Сверхзвуковое обтекание крыла

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА 651 [c.651]

Сверхзвуковое обтекание крыла [c.651]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА 653 [c.653]

Покажите, в чем состоят трудности в непосредственном использовании уравнений (9.495) для числовых расчетов потенциала скоростей и его соответствующих производных по кинематическим параметрам при не установившемся сверхзвуковом обтекании крыла. Преобразуйте уравнения к виду, более удобному для таких расчетов. [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]

Рис. 2.07. Сверхзвуковое обтекание крыла ромбовидного профиля

Из рис. 2.07 и 2.08 видно, что при сверхзвуковом обтекании крыльев ромбовидного и чечевицеобразного профилей, установленных под положительным углом атаки к потоку, средние давления снизу больше, чем сверху. Значит, эти крылья создают подъемную силу. [c.53]

Использование конических (однородных) решений волнового уравнения позволяло рассмотреть лишь довольно ограниченный класс крыльев. Расчет сверхзвукового обтекания крыльев произвольной формы в плане [c.158]

Эффективное решение задач с учетом концевого эффекта об установившемся сверхзвуковом обтекании крыльев конечного размаха произвольной формы и об обтекании крыльев, совершающих гармонические колебания, было дано Е. А. Красильщиковой. Методы решения этих задач изложены ею в статьях (1947—1951), а затем в последовательном виде в монографии (1952). [c.159]

Быстрый прогресс, достигнутый в развитии линейной теории сверхзвукового обтекания крыльев конечного размаха, ясно виден из сравнения монографии А. И. Некрасова (1947) по теории нестационарных движений крыла и монографии Е. А. Красильщиковой (1952). В монографии А. И, Некрасова отмечается, что две области последних исследований по нестационарной аэродинамике, именно, учет конечности размаха крыла и сжимаемости воздуха, представляют в настоящее время пограничную область между исследованным и неисследованным и отсутствуют какие-либо сведения об имеющихся в этих областях результатах. В монографии Е. А. Красильщиковой, опубликованной на пять лет позже, а также в упоминавшихся выше статьях других авторов изложены результаты, освещающие все принципиальные вопросы соответствующей теории ). [c.160]

Монография А. И. Некрасова, опубликованная в 1947 г., была в действительности написана в 1941 г. Тем не менее приведенная выдержка из этой монографии оставалась справедливой вплоть до 1946 г., когда были получены- первые важные результаты общего характера по сверхзвуковому обтеканию крыльев конечного размаха. [c.160]

Продолжая исследование вопроса динамического развития трещин, Б. В. Костров (1966) нашел решение нестационарной задачи распространения трещины продольного сдвига в безграничном упругом теле, причем было вычислено распределение напряжений вне трещины при произвольном временном законе перемещения концов трещины. Здесь использовались методы, развитые в задачах о сверхзвуковом обтекании крыла конечного размаха. [c.390]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА [c.395]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА 397 [c.397]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА 401 [c.401]

Особенности сверхзвукового обтекания крыльев [c.297]

Эти особенности обтекания крыльев сверхзвуковым потоком приводят к возникновению на их поверхности различных областей влияния, что проявляется в изменении соответствующих аэродинамических характеристик. [c.214]

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]

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]

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]

Рис. 8.18. Сверхзвуковое обтекание треугольного крыла со сверхзвуковыми кромками

Рис. 8.25. Сверхзвуковое обтекание плоского прямоугольного крыла

Рис. 8.26. Схема сверхзвукового обтекания плоского прямоугольного крыла ------------------линии Маха

Найдите производную F°- -= p в задаче о сверхзвуковом обтекании прямоугольного крыла бесконечного размаха. [c.258]

Рассмотрите схему числового расчета неустановившегося сверхзвукового обтекания тонкого крыла заданной формы в плане. [c.258]

Вычислите производные р" vi р° в точках Л, расположенных в четырех характерных зонах сверхзвукового обтекания (Мао = 1,25) прямоугольного крыла шириной 0 = 12 м и длиной / = 6 м. Координаты точки А (м) зона / — х — 2,5, 2 = 1 зона II — X = , 2 = 3 зона III — х = 5,5, z = 4 зона IV — х = 10, 2 = 4. [c.259]

Рис. 9.32. Схема сверхзвукового обтекания прямоугольного крыла = Л1 — ЦЬа S = = Si = s, — l/b , r= t- .

