звука, этот вид сопротивления имеет решающее значение. Величина волнового сопротивления зависит от формы не задней (как в случае обтекания), а передней части тела. Для ослабления возникающей ударной волны, а значит и волнового сопротивления, передняя часть тела (у которой возникает ударная волна) должна быть заострена. Например, у самолетов, летающих со сверхзвуковыми скоростями, передняя кромка крыльев делается гораздо более тонкой, чем у самолетов, скорости которых меньше скорости звука. [c.585]

По мере дальнейшего увеличения числа М[ сверхзвуковая зона расширяется и система скачков уплотнения продвигается к задней кромке профиля. При этом сопротивление круто растет (рис. 10.31). При сверхзвуковых скоростях набегающего потока [c.56]

Областью интегрирования в формулах (9.541) является часть поверхности, заключенная внутри обратного характеристического конуса с вершиной в рассматриваемой точке Д (рис. 9.28) В соответствии с этим передние и задние кромки крыла сверхзвуковые и у такого крыла отсутствует концевой эффект, т. е. боковые кромки также сверхзвуковые (нормальные к таким кромкам составляющие скорости больше скорости звука, т. е. М < 1). [c.374]

В условиях околозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полета могут оказаться более целесообразными профили с затупленной задней кромкой (рис. 1.8.6). Коэффициент подъемной силы таких профилей [c.63]

Широкое применение на летательных аппаратах различного назначения в большом диапазоне скоростей находят прямоугольные стабилизаторы малого удлинения (рис. 1.8.8,ж). Они обеспечивают большой стабилизирующий момент, что в известной мере объясняется благоприятной интерференцией с корпусом. К числу недостатков таких стабилизаторов относятся их большое аэродинамическое сопротивление, резко возрастающее уже при сравнительно небольших числах М <<Л, а также значительное перемещение центра давления в трансзвуковой области полета. Аэродинамические исследования выявили целесообразность использования на летательных аппаратах со сверхзвуковой скоростью неподвижных стабилизаторов, поворотного оперения (крыльев) или несущих поверхностей (играющих одновременно роль хвостового оперения), имеющих сложную форму в плане (рис. 1.8.8, зл-ж). Для такой формы характерны не одна прямая кромка, а наличие нескольких изломов по передней и задней кромкам, а также кри- [c.67]

При дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях наиболее широко применяются рули, расположенные вдоль задней кромки неподвижного крыла или оперения. При небольших числах М с отклонением рулей связано появление не только подъемной (управляющей) силы на них самих, но и на несущей неподвижной поверхности, на которую распространяются возмущения от рулей. Поэтому такие рули могут быть весьма эффективны даже при относительно небольшой площади. При сверхзвуковых скоростях обратное воздействие рулей на неподвижные поверхности не имеет места и управляющее усилие создается только рулем. Но, несмотря на увеличение этого усилия, обусловленное высоким скоростным напором, все же бывает необходимым для повышения эффективности рулей выбрать их с большей площадью. [c.76]

Относительная эффективность рулей, расположенных вдоль задней кромки оперения (крыла), довольно велика при дозвуковом обтекании. Однако при сверхзвуковых скоростях эта эффективность существенно снижается, так как от отклонения рулей изменение давления на оперении весьма мало и обусловлено лишь распространением возмущений через пограничный слой. [c.82]

При сверхзвуковой скорости эффективность руля, занимающего значительную часть задней кромки, можно определить, используя элементарную теорию стреловидности. Предположим, что ось вращения руля (рис. 3.3.4), совпадающая с его передней стреловидной кромкой, является сверхзвуковой. Тогда нормальная сила, развиваемая органом управления при отклонении [c.266]

Очертание задней кромки профиля до последнего времени не отличалось разнообразием — применялись острые кромки. Для дозвукового обтекания они были наивыгоднейшими во всех отношениях. Однако для сверхзвуковых скоростей (особенно для Af>2) могут оказаться выгодными тупые задние кромки они позволяют без ущерба для прочности крыла сделать более острой переднюю кромку профиля и уменьшить положительные избыточные давления перед крылом, которые при больших сверхзвуковых скоростях играют большую роль в создании волнового сопротивления, чем разрежение сзади. [c.79]

Кроме того, как мы увидим дальше, при сверхзвуковых скоростях резко возрастают стабилизирующие продольные моменты, которые приходится преодолевать при изменении угла атаки крыла. Поэтому на сверхзвуковых самолетах применяют управляемый стабилизатор здесь отклоняется все горизонтальное оперение, а не только его задняя половина. Одной из разновидностей аэродинамических рулей являются интерцепторы, применяемые в качестве рулей крена вместо элеронов или в дополнение к ним. Интерцептор представляет собой пластину, выдвигаемую вниз вблизи задней.кромки крыла под прямым углом к его хорде. Повышение давления, возникающее перед интерцептором, увеличивает подъемную силу и создает необходимый момент крена. Известны и другие типы аэродинамических рулей. [c.281]

