Кромка крыла дозвуковая

Таким образом, передние кромки крыла дозвуковые, а задние — сверхзвуковые. [c.235]

Кризис тепловой 105 Кромка крыла дозвуковая 379 [c.422]

Рассмотрим обтекание хорошо обтекаемого тонкого крыла дозвуковым потоком сжимаемого газа. Как и в несжимаемом газе, хорошо обтекаемое дозвуковым потоком крыло должно быть тонким и иметь заостренную заднюю и закругленную переднюю кромки угол атаки должен быть малым. Выберем направление обтекания в качестве оси х, а ось z—в направлении размаха крыла. [c.648]

В случае, если боковые кромки таких крыльев дозвуковые, необходимо учитывать влияние боковых кромок на течение газа в областях крыла, ограниченных соответствующими линиями Маха и этими кромками. [c.214]

Носовой щиток (рис. 1.12.9). В отличие от закрылка носовой щиток помещается на передней кромке крыла. Поворот такого щитка в сторону, обратную отклонению крыла на большие углы атаки, позволяет в условиях полета с дозвуковыми скоростями предотвратить отрыв потока с [c.108]

Рис. 2,21. Картина давления на профиле крыла с закругленной передней кромкой при дозвуковом обтекании и положительном угле атаки

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]

Если эффективная скорость Va меньше скорости 3 в у к а, то, как говорят, п е р е д н я я кромка крыла является дозвуковой и оно работает, как при дозвуковой [c.89]

Не следует думать, что стреловидность передней кромки обязательна для сверхзвуковых крыльев. Из рис. 3.17 видно, что при достаточно больших числах М более выгодными (хотя и не намного) становятся прямые крылья. Чтобы получить приемлемые характеристики таких крыльев при околозвуковых скоростях, их делают тонкими и с малым удлинением, а для улучшения несущих свойств при дозвуковом обтекании, на которые неблагоприятно влияют малая толщина и острая передняя кромка крыла, последнее оборудуется аффективной механизацией. [c.95]

Отсюда заключаем, что волновое сопротивление крыла бесконечного размаха постоянного сечения равно нулю, если угол скольжения достигает такой величины, что составляющая скорости, нормальная к кромке крыла, будет дозвуковой. [c.23]

Часть границы от С до С имеет характер задней кромки в дозвуковом потоке. Очевидно, что сигналы, выходящие из точек, лежащих между С и Д покрывают часть плоскости крыла они могут создать дополнительный поток, который обеспечит у этой части задней кромки плавное течение, удовлетворяющее условию Жуковского. Другими словами, если имеются части задней кромки, на которых составляющая скорости, нормальная к задней кромке, будет дозвуковой, то решение задачи обтекания будет единственным при выполнении условия, аналогичного условию Жуковского. Этому условию можно удовлетворить, если потребовать обращения в нуль плотности подъемной силы вдоль линии СО. [c.42]

Рассмотрим для примера треугольное крыло с достаточно большой стреловидностью, так что передняя кромка будет дозвуковой. Задняя кромка предполагается перпендикулярной направлению полета. Простой анализ [c.46]

Антенны связных радиостанций располагают так, чтобы обеспечивалась круговая характеристика направленности. Такие антенны у дозвуковых самолетов выполняются в виде канатика и размещаются над фюзеляжем. У сверхзвуковых ЛА в качестве антенн связных радиостанций используют отдельные части самолета или антенны монтируются в передних кромках крыла или киля, которые изготавливаются из прочного радиопрозрачного материала. [c.409]

М. И> Гуревич (1946, 1947) подробно изучил обтекание плоского треугольного крыла, в общем случае несимметрично расположенного относительного набегающего потока, при следующих условиях а) обе передние кромки находятся вне характеристического конуса, исходящего из вершины крыла, т. е. обе передние кромки сверхзвуковые б) одна передняя кромка сверхзвуковая, вторая — дозвуковая в) обе передние кромки дозвуковые, т. е. крыло целиком лежит внутри характеристического конуса. В том случае, когда острая передняя кромка крыла является дозвуковой, из решения Гуревича следует, что в силу сопротивления, действующую на крыло, входит, помимо интеграла от распределенного по плоскости крыла давления, еще приложенная к дозвуковой кромке подсасывающая сила. Е. А. Карпович и Ф. И. Франкль (1947) вычислили подсасывающую силу, действующую на острую дозвуковую кромку, с помощью теоремы количества движения, примененной к объему газа, ограниченному поверхностью конуса, охватывающего кромку. [c.157]