Рис. 9.41. Схема сверхзвукового обтекания треугольного крыла малого удлинения

Определите производные устойчивости при крене летательного аппарата, форма и размеры которого представлены на рис. 11.14. При вычислении используйте аэродинамическую теорию тонких тел (метод присоединенных масс), а также результаты исследований сверхзвукового линеаризованного обтекания крыльев при Мое = = 1,5. [c.602]

Центр давления. По линеаризованной теории сверхзвукового обтекания, центр давления треугольного крыла находится от вершины на расстоянии /з его высоты. Под влиянием интерференции с корпусом это расстояние, согласно данным табл. ХУ-1-1 [16], для г т =0,156 равно значению (Сцд)акр(т)Хд = 0,654-3 = 1,962. [c.607]

Решения уравнений вида (6.34) рассматриваются в теории сверхзвукового обтекания тонкого крыла [131]. Так как при хго > + /(0) край трещины не попадает в область Д<, то [c.499]

Динамическая неустойчивость обшивки несущих поверхностей летательных аппаратов в потоке газа, называемая также панельным флаттером, отличается от флаттера крыла двумя существенными признаками. Если классический изгибно-крутильный флаттер может наблюдаться как при дозвуковом, таки при сверхзвуковом обтекании крыла, то панельный флаттер является типичным лишь для сверхзвукового потока. Кроме того, в силу конструктивных особенностей панелей каркаса, амплитуда автоколебаний обшивки в режиме флаттера оказывается ограниченной. Поэтому повреждения конструкции при флаттере панели имеют усталостную природу, в отличие от взрывоподобного, спонтанного разрушения, наблюдаемого при расходящихся автоколебаниях типа флаттера крыла. [c.198]

При угле атаки, равном нулю, подъемную силу не создает в случае сверхзвукового обтекания крыло не только симметричного, ноинесимметричного профиля (рис. 2.12) на переднюю часть верхней поверхности крыла, где избыточное давление положительно, действует сила, направленная вниз и примерно равная силе, создаваемой разрежением на задней поверхности и направлениой вверх. При дозвуковом обтекании разрежение создалось бы и над передней частью крыла. [c.53]

Несколько по-иному развивались работы по сверхзвуковой аэродинамике. Здесь, как и в начале века, основными проблемами были общие вопросы теории ударных волн, разработка эксперимв стальных методов, исследование течений в соплах, диффузорах, изучение обтекания тел вращения, а с 40-х годов появилась новая задача сверхзвукового обтекания крыльев. [c.326]

Скоростной бафтинг — тряска хво -стового оперения при полете на больших скоростях вследствие возникновения волнового кризиса при сверхзвуковом обтекании крыла и других элементов самолета, расположенных впереди оперения, где происходит срыв потока за скачком уплотнения. [c.56]

Передняя кромка сверхзвуковая. Обтекание крыла можно рассчитывать по формулам, полученным для тонкой пластинки неограниченного размаха при условий, что скорость на6егаюгц го потока 1 ясо= 1 os к>д , а соответствующее число соьх>1. [c.286]

Общее решение задачи о сверхзвуковом обтекании крыла конечного размаха было дано Е. А. Красилыциковой (1947). Подробное изложение этих работ дано ею в Учёных записках МГУ , вып. 154, 1931. См. также книгу Ф. И. Франкль и Е. А. Карпович, Газодинамика тонких тел, Гостехиздат, 1948. [c.566]

Наконец, сделаем еще следуюн1 ее замечание. Здесь, как и везде, говоря о крыле, мы подразумеваем, что оно расположе1Ю своими кромками перпендикулярно к движению. Обобщение на случай любого угла у между направлением движения и кромкой угол скольжения) вполне очевидно. Ясно, что силы, действующие на бесконечное крыло постоянного сечения, зависят только от нормальной к его кромкам составляющей скорости натекающего потока в невязкой жидкости составляющая скорости, параллельная кромкам, не вызывает никаких сил. Поэтому силы, действующие на крыло со скольх<ением в потоке с числом Mi,— такие же, какие действовали бы на то же крыло без скольжения в потоке с числом Мь равным Mi sin у. В частности, если Mi > 1, но М] sin Y < 1, то специфическое для сверхзвукового обтекания волновое сопротивление будет отсутствовать. [c.654]

При определении аэродинамических характеристик крыльев необходимо учитывать особенности их сверхзвукового обтекания, заключающиеся в том, что малые возмущения распространяются только по потоку и в пределах конуса возмущений (конуса Маха с полууглом при вершине ц = = ar sin ). [c.213]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Ha рис. 9.32 показаны схема сверхзвукового обтекания прямоуго.льного крыла и соответствующие области интегрирования для четырех участков поверхности, в которых располагается заданная точка. 4(x i, 2i). Получим общие выражения [c.382]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...