Кромка крыла сверхзвуковая

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]

Рассмотрим производные при М.ао= 2,2 (передние кромки крыла сверхзвуковые) статические производные с1 = 4/а = 3,578, mi = 0 производная демпфирования [c.467]

Таким образом, х < (л/2 — р ), так как 48° < (90 — 41,83°) = 48,17°, и, следовательно, передняя кромка крыла сверхзвуковая. В соответствии с этим Су р = [c.607]

Согласно этим данным, х < 2 — р< (45° < л/2 — 41,83° = 48,17°) и, следовательно, передняя кромка крыла сверхзвуковая. Для такого крыла ( 1Су/ а)кр = [c.613]

Бериллий обладает большой теплотой плавления и очень высокой теплотой испарения. По удельной теплоемкости он в 2,5 раза превосходит алюминий, в 4 раза — титан и в 8 раз — сталь, по теплопроводности стоит за алюминием, уступая ему в теплопроводности только 12 %. Все эти свойства способствуют успешному применению бериллия в качестве теплозащитного материала в ракетной и особенно космической технике (головные части ракет, передние кромки крыльев сверхзвуковых самолетов, оболочки кабин космонавтов). [c.430]

Сила сопротивления F тем меньше, чем меньше площадь контакта тела с областью повышенного давления. По этой причине передняя кромка крыльев сверхзвуковых самолетов делается острой (рис. 10.47), а самим крыльям придают форму треугольника, направленного острым углом вперед кроме того, на носовой части самолета располагают штырь, выдающийся далеко вперед (рис. 10.48). [c.310]

Каковы особенности движения тел со сверхзвуковыми скоростями Почему переднюю кромку крыльев сверхзвуковых самолетов делают острой Почему капсуле космического корабля придают форму конуса Какую форму имеет ударная волна, тянущаяся за движущимся телом [c.312]

Каково установившееся поле температур около заостренной передней кромки крыла сверхзвукового летательного аппарата, если Полет совершается на высоте Я = 25 км со скоро- [c.236]

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]

Заметим, что при появлении на стреловидном крыле местной сверхзвуковой зоны течения, замыкаемой скачком уплотнения, последний является косым скачком, фронт которого приблизительно параллелен передней скошенной кромке крыла. Поэтому волновое сопротивление стреловидного крыла меньше, чем у прямого крыла. [c.102]

Для изучения аэродинамических характеристик треугольных крыльев (в виде тонких пластин или поверхностей конечной толщины с симметричным профилем), расположенных под углом атаки, также можно использовать метод источников, если передняя кромка таких крыльев сверхзвуковая. [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]

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

Задняя кромка треугольного крыла сверхзвуковая при любом М > 1. Вид передних кромок определяется при заданном 1 по углу стреловидности [c.454]

Этот результат соответствует сверхзвуковой передней кромке крыла (см. решение задачи 11.40). [c.627]

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]

Определить плотность конвективного теплового потока, поступающего в сечение поверхности тонкого крыла сверхзвукового летательного аппарата, расположенное на расстоянии 0,4 м от передней кромки. Температура поверхности крыла 77° С. Скорость полета соответствует числу [c.257]

Полностью сверхзвуковое обтекание крыла может быть лишь при сверхзвуковом полете и при условии, что перед крылом не возникает прямой скачок, так как лишь за косым скачком поток может остаться сверхзвуковым. Для этого необходимо, чтобы передняя кромка крыла была острой и число М в достаточной мере превышало единицу (см.таблицу в 10, гл. 1). Профили с острой передней кромкой могут иметь различную [c.46]

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]

Возьмем, например, комбинацию фюзеляжа со стреловидным крылом. Волновое сопротивление у фюзеляжа (рис. 3.33, а) появляется раньше, чем у крыла. Коэффициент вредного сопротивления фюзеляжа достигает своего максимума при числе М, незначительно большем единицы, после чего падает, у крыла же максимум коэффициента профильного сопротивления соответствует примерно тому числу М, при котором передняя кромка становится сверхзвуковой. Если сложить коэффициенты сопротивления, пренебрегая интерференцией, то у комбинации фюзеляж-крыло кривая [c.103]

