Особенности сверхзвукового обтекания крыльев

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]

При увеличении скорости обтекания, когда зона распространения возмущений сужается и линия Маха располагаются позади передних кромок, как это показано на рис. 8,1.3, б, нормальная составляющая скорости становится больше звуковой. На самом деле из рис, 8.1,3. 6 видно, что угол наклона линии возмущений <п/2—X, следовательно, sin i = l/M ,< os х и поэтому = Veo OS х>а . Такая передняя кромка называется сверхзвуковой, Обтекание сечений крыла в области передней кромки носит сверхзвуковой характер, особенностью которого является отсутствие взаимодействия между нижней и верхней поверхностями. [c.298]

Расчет параметров обтекания. Характерной особенностью сверхзвуковых газовых течений является возникновение в них скачков уплотнения и линий слабых возмущений (линий Маха). От этого зависят величина и распределение параметров сверхзвукового обтекания, таких как скорость, давление, температура и др. Если экспериментальным путем найдена система скачков и линий Маха, то можно определить указанные параметры, характеризующие обтекание заданной поверхности, в частности профиля крыла. Рассмотрим некоторые методы этого определения. [c.209]

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]

В линейной теории вычисления могут быть проведены относительно простыми аналитическими средствами, так как линеаризированные уравнения потока в основном совпадают с уравнениями волнового движения малой амплитуды. Следовательно, многие хорошо известные методы теории волн могут быть применены в такой упрощенной сверхзвуковой аэродинамике это особенно справедливо для случая тонких тел вращения (например, для фюзеляжа самолета, корпуса снаряда и для плоских тел, подобных крылу самолета). В этих случаях может быть сделано дальнейшее упрощение, которое касается граничных условий задачи, а именно, требования плавного обтекания. Это условие определяет, в случае осесимметричного потока, направление вектора скорости на поверхности, а в случае плоского тела — направление составляющей вектора скорости, лежащей в плоскости нормальной к средней поверхности тела. Линеаризированные дифференциальные уравнения при указанных граничных условиях можно решить точно, но, обычно, приходится применять численные и графические методы. Поэтому желательно дальнейшее упрощение задачи, которое достигается с помощью предельного перехода от точных граничных условий к условиям, относящимся к оси тела вращения или к плоскости плана крыла вместо действительной поверхности. Приводимые ниже результаты основаны на этом приближении. Строго говоря, только это приближение согласуется с допущениями линейной теории, потому что если удовлетворить граничным условиям на действительной поверхности, то, в рассмотрение, вообще, войдут члены высшего порядка, которые были отброшены в дифференциальных уравнениях. [c.13]

Отрыв потока с передней кромки может оказать влияние на весь режим обтекания поверхности. Как и в других случаях отрыва потока, вязкий поток отрывается на передней кромке под действием положительного градиента давления. При достаточно больших углах атаки крылового профиля положительный градиент давления на передней кромке с малым радиусом закругления оказывается достаточно большим, чтобы вызвать отрыв. При больших числах Маха отрыв потока с передней кромки зависит от интенсивности скачка уплотнения, образующегося около передней кромки. Даже при малых углах атаки тонкого крыла с большой стреловидностью и с заостренной передней кромкой поток отрывается от передней кромки с образованием вихрей над верхней поверхностью крыла, оказывая влияние на аэродинамические характеристики, в особенности в условиях взлета и посадки, а также под действием порывов ветра и взрывных волн в атмосфере. Другим интересным явлением считается отрыв потока с острия иглы, установленной перед тупой носовой частью тела при сверхзвуковых скоростях. Такая игла может способствовать уменьшению сопротивления и теплопередачи к летательным аппаратам, развивающим большие скорости ). Она может быть также использована как эффективное средство управления. [c.200]

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 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]

При определении аэродинамических характеристик крыльев необходимо учитывать ос< еиностп их сверхзвукового обтекання. Эти особенности обусловлены специфическим свойством сверхзвуковых течений, в которых возмущения pd пpo тpaняют я только вниз по потоку и а пределах конуса возмущений (конуса Маха) с углом при вершине ji =ar sin (I/M ,). [c.297]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...