Кромка крыла дозвуковая передняя

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

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 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]

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

Как известно, у крыльев с дозвуковой передней кромкой эту кромку несколько округляют. При этом возникает подсасывающая сила, уменьшающая сопротивление. В результате общий коэффициент сопротивления уменьшается на значение коэффициента подсасывающей силы с т = /(4л) ltg у Т/ Г/ Т7п = 0,007885. [c.232]

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

Здесь в скобках приведены производные, рассчитанные по методу касательных клиньев. Для треугольного крыла (в данном случае имеющего дозвуковую переднюю кромку) и для прямоугольного крыла этот метод дает результаты, существенно отличающиеся от точных. [c.456]

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]

Соответствующее выражение для крыла с дозвуковой передней кромкой имеет вид [15] [c.164]

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]

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]

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]

Фиг. 19.18. Дозвуковая передняя кромка крыла.

Рнс. 8.3.1. Треугольная консоль крыла с дозвуковой передней кромкой [c.303]

Возьмем два крыла с различными передними кромками. Одно из них имеет криволинейную кромку с конечным сверхзвуковым участком (рис. 8.6.1), другое — полностью дозвуковые передние кромки (рис. 8.6.2). [c.332]

Крыло в виде плоской пластинки, имеющей треугольную форму в плане и дозвуковые передние кромки, располагается внутри конуса Маха (рнс. 8.8.1). Для нахождения подъемной силы. такого крыла воспользуемся методом распределенных диполей и [c.336]

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]

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]

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]

Ю /м. Стейнбек [72], Ганн [73], О Нил и Бонд [74] также провели измерения теплопередачи на треугольных крыльях и стреловидных затупленных передних кромках при сверхзвуковых скоростях. Геометрические характеристики модели, использованной Томаном [71], схема и спектр течения на стороне разрежения треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками показаны на фиг. 72 и 73. [c.163]

В предыдущем разделе на частном примере треугольного крыла обнаружена аналогия между распространением возмущений в сверхкритическом трехмерном пограничном слое и сверхзвуковом потоке невязкого газа. Показано, что при изменении стреловидно сти крыла можно иметь аналогию с обтеканием крыльев сверхзвуковым потоком невязкого газа, имеющих сверхзвуковые или дозвуковые передние кромки. В случае режима сильного гиперзвукового взаимодействия — это наличие вблизи передних кромок закритических областей при малых значениях угла стреловидности передней кромки или их отсутствие при больших углах стреловидности. Естественно попытаться построить характеристические поверхности и соответствующие соотношения в общем случае (помимо характеристик, связанных с поверхностями тока, см., например, [Wang К., 1971]). [c.317]

М. Д. Хаскинд и С. В. Фалькович (1947) исследовали гармонические-колебания тонкого, слабо изогнутого, деформируемого треугольного-крыла с дозвуковыми передними кромками. М. И, Гуревич (1954) уточнил исследование функции комплексного переменного, к нахождению которой сводится в этой задаче определение потенциала скорости. Метод Хаскинда и Фальковича был распространен М. И. Гуревичем (1947) и на случай сверхзвуковых передних кромок крыла. [c.158]

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]

На рис. 8.3.4 показано поле давлений для коисоли крыла тре-тольной формы с дозвуковой передней кромкой. Вдоль линий Ма-.а коэффициент давления равен нулю. На передней кромке теоре- [c.307]

Рис. 8,3.4, Поле давлений для треугольной коисоли крыла с дозвуковой передней кромкой

Скорость в точке Р треугольного крыла, симметричного относительно оси X, с дозвуковыми передними кромками (р>ис. 8.3.5) определяется путем суммирования действия источников в области ОВРА, ограняченной передними кромками ОА и ОВ, и линиями Маха РА и РВ. Скорость, индуцированная нсточннкамн. находящимися на участке ОАРВ, определяется по формуле (8.3,9). Действие на точку Р источников, распределенных в области ОАА, вызывает скорость, которая вычисляется по выражению (8.3.13). Суммарное значение скорости [c.308]

Как видно, получено одно уравнение с двумя неизвестными функциями Рз и С 2. Аналогично Ог. функция С э представляет собой интенсивность источников на плошади 5в, принадлежанюй области, которая расположена между левой передней кромкой и линией Маха, проведенной из вершины крыла. Таким образом, если крыло имеет дозвуковую переднюю кромку, то при помощи метода источников нельзя исследовать обтекание тонкого крыла с симметричным профилем под углом атаки, равно как и крыла с такой кромкой и несимметричным профилем при нулевом угле атаки или афО. [c.334]

Как было установлено, применение метода источников для исследования сверхзвукового обтекания ограничено крыльями с полностью или частично сверхзвуковыми передними кромками. В других случаях, связанных с изучением сверхзвуковых аэродинамических характеристрик крыльев с дозвуковыми передними кромками, при наличии угла атаки (или же аиалогичны.х крыльев с несимметричным профилем и при 0=0) необходимо использовать метод диполей. [c.334]

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]

Приведем результаты, полученные для четырехугольиого крыла в случае дозвуковой передней кромки [c.345]

Для того чтобы определить лотенциал скоростей, воспользуемся результатами решения задачи об обтекании треугчмьного крыла с дозвуковыми передними кромками. Рассмотрим точку А с координатами х, г, расположенную в области /, которая ограничена передними кромками и линиями Маха, проведенными из точек С и О. Потенциал скоростей в этой точке можно выразить по аналогии с (8.6 1) следующей формулой [c.347]

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

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...