Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла

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

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]

В случае продольного сдвига можно построить решение Для переменной скорости распространения щели, используя метод, развитый в теории сверхзвукового обтекания тонкого крыла. Пусть на разрезе вдоль / = О, О < л < /( ) в безграничном пространстве задано произвольное напряжение Ту, = —t(jt, t) при t О (начальные условия — нулевые). В этом случае коэффициент интенсивности напряжений /Сш выражается формулой [ ] [c.585]

СВЕРХЗВУКОВОЕ обтекание ТОНКОГО КРЫЛА [c.273]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ТОНКОГО КРЫЛ 277 [c.277]

В задаче о сверхзвуковом обтекании тонкого крыла ограничимся такой формой крыла в плане, при которой касательная к контуру крыла поворачивается монотонно при обходе контура (рис. 3.21.5). Выделим на контуре крыла характерные точки. Точки В н — концы крыла в направлении его размаха часть контура крыла между точками В и Ву, обращенная вперед, называется передней [c.379]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла [c.36]

В качестве третьего примера рассмотрим сверхзвуковое обтекание тонкого крыла (п. 2.1.3). Равенство (2.1.36) задает следующее разложение для осевой составляющей скорости [c.61]

Как и в описанной в предыдущем разделе задаче о сверхзвуковом обтекании тонкого крыла, равномерно пригодное разложение до первого порядка есть просто линеаризованное решение, в ко- [c.107]

Очень просто решается вопрос об определении обтекания тонкого крыла ялк дужки сверхзвуковым потоком (М >>1), если встать на путь применения линеаризированного уравнения (15 ). Рассмотрим, например, обтекание тонкого крылового профиля (рис. 107), образованного из двух кривых, имеющих уравнениями [c.337]

Рассчитайте параметры обтекания тонкого прямоугольного крыла, расположенного в сверхзвуковом потоке с числом Мо<,= 1,4 р = 9,8- Ю Па к = = Ср/су = 1,4) под малым углом атаки а = 0,1 рад. Хорда крыла 5 = 4 м размах / = 6 м. [c.217]

Линеаризированные уравнения движения сжимаемого газа могут быть использованы для приближенного исследования обтекания до-и сверхзвуковым потоком тонкого, мало изогнутого крыла при малых углах атаки. [c.334]

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]

Предпринята попытка распространить теорию обтекания потоком с большой сверхзвуковой скоростью тонких, заостренных впереди тел [1, 2 на случаи, когда передний конец тела слегка затуплен. Это обобщение имеет большое значение, так как в действительности невозможно осуществить идеально острые передние кромки тонких крыльев или передние концы корпусов летательных аппаратов. Даже при весьма тщательном изготовлении небольших моделей толщина их передних концов составляет несколько микрон, причем уже после кратковременного нахождения моделей в сверхзвуковом потоке тонкие передние концы разрушаются и приобретают толщину порядка 20 микрон. В случае крупных объектов едва ли можно говорить о толщине передних концов, меньшей одной или нескольких десятых миллиметра. [c.292]

В начале тридцатых годов теоретические результаты, относящиеся к обтеканию тел газом со сверхзвуковой скоростью, были немногочисленны. К задачам сверхзвуковой аэродинамики начал применяться приближенный метод малых возмущений. Этот метод пригоден для изучения обтекания таких тел, у которых все элементы поверхности образуют малые углы с направлением движения тела тонких заостренных впереди тел вращения и тонких крыльев с острой передней кромкой под малыми углами атаки, комбинаций фюзеляжа с крыльями и оперением и т. п. [c.154]

Это обстоятельство дало возможность развить общую теорию гиперзвукового обтекания тонких, притупленных впереди теп. Такое обобщение теории имеет большое значение, так как в действительности передние кромки крыльев или передние концы корпусов летательных аппаратов не являются идеально острыми при большой сверхзвуковой скорости полета тонкие передние концы тел неминуемо были бы разрушены из-за невозможности отвода через них больших количеств тепла, выделяющегося в потоке вблизи переднего конца тела. В то же время при таких скоростях малый размер затупленного переднего конца тела по сравнению с характерным продольным размером тела не может служить основанием для того, чтобы пренебречь влиянием затупления на течение в масштабах всего тела. Газ, сжатый до высоких давлений и нагретый до высокой температуры при прохождении им небольшого участка весьма интенсивной ударной волны перед затупленным передним концом тела, при дальнейшем движении вдоль тела сильно расширяется, образуя вблизи тела слой с малой плотностью, который может оказывать сильное влияние на все течение. [c.187]

Аэродинамические коэффициенты треугольного крыла. Рассмотрим основные выводы линеаризованной теории обтекания тонких треугольных крыльев сверхзвуковым потоком под малым углом атаки. [c.240]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха произвольной формы в плане. Концевой эффект и вихревая пелена. Обратимся теперь к общему случаю сверхзвукового обтекания тонкого крыла с острыми кромками. Как и в предыдущих параграфах, считаем крыло мало наклонённым к основному сверхзвуковому потоку и рассматриваем линейную задачу. Исследование этой задачи для случая произвольной формы крыла в плане дано в работах Е. А. Красильщиковой, а также в работах К. И. Бабенко. Уорда (Ward) и др. Дадим изложение, следуя Красильщиковой. [c.273]

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]

В качестве четвертого примера применения метода Лайтхилла рассмотрим построение равномерно пригодного разложения в задаче о сверхзвуковом обтекании тонкого крыла, которая обсуждалась в п. 2.1.3. Прежде чем выписывать разложение, удобно преобразовать исходное уравнение второго порядка в систему двух уравнений первого порядка. Положим [c.100]