Дополнительными проблемами, связанными с отрывом, являются управление сверх- и гиперзвуковыми летательными аппаратами и ограничения некоторых характеристик этих аппаратов. Например, на крыле самолета скачок расположен где-то между передней и задней кромками, и отрыв, вызванный скачком уплотнения, влияет на распределение давления по крылу. При трансзвуковом режиме полета отрыв часто превращает плавное и постепенное нарастание давления по крылу в чрезвычайно возмущенное распределение со значительными пульсациями, вызывающими тряску аппарата или сильные изменения его устойчивости и управляемости. При сверхзвуковых скоростях скачок уплотнения перемещается по направлению к задней кромке, приобретая наклон относительно направления потока таким образом, хотя скачок слабый, при больших углах атаки все еще возможен отрыв. [c.230]

Донное давление за телами различной формы (снарядами, фюзеляжами с плоским донным срезом, крыловыми профилями с толстой задней кромкой или плоским срезом и т. д.) при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях в значительной степени зависит от [c.12]

На сверхзвуковых скоростях полета передняя панель 2 значительно опускается вниз и изламывается примерно в середине своей длины за счег движения штоков силовых цилиндров 3. Задняя панель также значительно опускается. Панель 6 открывает щель для выпуска воздуха, попавшего сюда через щель между панелями 2 я 9. В результате образуется четыре скачка уплотнения — три косых и один замыкающий почти прямой. Первый косой скачок уплотнения отходит от передней острой кромки, второй — от первого излома, образованного поворотом панели 2 относительно неподвижного клина 1, я третий — ог излома панели 2 на две части примерно на середине его длины. [c.75]

Они обеспечили высокий коэффициент подъемной силы на взлете и посадке благодаря большому удлинению и закрылкам по всему размаху на задней кромке и предкрылкам по всему размаху передней кромки. Было получено высокое аэродинамическое качество и хороший коэффициент подъемной силы на сверхзвуковой скорости и средней стреловидности крыла. [c.218]

В случае сверхзвукового обтекания (рис. 1.11.1,6) скорость в направлении к задней кромке профиля непрерывно возрастает, следовательно, давление и производная <1р( 1(1х уменьшаются, т. е. на всей поверхности течение в пограничном слое будет испытывать влияние отрицательного градиента давления. [c.98]

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]

Так как нормальная по отношению к скачку составляющая скорости газа перед скачком сверхзвуковая, за скачком—дозвуковая, а по отношению к характеристике (переднему или заднему фронту волны Прандтля—Майера) нормальная составляющая скорости точно равна скорости звука, то волны, отходящие от задней кромки пластины ( хвостовые волны), на некотором удалении от нее начнут взаимодействовать с головными волнами и ослаблять их. [c.302]

В теореме Келдыша-Франкля не была установлена связь между Мкр и верхней границей чисел Маха, при которых эта теорема правомерна. Эта связь, а точнее, полная теорема существования и единственности [138, 14Г гарантирует для каждого профиля с острой задней кромкой существование такого Мкр, что при О < Мо < Мкр существует единственное решение прямой задачи обтекания профиля, удовлетворяющее условию Жуковского-Чаплыгина, причем скорость непрерывно зависит от Моо- (В теореме Келдыша-Франкля эта зависимость аналитическая.) Максимальное число М на профиле стремится к нулю при О и к единице при Моо Мкр. При Моо > Мкр наступает сверхкритическое обтекание, характеризуемое появлением сверхзвуковых включений. В силу изменения типа уравнения в сверхзвуковых подобластях, прямая задача обтекания [c.134]

При обтекании плоского ромбовидного тела в окрестности его задней кромки образуется хвостовой скачок (рис. 9.3). В зависимости от скорости и угла наклона профиля в задней кромке может осуществляться режим сверхзвукового скачка, либо дозвукового скачка ( отошедшего от оси симметрии). [c.255]

По теореме А. А. Никольского [69] при осевой симметрии непрерывное сверхзвуковое течение на задней кромке не существует если контур не касается оси симметрии). Доказательство проводится от противного достаточно проинтегрировать соотношение вдоль характеристики П семейства, проходящей через точку А, чтобы получить логарифмическую особенность (если бы в точке А достигалась предельная скорость, особенности бы не было, однако эта возможность исключается из рассмотрения). [c.255]

Еще одним новшеством стали концевые части крыла, отклоняемые вниз. Главным их предназначением было повышение устойчивости самолета на больших скоростях. Дело в том, что отклонение концов крыла приводило к перемещению аэродинамического фокуса самолета вперед благодаря уменьшению площади крыла вблизи задней кромки и дополнительному снижению балансировочного сопротивления в сверхзвуковом полете. Кроме того, отклонение концевых частей давало увеличение подъемной силы от сжатия потока, так как скачки уплотнения, создававшиеся клином воз- [c.94]

Мы номним, что, но крайней мере, в соответствии с теорией несжимаемых невязких жидкостей, давление на передней и задней частях обтекаемых участков уравновешивает друг друга (рис. 44), как предсказано теоремой Даламбера. Очевидно, что эта теорема не применима к сверхзвуковому течению. Для низких скоростей мы обычно используем профиль крыла с затупленной носовой частью основное требование к приданию обтекаемой формы — острая задняя кромка. Для сверхзвуковых скоростей затупленная носовая часть довольно невыгодна из-за большого угла наклона, который она влечет при этом острая задняя кромка почти не помогает, потому что мы не можем избежать отрицательного давления на задней части профиля. Важнейшим требованием для профилей сверхзвуковых крыльев является малая относительная толщина, т. е. малое значение отношения между максимальной толщиной и длиной хорды. [c.117]

