Кромка крыла дозвуковая задняя

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

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]

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]

Рис. 9.38. Схема обтекания шестиугольного крыла с дозвуковыми задними кромками

Таким образом, обе кромки — передняя и задняя — дозвуковые (линии Маха, проведенные из вершины, расположены за пределами крыла впереди кромок). Высота внешнего треугольника /г = 0,5 tg(Jt/2 — 60) = 5,196 м, а крыла - - [c.398]

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]

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]

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]

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]

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]

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]

Для передней кромки действительно условие рсо> (л/2 — Xi)> 2 для задней — условие роо< (л/2 — Хз)-Отсюда следует, что передние кромки дозвуковые (линии Маха, проведенные из вершины крыла, проходят перед кромка.ми), а средние—сверхзвуковые (линии Маха, проведенные из точки Ol, расположены за ними рис. 8.16). [c.226]

Рассмотрите производные устойчивости потенциальной функции на шестиугольном крыле со сверхзвуковыми передними и задними и дозвуковыми боковыми кромками. [c.258]

Рис. 9.22. Расположение линий Маха и зоны влияния источников на крыле а — передние и задние кромки дозвуковые 6 — обе кромки сверхзвуковые

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]

На рис. IX. 1 показаны четыре типа профилей. Форма первого профиля, относительно нетолстого и мало изогнутого, с закругленной передней кромкой, типична для крыльев и винтов дозвуковых самолетов, для компрессорных и гидротурбинных лопаток, второго профиля с острыми передними и задними кромками, — для крыльев сверхзвуковых самолетов форма третьего и четвертого профилей, довольно толстых и достаточно изогнутых — для лопаток реактивных и активных ступеней паровых турбин. [c.201]

Теория подъемной силы крыла, движущегося с дозвуковыми скоростями, основана на понятии циркуляции. Возникновение циркуляции может быть описано следующим образом. Рассмотрим крыло, находящееся первоначально в покое и получающее внезапно поступательную скорость. Уравнения движения в этом случае допускают решение, представляющее поток без циркуляции и, следовательно, без подъемной силы. Однако этот поток имеет бесконечную скорость в острой задней кромке крылового сечения. Так как всегда существует некоторая вязкость, то поток отрывается от профиля с последующим образованием вихря, называемого начальным вихрем. Реакция начального вихря вызывает циркуляцию вокруг профиля. Конечная величина циркуляции определяется условием плавного схода потока с задней [c.32]

В этом случае для распределения подъемной силы и сопротивления бесконечного треугольного крыла можно дать математические выражения в замкнутом виде. При этом согласно правилу запрещенных сигналов и общих свойств крыльев, имеющих в плане форму с дозвуковыми и сверхзвуковыми задними кромками, решение для бесконечного крыла без изменений будет пригодно также м для конечного крыла, если только оно имеет сверхзвуковую заднюю кромку. [c.46]

Для некоторых форм крыла в плане отыскание распределения параметров потока в точках поверхности крыла существенно упрощается по сравнению с общим случаем. Так, если отсутствует дозвуковая часть задней кромки, то вихревая пелена не влияет на течение у поверхности крыла (рис. 3.21.10, а) если дозвуковых кромок вообще нет, то нет и влияния концевого эффекта у поверхности крыла (рис. 3.21.10, б). [c.383]

Для весьма тонкого тела (тонкого крыла) эти условия могут быть перенесены на плоскость Оху. Кроме этих условий должны быть поставлены условия за телом (в области вихревой пелены) и условия на бесконечности. Для несжимаемой жидкости первое условие (условие Жуковского) сводится к требованию того, чтобы возмущения скорости на задней кромке стремились к нулю (или чтобы потенциал стремился к постоянной величине). В случае дозвукового обтекания крыла возмущения скорости на бесконечности должны убывать, по крайней мере, [c.471]

ШЕСТИУГОЛЬНОЕ КРЫЛО С ДОЗВУКОВЫМИ ПЕРЕДНИМИ И СВЕРХЗВУКОВЫМИ ЗАДНИМИ КРОМКАМИ [c.347]

Рис 8.9.2. Крылья с дозвуковыми передними и боковыми, а также со сверхзвуковыми задними кромками [c.351]

Рассмотренный метод расчета распределения давления можно отнести ие только к шестиугольным крыльям с приставкой (см. рис. 8.9.1), но и к другим формам, а именно к крылу с вырезом и пятиугольной пластине (см. рис. 8.9.2) при условии, что боковые кромки дозвуковые, а передние и задние — сверх- [c.362]

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]

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]

Рассмотрим схемы дозвукового обтекания сечения несущей поверхности, изображенные на рис. 9.13, а, б. Такой характер обтекания, когда критическая точка сдвинута относительной задней кромки, наблюдается в редких случаях и лишь в начальный момент как следствие резкого изменения параметров движения. В этот момент циркуляция еще не возникает, свободные вихри не отделяются от присоединенных, начальный вихрь не сходит с задней кромки. Таким образом, этому моменту соответствует бесциркуляционное течение, при котором циркуляция по замкнутому контуру, охватывающему любое сечение крыла, равна нулю. Очевидно, в данном случае ни за крылом, ни на его поверхности свободные вихри не появ- [c.288]