Пусть уравнение сверхзвуковой передней кромки крыла А- А в новых переменных есть 21 = 5(а 1), а уравнение дозвуковой передней кромки крыла АВ есть г1==81 х1). Тогда уравнение (21.18) можно переписать в виде [c.381]

Безотрывное равномерно дозвуковое обтекание профиля топологически эквивалентно обтеканию круга несжимаемой жидкостью [19]. Это означает, что линия тока ф = О разветвляется на профиле в двух критических точках О2, одна из которых (будем называть ее задней ) в соответствии с условием Жуковского-Чаплыгина, является острой кромкой крыла. [c.156]

Фиг. 19.18. Дозвуковая передняя кромка крыла.

Аналогичные рассуждения можно отнести к задней кромке крыла. На рис, 8.1.3, а показана дозвуковая задняя кромка (уз< Лсо V nn l n >a )- [c.299]

Рассмотрим расчет сопротивления стреловидных крыльев с до-звуковыми передними кромками, обтекаемых сверхзвуковым потоком под углом атаки. Как известно из предыдущего, по своим свойствам возмущенный поток около таких крыльев в направлении нормали к передней кромке является дозвуковым. Такое обтекание сопровождается перетеканием газа нз области повышенного давления в область, где оно меньше (с нижней стороны на верхнюю или обратно) и является причиной соответствующего силового воздействия на крыло. Для определения этого воздействия можно воспользоваться результатами исследования возмущенного движения несжимаемой жидкости около профиля в виде плоской пластинки, расположенной в потоке под углом атаки (см, 6,3). [c.363]

Место отрыва потока сдвигают к задней кромке крыла созданием определенного его профиля передняя часть крыла делается утолщенной и округляется (речь идет о дозвуковых скоростях полета), а задняя — тонкой и острой. [c.48]

Рассмотрим подсасывающую силу, возникающую при дозвуковом обтекании крыла, у которого передняя кромка может быть закруглена. Известно, что для тонкого симметричного профиля, обтекаемого под углом атаки, коэффициент подъемной силы = 2я(а -f )- Его значение можно рассматривать как сумму ДВУХ составляющих = 2яа — коэффициента для плоской пластины под [c.203]

В приводимых ниже вопросах и задачах рассмотрен расчет с помощью метода источников треугольных консолей и крыльев с симметричным профилем, имеющих дозвуковые и сверхзвуковые передние кромки и расположенных под нулевым углом атаки Су = 0). Показано применение этого метода для расчета треугольных крыльев с симметричным профилем, имеющих среднюю кромку, при различном характере передних и средних кромок и при угле атаки а = 0. [c.214]

В других случаях, связанных с изучением сверхзвуковых аэродинамических характеристик крыльев с дозвуковыми передними кромками, при наличии угла атаки (или аналогичных крыльев с несимметричным профилем и при а == 0) необходимо использовать метод диполей. Этот метод позволяет рассчитать сверхзвуковое обтекание плоского треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками при а ф 0. [c.214]

Результаты расчета линеаризованного сверхзвукового обтекания треугольных крыльев можно использовать для определения аэродинамических характеристик несущих поверхностей в виде четырех-, пяти- и шестиугольных пластин. Если задние и боковые кромки таких крыльев сверхзвуковые, то их обтекание характеризуется отсутствием зон взаимного влияния хвостовых и боковых участков, ограниченных пересечением конусов Маха с крылом. Вследствие этого коэффициент давления на поверхности крыла такой, как в соответствующей точке треугольной пластины, и формула для его расчета выбирается с учетом вида передней кромки (дозвуковой или сверхзвуковой). [c.214]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха прямоугольной формы в плане под малым углом атаки характеризуется влиянием передней сверхзвуковой и боковых дозвуковых кромок на возмущенное течение вблизи поверхности. При этом одновременное влияние передней и одной боковой кромок имеется в пределах конусов Маха с вершинами в углах крыла, если образующие этих конусов пересекаются вне крыла. Если эти образующие пересекаются на поверхности крыла, то возникает еще одна зона, где на возмущенное течение действуют одновременно обе боковые кромки. [c.214]

