Профиль крыла - Волновое сопротивление

Определим, далее, действующую на крыло силу сопротивления (это есть волновое сопротивление, имеющее такую же природу, как и волновое сопротивление тонких тел см. 123). Для этого надо спроектировать силы давления на направление оси jf и проинтегрировать эту проекцию по всему контуру профиля. Для коэффициента силы сопротивления получим тогда [c.654]

Волновое сопротивление и подъемная сила профиля крыла. Для выпуклого и вогнутого углов, отличающихся на малый угол ДО от 180°, можно [c.527]

Профиль крыла — Волновое сопротивление 527 — Подъемная сила 526 [c.547]

Волновое сопротивление и подъемная сила профиля крыла. Для выпуклого и вогнутого углов, отличающихся на малый угол А6 от 180°, можно указать приближенную формулу для изменения давления при обтекании таких углов (фиг. 38 и 39) сверхзвуковым потоком [c.698]

За счет частичной задержки восстановления давления в кормовой части тела вращения при сверхзвуковом обтекании (сдвиг сплошной кривой относительно пунктирной вниз по потоку) и возникает волновое сопротивление. Отсутствие восстановления давления, наблюдаемое в случае плоского крыла, приводит к резкой разнице между волновыми сопротивлениями крыла и тела вращения, имеющего меридианное сечение, совпадающее с профилем крыла. [c.331]

Рассчитаем волновое сопротивление ромбовидного профиля при нулевом угле атаки, т. е. при Су = 0 (рис. 2.15). Оно входит в профильное сопротивление крыла и может быть названо профильно-волновым. Сопротивление, создаваемое гранью 1—2, равно [c.63]

Уменьшение относительной толщины позво--ляет в сильной степени уменьшить волновое сопротивление крыла — это хорошо видно на рис. 3.03 и из формулы (2.13), которая показывает, что волновое сопротивление сверхзвукового профиля пропорционально квадрату его относительной толщины (при Су = 0). [c.78]

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]

Волновое сопротивление прямоугольного крыла постоянного профиля, нормального к потоку. Результаты для крыла бесконечного размаха были приведены в предыдущем разделе. Согласно правилу запрещенных сигналов очевидно, что влияние концов крыла конечного размаха ограничено внутренностью конусов Маха, выходящих из точек боковых кромок. [c.21]

Здесь Со, есть коэффициент волнового сопротивления крыла, нормально расположенного к потоку, с тем же профилем и той же хордой, измеренной как обычно в направлении потока. [c.24]

Важно подчеркнуть, что при сверхзвуковых скоростях во все формулы волнового сопротивления относительная толщина профиля входит в квадрате. При относительной толщине профиля в 4% для числа Маха, равного двум, волновое сопротивление крыли приблизительно разно сопротивлению трения при увеличении относительной толщины волновое сопротивление очень быстро возрастает. [c.79]

Начала гидродинамики, послужившие основой для развития теории движения жидкостей с большими скоростями, можно отметить уже в работах Н. Е. Жуковского о струйных течениях и о волновом сопротивлении, а также в работах С. А. Чаплыгина по теории неустановившихся движений профиля крыла в плоскопараллельных потоках, В дальнейшем, начиная с 1932 г., теория неустановившихся движений жидкости и движений тел с большой скоростью в жидкости разрабатывалась в ЦАГИ, где и были заложены основы теории удара о воду, теории волнового сопротивления, теории глиссирования и подводного крыла. [c.37]

Расчет волнового сопротивления профиля крыла [c.419]

Профилировка 5—142 Профилографы 2 — 251 Профиль крыла — Волновое сопротивление 2 — 527 — Подъемная сила [c.460]