Таким образом, > a (tgxs = 0,843 а = 0,663). Следовательно, и задняя кромка дозвуковая. В соответствии с этим вихревая пелена, образующаяся за крылом, оказывает влияние на обтекание части поверхности, ограниченной линией Маха и задней кромкой. Рассмотрим точку A x , z ) на крыле. Зона влияния источников на эту точку заключена в пределах обратного характеристического конуса (рис. 9.22,(з). Поэтому необходимо знать скосы потока в этой зоне и соответствующие граничные условия. На участке 1 между передней кромкой и линией Маха выполняется условие (9.509). В области И на крыле граничное условие имеет вид (9.497). [c.366]

Лри числах М, не намного превышающих единицу, треугольное крыло несколько хуже стреловидного в отношении сопротивления (рис. 3.21) у стреловидного и передняя и задняя кромки дозвуковые, -поэтому нет ни головного, ни хвостового скачков, а у треугольного крыла на прямой задней кромке формируются хвостовые скачки, как у прямого крыла. Но при более высоких числах М меньшим оказывается уже сопротивление треугольного крыла. Дело в том, что головная вол на у треугольного крыла возникает лишь по достижении такого числа М, при котором передняя кромка станет сверхзвуковой, но к этому моменту коэффициент сопротивления, обусловленный хвостовыми скачками, значительно уменьшается. Таким образом, неодновременное возникновение головных и хвостовых скачкор как бы выравнивает кривую [c.94]

Обобщение теории крыла на неустановившееся движение представляет особые трудности, так как при этом циркуляция вокруг крыла (вообще говоря) не сохраняется, и с задней его кромки вследствие этого сходят вихри или вихревая пелена. Таким образом, задача усложняется не только математически, но и с точки зрения физической постановки. Первые исследования задач этого типа были выполнены в 20-х годах В. Бирнбаумом и Г. Вагнером в Германии и Г. Глауертом в Англии. Последним было, в частности, предпринято изучение колеблющегося крыла. Несколько иной подход к задаче о колебании крыла был развит М. В. Келдышем и М. А. Лаврентьевым (1935). Исследования тонкого крыла со сбегающими вихрями были выполнены в 30-х годах в ЦАГИ также Л. И. Седовым. Подробный анализ влияния сходящей с крыла вихревой пелены, ее формы и распределения циркуляции дал Н. Н. Поляхов. Теория неустановившегося движения тонкого крыла с учетом сжимаемости при дозвуковых скоростях разрабатывалась М. Д. Хаскин-дом (1947). [c.293]

Теперь мы хотим понаблюдать, что случится, если приводить в движение профиль крыла с острой задней кромкой. (Мы называем переднюю часть крыла, омываемую потоком, передней кромкой, а тыльную часть, где поток покидает поверхность крыла, задней кромкой.) Передняя кромка обычно закругленная, по крайней мере, для крыльев, используемых при дозвуковых скоростях, тогда как заднюю кромку делают как можно острее. На рис. 21 и 22 показаны фотографии течения, в котором ЛИППИ тока стали видимыми благодаря введению тонкого алюминиевого порошка, который, предположительно, следует за линиями тока жидкости. Мы видим, что в первый момент, как ноказано на рис. 21, жидкость стремится обогнуть острую кромку. Одпако можно сказать, что жидкости не нравится этот процесс, потому что па кромке требуется очень высокая (теоретически бесконечная) скорость. Вместо [c.49]

Для того чтобы понять этот процесс, рассмотрим несколько картин течения. На рис. 53 показана структура потока нормального дозвукового течения вокруг крыла. Здесь нет отрыва, за исключением небольшого стремления к отрыву возле задней кромки, которое может быть просто утолш,ением иограпичиого слоя, вызываюш,им малое сопротивление следа. Сначала течение ускоряется вдоль верхней поверхности крыла, но не достигает значения скорости звука затем, достигнув максимальной скорости в некоторой точке новерхности, течение снова замедляется. [c.130]

В случае прямого крыла большого удлинения, распределение давления на котором зависит от толщины, кривизны и угла атаки, может быть с успехом применена теория двумерного течения с соответствующим критерием отрыва. При малых углах атаки положительный градиент давления на верхней стороне обычно умеренный и распространяется на Уз хорды от задней кромки, поэтому отрыв возможен около задней кромки. Следует ожидать, однако, раннего отрыва. Хороший обзор проблемы управ.тения потоком на дозвуковых крыльях сделан Куком и Бребнером [17]. [c.201]

Из приведенного анализа можно выявить качественное различие сверхзвукового и дозвукового обтекания крыльев. Это различие проявляется в неодинаковом влиянии боковых и задних кромок на обтекание всей поверхности крыла. Если в сверхзвуковом потоке боковые и задние кромки совсем не влияют на поток около крыла (рис. 8.1.3, б) нли это влияние ограничено частью поверхности, примыкающе "1 к этим кромкам (рнс, 8.1.3, а), то в дозвуковом потоке влияние боковых и задних кромок сказывается на всей поверхности вследствие возможности распространения возмущений ках вниз, так и вверх по потоку. [c.299]

Найдем аэродинамические характеристики в более общем случае обтекания под малым углом атаки крыла в виде плоской пластннки шестиугольной формы я плане с дозвуковыми перс,г ним и к сверхзвуковыми задними кромками (рис, 89.1). Такой вид задних кромок исключает влияние внхреаой пелены за крылом на его обтекание. [c.347]

Рис. 8.9.1. Шестнугольиое крыло с дозвуковыми передними и сверхзвуковыми задними кромками

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...