Крыло конечного размаха в сверхзвуковом потоке

Настоящая статья Т. Кармана Сверхзвуковая аэродинамика представляет собой доклад на десятом чтении в честь братьев Райт в апреле 1947 г. Доклад посвящен главным образом линейной теории крыла конечного размаха в сверхзвуковом потоке. Наибольший интерес представляет анализ влияния стреловидности на подъемную силу и на волновое сопротивление крыла при сверхзвуковых скоростях и применение интеграла Фурье к решению задачи о крыле конечного размаха. [c.4]

Потенциал ускорения. Теорема Прандтля-Глауэрта. Крыло конечного размаха в сверхзвуковом потоке. В предыдущем параграфе отправным пунктом является проведение для получения решения уравнения (28.13) операции вида (28.22) над потенциалом вида (28.21). Однако функция с М ), участвующая в этом методе, не имеет наглядного аэродинамического смысла. Прандтль предлагает подвергнуть (28.21), с целью получения решения, операциям, отличным от (28.22) он отправляется при этом от понятия потенциала [c.262]

ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ О КРЫЛЕ КОНЕЧНОГО РАЗМАХА В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ [c.465]

С целью определения потенциала <р (х уи 21), что даст возможность определить аэродинамические характеристики (сх и Су) крыла конечного размаха в сверхзвуковом потоке, введем новые переменные [c.467]

Сравнительно просто решается вопрос о законе подобия для тонких крыльев конечного размаха в потоках до- и сверхзвуковых скоростей. Пользуясь тем же выбором осей координат, как в 68, составим уравнение малых возмущений в декартовых координатах [c.336]

Определите производные потенциальной функции в характерных точках прямоугольного крыла конечного размаха, обтекаемого неустановившимся сверхзвуковым потоком. [c.258]

Это позволяет при вычислении волнового сопротивления тела в сверхзвуковом потоке применять тот же метод разложения в тригонометрические ряды, что при расчете индуктивного сопротивления крыла конечного размаха по теории несущей линии. [c.330]

Колебания решетки в сверхзвуковом потоке представляют более-простую задачу, решаемую общими методами, развитыми для произвольной системы крыльев конечного размаха (Е. А. Красильщикова, 1952). Конкретно были изучены, методом аэродинамической интерференции,, колебания решетки пластин без выноса при сдвиге фаз а = О и (х = зт (что схематизирует колебания одиночной пластины соответственно в свободной струе и между жесткими стенками) при сверх- и при околозвуковых скоростях ( Д. Н. Горелов, 1966). [c.142]

Авиация обтекание тел газом при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, управление пограничным слоем, теория винта и крыла конечного размаха, устойчивость полета, движение газов в соплах и турбинах авиадвигателей, нагрев и излучение поверхностей обтекаемых газом тел, деформация конструкций в потоке и ее воздействие на обтекаемый поток, вихревая неустойчивость и явление флаттера. [c.27]

Важно заметить, что если крыло конечного размаха находится в сверхзвуковом потоке, то влияние каждой точки поверхности крыла бу-, дет сказываться только внутри конуса возмущений с вершиной в этой точке, а все крыло будет находиться внутри огибающей поверхности конусов с вершинами на передней кромке. Полный угол раствора конусов равен 2[Х1, где [c.466]

Часть передней кромки от /1 до В назовем сверхзвуковой передней кромкой. Здесь течение будет такое же, как у передней кромки обычного сверхзвукового крыла бесконечного размаха. Для этой передней кромки имеет место конечная плотность подъемной силы, определяемая нормальной составляющей скорости потока и местным углом атаки. [c.42]

Вычислите аэродинамические производные тонкого прямоугольного крыла конечного размаха, обтекаемого неустановившимся сверхзвуковым потоком в в случае малых чисел Струхаля. Удлинение крыла = 2,5 ширнна = 2 м число Моо = 1,25. Определите составные части производных, соответствующие крылу бесконечного размаха, и оцените влияние на эги производные удлинения. [c.261]