Рис. 8.9. Схема для расчета обтекания треугольной консоли крыла с дозвуковой передней кромкой

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]

Рассмотрим производную при М,,, = 1,5. Так как угол Маха = ar sin(l/l,5) = = 41,8° и л/2 — у р = п/2 — 45 = 45°, я/2 — Хоп = л/2 — 55 = 35°, то, следовательно, линии Маха, проведенные из вершин крыла и оперения, пройдут соответственно внутри консолей крыла и за пределами консолей оперения. В соответствии с этим передняя кромка крыла сверхзвуковая, а оперения — дозвуковая. [c.667]

Для уменьшения сонротивле-ния крыльев, связанного с образованием головных ударных волп, нри небольших сверхзвуковых скоростях нользуются стреловидными (рис. 6) и треугольными крыльями, передняя кромка к-рых образует острый угол Р с направлением скорости V набегающего потока. Сопротивлеиие крыла бесконечного размаха обратится в пуль, когда угол скольжении Р крыла достигнет такой величины, что иормальная к кромке крыла составляющая скорость и,1 станет дозвуковой. [c.471]

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]

В 8.3 было показано, что дополнительная скорость и, индуци- рованная источниками, распределенными по наклоненной треуголь-ной поверхности с дозвуковыми кромками, зависит только от функ- ции а-гаЧх [см., например, формулу (8.3.18)]. Это значит, что вдоль -луча, выходящего из точки излома передней кромки крыла под уг- лом V—агс1 (2/х), скорость будет величиной постоянной. Ука-занный луч можно рассматривать как образующую конуса с вер- шиной, совпадающей с точкой излома передней кpo fки. V [c.336]

У большинства самолетов, основным режимом полета которых является режим с дозвуковой кромкой, для того, чтобы уменьшалось индуктивное сопротивление, передняя кромка крыла должна быть закругле1шой. [c.19]

На рис. 1.15 приведены примерные зависимости величины максимального аэродинамического качества /Стах от числа М для стреловидных крыльев, имеющих закругленную кром ку, при которой можно реализовать разрежение, и имеющих острую кромку, при которой разрежение не реализуется, но зато достигается меньшее волновое сопротивление при сверхзвуковых скоростях. ьКак видно из приведенных графиков, неиспользование разрежения при острой передней кромке крыла приводит к существенному снижению величины /Стах В области дозвуковых скоростей полета из-за роста индуктивного сопротивления. [c.19]

Таким образом, передние кромки крыла являются дозвуковыми, а задние — сверхзвуковыми. Такой вид задних кромок исключает воздействие вихревой пелены за крылом на его обтекание. Однако необходимо учитывать влияние боковых кромок на течение газа в областях крыла, ограниченных соответствующими линиями Маха и этими кромками. Три области, в каждой из которых расчет коэффициента давления ведется по соответствующим формулам, показаны на рис. 3.VIII.16. [c.613]

Интерцепторы (пластины) устанавливаются вблизи задней кромки крыльев и стабилизаторов и перемещаются под воздействием команд в верхнее или нижнее положение. Так, например, при перемещении интерцептора в верхнее положение на верхней поверхности крыла (стабилизатора) возникает повышенное давление, в результате чего появляется подъемная сила, действующая вниз. Интерцепторы относятся к органам управления релейного типа и применяются на дозвуковых маломаневренных ЛА. [c.48]

Аналогично находим коэффициент давления для других точек на поверхности крыла (0 С 9 < л/2 — х)- этом на передней кромке (а = 1), как следует из (8.1), теоретический коэффициент давления равен бесконечности. Практически на передней кромке, которая несколько скруглена, возникает давление торможения, соответствующее дозвуковой скорости потока Vоап = Уо соз х- По величине Моо = = М с.соз X = 0,9372 находим коэфф ициент давления на передней кромке (см. задачу 3.21) [c.218]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...