Изменение аэродинамического сопротивления происходит за счет образования волнистости гладкой внешней поверхности крыльев в результате погрешности при изготовлении, прогибов оболочки под действием нормальных нагрузок и ее коробления при термической деформации (рис. 6.11). При этом изменение индуктивного сопротивления и сопротивления трения незначительно, а возрастание волнового сопротивления может быть су-ш,ественно. В этом случае можно считать, что сопротивление профиля складывается из сопротивления недеформированного сечения и дополнительного сопротивления, обусловленного волновым сопротивлением суммы профилей с относительной толщиной [c.182]

На современных самолетах для увеличения несущих свойств широко используется идея полезного отрыва потока. При увеличении угла атаки, начиная с некоторого его значения, характер зависимостей аэродинамических коэффициентов от угла атаки изменяется вследствие срыва потока, при этом в большинстве случаев уменьшаются подъемная сила и аэродинамическое качество, возрастает сопротивление, могут существенно изменяться моментные характеристики по сравнению со случаем безотрывного обтекания. Причиной отрыва потока с крыла является взаимодействие положительного градиента давления по хорде с пограничным слоем. Характер этого взаимодействия определяется геометрической формой крыла (формой профиля и формой крыла в плане), углом атаки, состоянием пограничного слоя, числом М и другими факторами. При этом отрыв потока может происходить как с поверхности крыла, так и с его кромок. При отрыве потока с верхней поверхности крыла на ней существенно уменьшается разрежение, а следовательно, и коэффициент подъемной силы крыла. Отрыву потока с поверхности крыла способствует образование местных скачков, которые вызывают волновой срыв. [c.171]

При расчете волнового сопротивления профиля крыла, обтекаемого потоком со сверхкрити ческой скоростью > оскрЬ можно воспользоваться методом, предложенным проф [c.172]

Консоль крыла треугольной формы с тонким симметричным профилем (рис. 8.1) расположена в сверхзвуковом потоке (Моо = 1,5 роо = 9,8-10 Па k = -pi v = = 1,4) под углом атаки а = 0. Определите распределение давления на поверхности и вне крыла в окрестности корневой хорды и передней кромки, а также найдите волновое сопротивление консоли, имеюн.ей размеры = 5 м //2 = 4 м = 0,1 рад. [c.214]

Первые три профиля отличаются простотой изготовления. Преимущество треугольной и ромбовидной форм заключается в придании оперению большей жесткости по сравнению с трапециевидной формой. С точки зрения аэродинамики некоторой выгодой обладает трапециевидный профиль, так как при одинаковой с треугольным и ромбовидным профилями толщине он может обеспечить меньшее сопротивление и большее аэродинамическое качество. У чечевицеобразного профиля сопротивление еще меньше, чем у трапециевидного (при одинаковой относительной толщине). Выбором соответствующих углов заострения передней и задней кромок можно добиться хорощей жесткости крыла. Увеличивая углы заострения передней кромки, следует учитывать возможность возрастания волнового сопротивления, а также повышенную чувствительность режима обтекания к изменению углов атаки. Так, с увеличением углов заострения уменьшаются углы атаки, при которых наступает режим обтекания с отошедшей волной, когда резко возрастает сопротивление, нарушается безотрывный характер течения, что вызывает снижение подъемной силы и, как следствие, ухудшение устойчивости. [c.63]

ВОД, ЧТО Крылья большого удлинения и при сверхзвуковых скоростях дают выигрыш в сопротивлении, хотя и небольшой. Однако более глубокий анализ показывает, что на самом деле при сверхзвуковых скоростях гораздо выгоднее малые удлинения для обеспечения нужной прочности крыло большого удлинения должно иметь большую толщину, ввиду чего незначительное снижение индуктивного сопротивления перекроется сильным ростом профильно-волнового сопротивления. А при дозвуковом обтекании, наоборот, толщина профиля незначительно влияет на сопротивление, поэтому выгодны большие удлинения. [c.86]

Полубесконечное крыло со скольжением и крыло конечного размаха. Формула для волнового сопротивления полубесконечного крыла постоянного ромбообразного профиля со скольжением в случае, когда tgT> имеет вид [c.24]