Аналитический подход к решению задачи о донном давлении при сверхзвуковых скоростях основан на предложенной Крокко и Лизом [101 концепции взаимодействия диссипативного вязкого течения с соседним изэнтроническим течением. В гл. I и VII эта теория уже была кратко изложена. Здесь этот метод рассматривается более подробно применительно к расчету донного давления при стационарном течении за тупой задней кромкой профиля. [c.36]

При =0,7 и 0,77 имеем картину, аналогичную предыдушей, но только с более расширенной зоной сверхзвуковых скоростей на верхней поверхности профиля, приближаюшейся все ближе и ближе к задней кромке профиля. [c.426]

Если для сверхзвукового полета взять профиль с округленной носовой частью, который применяется для дозвукового полета (рис. 25,а), то перед профилем возникнет прямой скачок уплотнения, следовательно, скорость потока снизится до дозвуковой. Чтобы избежать прямого скачка, переднюю и заднюю К1ромки профиля делают заостренными (рис. 25,6). Наиболее выгодным профилем для сверхзвукового полета является профиль, показанный на рис. 25,6 сплошной линией. Однако профили с заостренными кромками должны быть различными в зависимости от величины сверхзвуковой скорости. [c.86]

Задняя К ромка профиля заострена. Передняя кромка выполняется тупой для дозвуковых профилей и острой — для сверхзвуковых. Острая кромка улучшает условия обтекания крыла потоком воздуха при сверхзвуковой скорости. [c.98]

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком тонкой пластины, поставленной под малым углом атаки (рис. 5.28), как пример обтекания крыла. Сверху при обтекании передней кромки образуется центрированная волна разрежения, так как можно считать, что поток обтекает выпуклый угол. Снизу от передней кромки идет косой скачок уплотнения, так как поток обтекает вогнутый угол. Давление над пластиной (область 2) меньше, чем иод ней (область 3). Потоки, идущие над пластиной и под ней, должны после прохождения задней кромки иметь общую границу (штрихпунктирная линия). Следовательно, по обе стороны этой границы (области 4 и 5) скорости должны быть параллельны, а статические давления равны. Из этих двух условий рассчитывается интенсивность волны разрежения и скачка уплотнения, идущих от задней кромки пластины. Скорости в областях 4 и 5, строго говоря, не равны, так как потери в потоках, текущих над и иод пластиной, не одинаковы. Потери в хвостовом екачке уплотнения, который расположен после волны разрежения, больше, чем в головном, так как Яа > /.3. Следовательно, скорость потока в области 4 меньше, чем в области 5. Пунктирная линия изображает вихревую линию разрыва поля скоростей. [c.124]

Формулировка вариационной задачи. Пусть ж, у - декартовы координаты. Ось х направим по вектору скорости сверхзвукового набегающего потока Voo, начало координат совместим с передней точкой тела г, а за масштаб длины выберем заданную длину тела I. Тогда в концевой точке / верхней образующей симметричного относительно оси X тела с остроконечной задней кромкой (рис. 1,а) Xf = 1, yf = 0. Пижние индексы г,... приписываются параметрам в точках г,..., а [c.495]

По аналогии с передними кромками можно ввести понятие о дозвуковых, звуковых и сверхзвуковых боковых и задних кромках крыла. Боковая кромка D с углом наклона уб к направлению скорости невозмущениого потока, меньшим угла наклона линии возму-и1енип (рис. 8.1.3, а), называется дозвуковой. Составляющая скорости, нормальная к боковой кромке и равная И = И sin ye. будет в данном случае меньше скорости звука. Действительно, так кйк а = И sin ц и [i o>V6, то Очевидно, параметр стре- [c.299]

Компрессор состоит (рис. 2.55) из трехступенчатого ротора низкого давления (вентилятора) 1, лопатки которого изготовляются из титанового сплава, и 8-ступенчатого компрессора высокого давления 2. Вентилятор не имеет направляющего аппарата, и передний подшипник расположен после вентилятора, т. е. вентилятор установлен кон-сольно. Скорость потока на периферии рабочих лопаток вентилятора сверхзвуковая и соответствует М=1,3. Рабочие лопатки всех трех ступеней вентилятора имеют проти-вовибрационные полки. Лопатки рабочего колеса 1-й ступени вентилятора толще лопаток других ступеней и с большей толщиной передней кромки для большей устойчивости при ударе о них попадающих на вход в двигатель посторонних предметов (частиц бетона, грунта и др.). Корпус вентилятора изготовлен из титанового сплава. За последней ступенью вентилятора отбирается воздух низкого давления для охлаждения газовой турбины, вентиляции двигательного отсека и для охлаждения подшипников задних поворотных сопел. [c.159]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...