Наиболее полно разработаны методы расчета, основанные на линейной теории сверхзвукового обтекания тонких тел. В основу этой теории положены предположения о том, что форма тела и характер его движения в сверхзвуковом потоке обеспечивают малость возмущений, т. е. малое отличие всех газодинамических параметров в возмущенной области течения от значений этих параметров в набегающем равномерном потоке. Из всех работ, посвященных линейной теории нестационарного сверхзвукового обтекания тел, следует упомянуть две монографии [1, 2]. Первая книга содержит ряд фундаментальных результатов, позволяющих разработать методы расчета нестационарного сверхзвукового обтекания тонкого крьша произвольной формы. Во второй книге дано систематическое изложение теории нестащюнарного сверхзвукового обтекания тонких тел различной формы. Следует также отметить большую и очень полезную работу, выполненную под руководством С. М. Белоцерковского, при создании атласа стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане [3]. [c.68]

Введение. Большинство результатов, достигнутых до настоягцего времени нри решении задач об обтекании тел сверхзвуковым потоком газа при наличии новерхности разрыва, относится к течениям, мало отличаюгцимся либо от поступательного течения, либо от обтекания угла (клина), либо от симметричного обтекания круглого конуса. Наиболее полно изучены плоские течения, близкие к поступательному (обтекание тонких профилей под малый углом атаки). Получены [1 приближения вплоть до малых величин четвертого порядка, считая за малую величину угол, который касательная к контуру профиля образует с направлением набегаюгцего потока. Пространственные течения, близкие к поступательному (обтекание тонких крыльев конечного размаха и тонких тел врагцения под малым углом атаки), изучены только в линейном ириближении. Почти во всех работах по исследованию течений газа, близких к обтеканию угла и конуса, уравнения газовой динамики, взятые в той или иной форме, линеаризуются но условиям за плоской или, соответственно, конической поверхностью разрыва. [c.443]

В трудах профессоров Е. А. Красильшиковой и С. В. Фалько-внча разработана теория обтекания тонких крыльев различной формы в плане сверхзвуковым потоком. [c.13]

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком тонкого крыла произвольной формы в плане (рис. 8.1.3). Точка О передней кром- [c.297]

Теперь сравним полученные экспериментальные результаты с данными расчетов по линеаризованной теории сверхзвукового обтекания тонкого треугольного крыла. Так как число =2,68, то соответствующий угол наклона линий возмущения (.1 = = ar sin (1/Моо) = ar sin (1/2,68) =22°. Проведя под этим углом линии Маха (см. рис. 4.2.11), можно убедиться в том, что эти линии проходят за передней и средней кромками, которые, таким образом, являются сверхзвуковыми. Для расчета аэродинамических коэффициентов необходимо воспользоваться соответствующими этому виду кромок зависимостями (4.2.14), (4.2.16)-f-(4.2.19). Входящий в эти зависимости коэффициент i = ljY2,6S —1=0,402. В соответствии с этим значением коэффициент подъемной силы [c.246]

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]

В рамках классической теории пограничного слоя [Prandtl L., 1904] задача об асимптотическом состоянии вязкого течения около твердого тела при больших числах Рейнольдса приводит к исследованию областей внешнего невязкого потока и пограничного слоя. Пограничный слой описывается системой уравнений параболического типа, а внешний поток при сверхзвуковых скоростях — системой гиперболического типа. Решения краевых задач для таких систем обладают тем свойством, что распределение искомых функций в некоторой области пространства определяется краевыми условиями на границе, лежащей вверх по потоку от этой области. Такая ситуация имеет место, например, при обтекании тонкого тела потоком с умеренной сверхзвуковой скоростью или в случае гиперзвукового обтекания, если только взаимодействие пограничного слоя с внешним потоком является слабым. Однако если краевые условия заранее неизвестны и подлежат определению при совместном решении задач для обеих областей, то ситуация будет иной. Это относится, в частности, к течению со свободным взаимодействием в области, расположенной перед точкой отрыва потока [Нейланд В. Я., 1969, а глава 1] или перед донным срезом тела [Матвеева Н.С., Нейланд В.Я., 1967 глава 3], а также к гиперзвуковому обтеканию пластинки конечной длины [Нейланд В. Я., 1970] и течению около треугольного крыла при сильном взаимодействии [Козлова И.Г., Михайлов В.В, 1970]. В таких задачах внешнее течение, а значит, и давление в пограничном слое, определяется распределением толщины вытеснения пограничного слоя, которое выражается интегральным образом через искомые функции этого слоя. Следствием интегро-дифференциального характера задачи является то, что возмущения, задаваемые в плоскости симметрии треугольного крыла, могут распространяться по потоку вплоть до его передних кромок. [c.187]

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком газа тонкого крыла конечного размаха [74], Угол атаки, под которым обтекается это крыло, будем полагать малым. Скорость иабегающего потока, давление и плотность обозначим соответственно через Vi, р1 и о,. Оси Хи у-1, выберем так, чтобы ось а совпадала с направлением скорости Уь С целью упрощения поставленной задачи будем полагать возмущения, создаваемые крылом, малыми. Движение газа будем считать установившимся н потенциальным. Массовые силы учитывать не будем, [c.465]

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]

VIII.12. Рассчитайте параметры обтекания тонкого прямоугольного крыла, расположенного в сверхзвуковом потоке с числом Моо = 1,4 (роо=1 кГ1см , k = p/ =lA) пол малым углом атаки а = 0,1 рас . Хорда крыла 6 = 4 м, размах 1=6 м. [c.397]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...