Как мы видели в главе II, теория крыла должна рассматривать двумерные задачи крыльев бесконечного размаха и трехмерные задачи крыльев конечного размаха. Эти два класса задач встречаются также в сверхзвуковой теории крыла. Приведенное выше решение Акерета является решением для двумерной задачи в линеаризованном виде, т. е. в соответствии с нредноложеннем, что скорости, создаваемые наличием профиля крыла, малы но сравнению со скоростью полета. Дальнейшие приближения будут рассмотрены в следуюш,ем разделе. При обраш,ении к трехмерной задаче большинство исследователей использовали линеаризованную теорию. С номош,ью этого нриближеппого метода было накоплено обширное количество теоретической информации, особенно в последние десять лет, относительно теории распределения подъемной силы и вычисления индуктивного сопротивления и волнового сопротивления для различных форм сверхзвуковых крыльев. Этой работе в значительной мере способствовал тот факт, что трехмерную задачу установившегося сверхзвукового течения можно свести к задаче двумерного распространения волн. [c.121]

Выведенные здесь формулы для пересчета скоростей дают возможность решить практически важную задачу о том, какой по величине должна быть максимальная скорость нри обтекании профиля крыла несжимаемой жидкостью для того, чтобы в условиях потока газа с заданной скоростью на бесконечности на профиле не появились области движения газа со сверхзвуковой скоростью. Зная для каждой скорости полета величину этой максимальной скорости на профиле крыла, пли, что всё равно, величину соответствующего ей минимального давления при обтекании несжимаемой жидкостью, можно по данным продувок профилей на распределение давлений прп малых скоростях выбрать профиль, у которого в полете не будет сверхзвуковой области и, следовательно, не сможет возникнуть скачок уплотнения, сопровождаемый волновым сопротивлением. Зная минимальное давление на профиле крыла, можно решить и обратную задачу, т. е. определять максимальную допустимую для данного профиля скорость полета (допустимую в том смысле, чтобы при этом не появлялась сверхзвуковая область па профяле). [c.400]

Происхождение волнового сопротивления, поясненное уже в гл. VI, подтверждается графиками, изображенными на рис. 143. Сравнивая распределение давления по телу вращения, обтекаемому несжимаемой жидкостью (Мсо = 0), с соответствующим распределением при M xj = 1,4, обнаруживаем появление асимметрии в распределении давлений. За счет частичной задержки восстановления давления в кормовой части тела вращения при сверхзвуковом обтекании и возникает волновое сопротивление, Отсутствие восстановления давления, наблюдаемое в случае плоского крыла, приводит к резкой разнице между волновыми сопротивлениями крыла и тела вращения, имеющего меридиональное сечение, совпадающее с профилем крыла. [c.421]

Передняя кромка дозвуковая. В этом случае обтекание сечений, (.оответствующес движению прямого крыла с числом М <1, должно исследоваться пря помощи дозвуковой нли околозвуковой (смешанной) теории обтекания профиля. Сопротивление и подъемная сила будут определяться законами дозвуковых течений, характеризующимися взаимодействием потоков на верхней ц нижней сторонах крыла, которое проявляется в перетекании газа аз области высокого давления в зону их пониженных значений. При этом волновые потери МОГУТ возникать только при сверхкритическом обтекании (Мпсс>М к р). когда на поверхности появляются скачки уплотиения. Если то скачки уплотнения и, следовательно, волновое сопротивление отсутствуют. Этот вывод относится, есте- [c.287]

VII.9. Определите коэффициент волнового сопротивления профиля для ряда значений Моо(Моокр<Моо< 1) при условии, что известно распределение коэффициента давления около этого профиля, полученное при малых скоростях набегающего воздушного потока (см. задачу УП.5). Для одного из чисел Моо определите силу волнового сопротивления участка крыла размахом /=1 м (хорда профиля Ь = 2 м) при полете в атмосфере вблизи поверхности Земли. [c.392]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...