Характер задней кромки крыла

Характер задней кромки крыла. Преобразование [c.187]

Часть границы от С до С имеет характер задней кромки в дозвуковом потоке. Очевидно, что сигналы, выходящие из точек, лежащих между С и Д покрывают часть плоскости крыла они могут создать дополнительный поток, который обеспечит у этой части задней кромки плавное течение, удовлетворяющее условию Жуковского. Другими словами, если имеются части задней кромки, на которых составляющая скорости, нормальная к задней кромке, будет дозвуковой, то решение задачи обтекания будет единственным при выполнении условия, аналогичного условию Жуковского. Этому условию можно удовлетворить, если потребовать обращения в нуль плотности подъемной силы вдоль линии СО. [c.42]

Наиболее простой вихревой системой, заменяющей крыло конечного размаха, будет система, состоящая из одного несущего вихря с напряженностью Г (рис. 166) и двух параллельных свободных вихрей с такой же напряженностью, сбегающих с концов крыла и простирающихся до бесконечности (необходимость последнего обстоятельства вытекает из теоремы о том, что вихревая нить нигде внутри жидкости не может окончиться и должна состоять все время из одних и тех же частиц эта теорема имеет чисто кинематический характер и поэтому одинаково приложима как к свободному вихрю, так и к системе, состоящей из несущего и свободных вихрей). Однако в действительности подъемная сила отдельных элементов (профилей) крыла по мере приближения к концам крыла уменьшается, поэтому указанная вихревая система является лишь первым приближением. Для получения системы вихрей, более точно заменяющей крыло конечного размаха, следует наложить друг на друга очень большое число упрощенных систем, каждая из которых имеет бесконечно малую напряженность и свой размах (рис. 167). Такая система вихрей дает приближенную картину поверхности раздела, сбегающей с задней кромки крыла, однако без учета тех изменений, которые эта поверхность испытывает по мере удаления от крыла вследствие возрастающего свертывания. Чем меньше подъемная сила, тем медленнее происходит свертывание поверхности раздела, и в предельном случае очень малой подъемной силы этим свертыванием при определении поля скоростей вблизи крыла можно полностью пренебрегать. [c.284]

В главе V рассматриваются пространственные течения, возникающие при обтекании крыльев различной формы в плане на режимах не слабого гиперзвукового взаимодействия. Изучен вопрос о характере передачи возмущений вверх по потоку от плоскости симметрии и от задней кромки крыла. [c.19]

На рис. 5.28 представлено распределение давления р и толщины 5е по крылу для случая расчета пограничного слоя с разрежением на задней кромке крыла С = —0,5). Результаты представлены в безразмерных физических переменных. Распределение безразмерного значения коэффициента напряжения трения в продольном направлении Ти представлено на рис. 5.29. Видно, как при приближении к задней кромке крыла монотонный характер изменения по размаху крыла переходит в немонотонный. [c.236]

Следует отметить значительное уменьшение давления на подветренной стороне крыла с увеличением угла атаки. Однако при х= = 2 величина возмущенного давления существенно превышает р в набегающем потоке (линия 6) и в окрестности задней кромки при заданном распределении давления характер течения изменяется от режима разрежения до сжатия. [c.248]

Распределения давления и его пульсаций. В качестве иллюстрации на фиг. 1 приведено распределение давления по верхней поверхности среднего сечения (г = 0) скользящего крыла при закритическом обтекании (М = 0.808, Ке = 5.7 10 ) на различных углах атаки (а = 0-5.25°). Величина рассчитана с учетом скольжения (% = 24°). Эпюры давления в передней части профиля (х < 0.5) имеют практически "полочный" характер. Местная сверхзвуковая зона при а > О замыкается скачками уплотнения. Условно за положение скачка уплотнения (х ,,) принято начало резкого роста статического давления. Отметим, что вблизи задней кромки верхней поверхности (х = 0.95, = Ср ) при углах атаки а > 3° наблюдается, согласно [3], ярко выраженное отрывное обтекание (Ср < 0), обусловленное отрывом, вызванным скачком уплотнения (волновым отрывом, [4]). Од- [c.115]

Величину наложенной циркуляции определим, пользуясь постулатом Чаплыгина о плавном обтекании задней кромки крыла, представленным формулой (80), Заметим, что последние два сомножителя в только что составленном выражении комплексной скорости имеют чисто геометрический характер и не завнсяг от кинематических условий обтекания — скорости и угла атаки. Это делает простым пересчет распределений скоростей с одного угла атаки [c.313]