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]

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]

Однако с точки зрения практики наиболее важными вопросами являются определение сечений крыла, формы в плане и формы профилей, способствующих задержке критических явлений, именно возрастание сопротивления и падения подъемной силы при числах Маха, приближающихся к единице. Известно, что одним из важных приемов для достижения этого является использование большой стреловидности основная идея этого приема заключается в уменьшении эффективного числа Маха потока, которое предполагается равным числу Маха составляющей скорости полета, нормальной к передней кромке крыла. Тщательное исследование трансзвуковых явлений для стреловидных крыльев также важно при сверхзвуковых полетах, так как стреловидность создает трансзвуковые условия полета на некоторых частях крыла, даже если число Маха много больше, чем единица. [c.69]

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]

Пусть передняя кромка крыла имеет прямолинейный участок, причем на нем скачок присоединен к кромке и течение за скачком сверхзвуковое. Тогда в области влияния прямо линейного участка кромки [c.328]

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]

Это обстоятельство дало возможность развить общую теорию гиперзвукового обтекания тонких, притупленных впереди теп. Такое обобщение теории имеет большое значение, так как в действительности передние кромки крыльев или передние концы корпусов летательных аппаратов не являются идеально острыми при большой сверхзвуковой скорости полета тонкие передние концы тел неминуемо были бы разрушены из-за невозможности отвода через них больших количеств тепла, выделяющегося в потоке вблизи переднего конца тела. В то же время при таких скоростях малый размер затупленного переднего конца тела по сравнению с характерным продольным размером тела не может служить основанием для того, чтобы пренебречь влиянием затупления на течение в масштабах всего тела. Газ, сжатый до высоких давлений и нагретый до высокой температуры при прохождении им небольшого участка весьма интенсивной ударной волны перед затупленным передним концом тела, при дальнейшем движении вдоль тела сильно расширяется, образуя вблизи тела слой с малой плотностью, который может оказывать сильное влияние на все течение. [c.187]

Огибающая всех конусов Маха, которые начинаются в точках сверхзвуковой передней кромки крыла, образует передний фронт возмущений, вызываемых в потоке крылом. Перед этим фронтом, набегающий на крыло сверхзвуковой поток не возмущен. В плоскости X, г возмущенная область ограничена спереди сверхзвуковой передней кромкой ЛЛ и выходящими из нее вниз по потоку характеристиками ЛЛ и А А[ (рис. 3.21.5). [c.379]

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. 19.17. Сверхзвуковая передняя кромка крыла.

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]

Так как Моол >1, то следует считать переднюю кромку крыла сверхзвуковой и вести расчет профиля по теории сверхзвукового обтекания. [c.229]

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]

Коэффициента сопротивлёйия faKoro крыла. У стреловидного же крыла без сужения передняя и задняя кромки становятся сверхзвуковыми одновременно, при этом получается максимум коэффициента сопротивления, который может оказаться выше, чем у треугольного крыла. Это и показано на рис. 3.21. [c.95]

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]

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]

Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси [20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущаюнщх поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2) она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. [c.204]

Экспериментальные исследования трехмерных течений взаимодействия проводились на простейших примерах наклонный цилиндр на пластине, цилиндр на конусе, имитирующий затупленную кромку крыла или руля [1—4, 7, 16], поперечная струя, вытекающая в сверхзвуковой поток из отверстия в пластине или конусе [5, 8, 10, 11], треугольное нолукрыло, установленное на пластине или конусе [17, 18], тупоносые полуконусы, установленные на пластине [121, и др. [c.291]

Пе только трудности изготовления и недостаточная прочность делают неосуществимыми идельно острые передние концы корпусов летательных аппаратов и передние кромки крыльев. При большой сверхзвуковой скорости полета тонкие передние концы неминуемо были бы оплавлены из-за невозможности отвода через них больших количеств тепла, выделяющегося в потоке газа вблизи переднего конца тела. Таким образом, вместо тел с идеально острыми передними концами в действительности приходится иметь дело с телами, слегка затупленными впереди. [c.292]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...