Колебания конструкции ЛА в полете вызывают изменение аэродинамического давления на колеблющейся поверхности, что в свою очередь сказывается на характере самих колебаний. Различают два вида аэродинамических сил зависящие от перемещений (так называемые силы аэродинамической жесткости) и силы, определяемые поперечными скоростями перемещений (силы аэродинамического демпфирования). Для малых перемещений принята линейная зависимость сил от местных углов атаки. Аэродинамические силы являются потенциальной причиной потери устойчивости. Величины коэффициентов аэродинамических сил зависят от формы перемещении колеблющейся поверхности, ее геометрии и скорости набегающего потока. В зависимости от режима полета применяют те или иные аэродинамические теории несжимаемого потока, дозвукового, трансзвукового, сверхзвукового и гиперзвукового. На практике используют методы расчета аэродинамических характеристик при определенных допущениях. Согласно гипотезе стационарности аэродинамические характеристики крыла, движущегося с переменной линейной и угловой скоростями, заменяются в каждый момент времени аэродинамическими характеристиками того же крыла, движущегося с постоянными линейной и угловой скоростями. Распрост-раиенной также является гипотеза плоских сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение крыла бесконечного размаха. Для крыла достаточно большого удлинения обычно принимают, что хорды, перпендикулярные оси жесткости, при колебаниях не деформируются. Толщину и кривизну крыла (оперения) предполагают малыми (по сравнению с хордой). [c.484]

Другая общая идея была уже указана в связи со сверхзвуковой теорией крыла. Было показано, что в случае стреловидного крыла бесконечного размаха волновое сопротивление исчезает, когда стреловидность настолько велика, что скорость потока, нормальная к оси крыла, становится дозвуковой. Было также показано, что в случае крыла конечного размаха волновое сопротивление значительно уменьшается при достаточно большой стреловидности. Когда скорость, нормальная к передней кромке, приближается к звуковой, происходит увеличение сопротивления, как это имеет место для нестреловидного крыла в области звуковых скоростей в силу скачка и отрыва потока. Заметим, что для крыла стреловидной конструкции возникают свои особые задачи и трудности как следствие особой формы плана. [c.44]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха произвольной формы в плане. Концевой эффект и вихревая пелена. Обратимся теперь к общему случаю сверхзвукового обтекания тонкого крыла с острыми кромками. Как и в предыдущих параграфах, считаем крыло мало наклонённым к основному сверхзвуковому потоку и рассматриваем линейную задачу. Исследование этой задачи для случая произвольной формы крыла в плане дано в работах Е. А. Красильщиковой, а также в работах К. И. Бабенко. Уорда (Ward) и др. Дадим изложение, следуя Красильщиковой. [c.273]

Введение. Большинство результатов, достигнутых до настоягцего времени нри решении задач об обтекании тел сверхзвуковым потоком газа при наличии новерхности разрыва, относится к течениям, мало отличаюгцимся либо от поступательного течения, либо от обтекания угла (клина), либо от симметричного обтекания круглого конуса. Наиболее полно изучены плоские течения, близкие к поступательному (обтекание тонких профилей под малый углом атаки). Получены [1 приближения вплоть до малых величин четвертого порядка, считая за малую величину угол, который касательная к контуру профиля образует с направлением набегаюгцего потока. Пространственные течения, близкие к поступательному (обтекание тонких крыльев конечного размаха и тонких тел врагцения под малым углом атаки), изучены только в линейном ириближении. Почти во всех работах по исследованию течений газа, близких к обтеканию угла и конуса, уравнения газовой динамики, взятые в той или иной форме, линеаризуются но условиям за плоской или, соответственно, конической поверхностью разрыва. [c.443]

В нахождении распределения давления, результирующих сил и соответствующих аэродинамических коэффициентов с учетом возможного расчленения их на отдельные составляющие согласно формулам (8.1.27), (8.1.29) состоит основная задача аэродинамики крыльев конечного размаха, обтекаемых маловозмущенным сверхзвуковым потоком. [c.297]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...