Дозвуковое обтекание тонкого крыла

Дозвуковое обтекание тонкого крыла [c.562]

ДОЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ТОНКОГО КРЫЛА 563 [c.563]

ДОЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ТОНКОГО КРЫЛА 565 [c.565]

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]

Рассмотрите в общем виде задачу об установившемся обтекании тонкого крыла конечной толщины дозвуковым потоком. [c.256]

Примем, что (pQ = Као Фо представляет собой потенциальную функцию для случая установившегося обтекания тонкого крыла дозвуковым (сжимаемым) потоком (фо — безразмерный потенциал). Эта функция удовлетворяет уравнению [c.354]

Таким образом, задача об установившемся обтекании тонкого крыла сжимаемым (дозвуковым) потоком эквивалентна задаче о стационарном обтекании преобразованного крыла несжимаемой средой. [c.355]

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]

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]

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]

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]

Рассмотрим подсасывающую силу, возникающую при дозвуковом обтекании крыла, у которого передняя кромка может быть закруглена. Мы уже знаем, что для тонкого симметричного профиля, обтекаемого под [c.574]

Интерцептор представляет собой тонкую пластинку, которая располагается в крыле и может выдвигаться над его поверхностью (рис. 1.9.8). Управляющий эффект обусловлен торможением потока, когда интерцептор находится в выдвинутом положении [15]. При торможении потока происходит увеличение давления на части поверхности крыла перед интерцептором. Кроме того, при дозвуковых скоростях полета интерцептор способствует повышению скорости обтекания противоположной стороны крыла и, следовательно, некоторому снижению давления, что приводит к увеличению результирующего управляющего усилия. Оно изменяет подъемную силу крыла и создает момент крена. [c.80]

Следует упомянуть, что Хугстратен [1967] модифицировал этот метод применительно к задачам о дозвуковом обтекании тонкого крыла. Он ввел функцию, равномерно приближающую отображение физической плоскости на плоскость, в которой крыло представлено своей хордой. [c.113]

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]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха прямоугольной формы в плане под малым углом атаки характеризуется влиянием на возмущенное течение вблизи поверчиостл передней сверхзвуковой и боковых дозвуковых кро-м о к. При этом одновременное влияние передней и одной боковой кромок имеет место в пределах конусов Маха с вершинами в углах крыла О а О (рис. 8,12.1. а), если образующие этих конусов пересекаются вне крыла. Если же пересечение этях образующих происходит на поверхности крыла (рис. 8,12.1. б), то наряду с областями // и И, где сказывается влияние одной боковой кромки, возникает зона ///, в которой на возмущенное течение возщейстауют одновременно обе боковые кромки. [c.367]

Задача о непосредственном интегрировании нелинейных уравнений газодинамики как в области дозвуковых, так и сверхзвуковых скоростей, представила большие и, казалось, непреодолимые математические трудности. Сделанная в конце XIX в. Моленброком попытка обойти эту трудность путем применения известного касательного преобразования Лежандра не дала вначале заметных результатов. Рассмотрение приближенных линеаризованных уравнений, соответствующих малым возмущениям в теории топкого крыла или тела вращения, привело к ряду важных результатов, среди которых следует особо выделить решение плоской дозвуковой задачи Прандтлем и Глауэртом в 1910 г., плоской сверхзвуковой задачи Аккеретом в 1925 г., с последующими уточнениями в исследованиях советского ученого Донова в 1937 г. Пространственная линеаризованная задача для симметричного обтекания тонкого тела вращения была рассмотрена Карманом и Муром в 1932 г. Аналогичная теория была затем в 1938 г. применена Ченем к случаю несимметричного обтекания тонкого тела вращения под углом атаки. Карман первый решил вариационную задачу о тонком теле наименьшего сопротивления в симметричном сверхзвуковом потоке. Дальнейшее развитие этой задачи принадлежало Хейсу и Джонсу, а также ряду советских ученых (В. Н. Жигулев, Ю. Л. Жилин, М. Н. Коган, [c.35]

Проблемой учета влияния сжимаемости на обтекание крыльев занимались зарубежные ученые профессора Л. Прандтль (Германия) и Г. Глауерт (.Лнглия), создавшие приближенную теорик> тонкого крыла, обтекаемого дозвуковым потоком под малым углом атаки. Полученные ими результаты можно рассматривать как частные случаи обшей теории обтекания, разработанной С. А. Хри-стиановичем. [c.13]

Здесь также изложено определение интерференционных характеристик летательных аппаратов для случаев их веустаповившегося обтекания. Ряд вопросов и задач связан с отысканием суммарных производных устойчивости тонких комбинаций летательных аппаратов, обтекаемых дозвуковыми и сверхзвуковыми потоками. Такие комбинации можно реализовать по схемам корпус — крыло (рули) или корпус — крыло — оперение (рули) . [c.593]

Проблемой учета сжимаемости при обтекании крыловых профилей занимались и виднейшие зарубежные ученые. Так, немецким профессором Л. Прандтлем и английским профессором Глау-эртом была создана приближенная теория крыла в дозвуковом потоке. Как показали исследования, она оказалась справедливой лишь для очень тонких профилей, обтекаемых под весьма малыми углами атаки. [c.22]

В 2 настоящей главы излагается приближенная теория профиля крыла для случая М< Мкр, известная в литературе под названием теории Прандтля-Глауэрта. Однако эта теория оказывается справедливой только для очень тонких профилей, обтекаемых под малыми углами атаки. В 1940 г. акад. С. А. Христианович в работе Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях [53] создал новую теорию учета влияния сжимаемости на распределение давления, а следовательно, на аэродинамические характеристики крыла. В основу своей работы С. А. Христианович положил метод изучения газовых потоков, предложенный акад. С. А. Чаплыгиным в 1896 г. и опубликованный в 1902 г. в его докторской диссертации О газовых струях , являющейся ныне фундаментом многих исследований по газовой динамике. [c.395]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...