Рассмотрим схемы дозвукового обтекания сечения несущей поверхности, изображенные на рис. 9.13, а, б. Такой характер обтекания, когда критическая точка сдвинута относительной задней кромки, наблюдается в редких случаях и лишь в начальный момент как следствие резкого изменения параметров движения. В этот момент циркуляция еще не возникает, свободные вихри не отделяются от присоединенных, начальный вихрь не сходит с задней кромки. Таким образом, этому моменту соответствует бесциркуляционное течение, при котором циркуляция по замкнутому контуру, охватывающему любое сечение крыла, равна нулю. Очевидно, в данном случае ни за крылом, ни на его поверхности свободные вихри не появ- [c.288]

Остановимся на особенностях обтекания крыла, связанных с характером течения около кромок и изломов. Рассмотрим картину обтекания некоторого сечения крыла. № рис. 1.4 представлены типы течений, отличающиеся характером обтекания передней и задней кромок. Опыт показывает, что течения, в которых задняя критическая точка сдвинута относительно задней кромки (рис. 1.4, й, б), в сформировавшемся течении, как правило, не реализуются. Они могуг иметь место лишь D первый момент после начала движения, когда циркуляция еще не образовалась и свободные вихри не сошли с крыла в поток (бесциркуляционное течение). При плавном обтекании образуется течение, когда поток не огибает заднюю кромку, а сходит с нее (рис. 1.4, с). Скорость жидкости у Задней кромки в этом случае оказьгаается конечной (выполняется гипогеза Чаплыгина — Жуковского). [c.28]

В связи с ростом скоростей полета самолета широкое применение сейчас находят стреловидные крылья и крылья малого удлинения различной формы в плане. Условия обтекания профиля в сечении таких крыльев как при малых, так и при больших скоростях могут суш,ественно отличаться от условия плоскопараллельного потока из-за пространственного характера течения. В ряде работ ЦАГИ были установлены основные закономерности перестройки обтекания профиля в системе стреловидных крыльев и крыльев малого удлинения. В. В. Струминским, Н. К. Лебедь и К. К. Костюком (1948) путем экспериментального исследования распределения давлений в различных сечениях стреловидных крыльев при малых скоростях было показано, что наиболее суш,ественным изменениям, обусловленным трехмерным характером течения, подвергается обтекание профилей, установленных в корневых и концевых сечениях стреловидного крыла, В корневом сечении крыла с прямой стреловидностью область повышенных местных скоростей смеш ается вперед к носку профиля по сравнению с эпюрой скоростей такого же профиля в условиях плоскопараллельного обтекания в концевом сечении происходит обратная перестройка, т. е. область повышенных местных скоростей смеш,ается к задней кромке профиля. В срединных сечениях стреловидного полукрыла большого удлинения условия обтекания близки к условиям на скользящем крыле бесконечного удлинения. В работе Я. М. Серебрийского и М. В. Рыжковой (1951) с помощью метода источников и стоков проводится приводящее к тем же выводам, что и эксперимент, теоретическое исследование симметричного обтекания профиля в системе тонкого крыла произвольной формы в плане при обтекании его потоком идеальной несжимаемой жидкости. Учет пространственного обтекания стреловидного крыла приводит к необходимости применения профилей различной формы на отдельных участках крыла. Такие специальные профили создавались для корневых и концевых отсеков стреловидного крыла (Г. П. Свищев, Я. М. Серебрийский, К. С. Николаева, М. В. Рыжкова). Существенное изменение местных скоростей происходит и на крыльях малого удлинения. При уменьшении удлинения за счет пространственности обтекания уменьшаются возмущения на поверхности профиля, причем для малых удлинений это уменьшение возмущений может быть весьма существенным не только в концевых, но и в средних сечениях крыла. [c.89]

В качестве примера на рис. 8.5.4 показана кривая, характери зующая изменение функции /з для стреловидного крыла с сужением относительной координатой гс=0,5 и величиной >.кр1дх1 3,67. Первая точка излома соответствует превращению в звуковую задней кромки, а вторая передней. [c.332]

Анализ зависимостей пульсаций статического давления по углу атаки, р а) в диффузорной части профиля крыла (х > дозвуковые местные скорости, Ср < Ср,г ) при фиксированных значениях координаты х (фиг. 6, а) показывает, что моменту возникновения отрыва пограничного слоя соответствует начало резкого роста пульсаций давления (а = а р). При этом на углах атаки а > в отрывной зоне пульсации давления имеют тенденцию к увеличению по мере продвижения к задней кромке (например, М = 0.808, а > 3°, л = 0.7-0.9, фиг. 6, а). Это обстоятельство и является причиной изменения характера зависимости р х) при а, М = onst на режимах отрывного обтекания (например, М = 0.808, а = 4°, фиг. 2). [c.118]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...