Расчет стреловидного крыла

РАСЧЕТ СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛА [c.167]

Г лава V. Расчет стреловидного крыла [c.170]

Глава V. Расчет стреловидного крЫла [c.180]

Глава V. Расчет стреловидного КрЫла [c.206]

При расчете аэродинамических характеристик профилей стреловидных крыльев следует учитывать эффект скольжения, который, как видно из задач, приведенных в следующем разделе, в значительной степени определяет аэродинамические свойства стреловидных крыльев конечного размах.з. С учетом отмеченного -аффекта скольжения для расчета аэродинамических характеристик профилей, принадлежащих стреловидным крыльям, или скользящих крыльев можно использовать все указанные выше методы расчета. [c.172]

Исследовать влияние коэффициента температуропроводности на уровень и распределение температур в носовом профиле стреловидного крыла сверхзвукового летательного аппарата кратковременного действия, имеющего форму затупленного клина (рис. 17.2). Аэродинамический нагрев тел, обтекаемых потоком воздуха, обусловлен эффектами диссипации энергии, повышением температуры в зонах динамического сжатия потока и высокой интенсивностью теплоотдачи, характер- р с 172 ной для носовых частей затупленных тел. Информация о тепловом режиме элементов конструкции необходима для прочностных расчетов. Температурное поле в носовом профиле помимо условий обтекания, формы и геометрических размеров тела в условиях неустановившегося полета зависит также от физических свойств материала, из которого изготовлен профиль. В частности, неравномерность распределения температур и, следовательно, величины термических деформаций зависят от коэффициента температуропроводности материала а = = Х/(ср). [c.263]

Расчет обтекания треугольных крыльев малого удлинения с отрывом потока, включая стреловидные крылья при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, приводится в работах [6—151. Эти методы расчета являются приближенными и основаны на линейной теории влияние угла атаки, кривизны, толщины рассчитываются в отдельности и затем суммируются. Несмотря на большой угол схода вихрей, при соответствующем его выборе расчетные значения нормальной составляющей силы и положение центра давления для треугольных крыльев с удлинением 1—4 хорошо согласуются с экспериментом. [c.201]

На рис. 6 приведен пример расчета обтекания треугольного стреловидного крыла конечной толщины, выполненного методом [1, 2] с выделением границ конического течения, осуществляемым с помощью предлагаемого алгоритма построения поверхностей разрывов. Вершина исследуемой конфигурации, схематически изображенной в левом верхнем углу на рис. 6, расположена в начале декартовой системы координат xyz. Передние кромки лежат в плоскости xz и образуют с положительным направлением оси х угол 45°, а линии, лежащие на поверхности крыла в плоскости ху, образуют с осью х угол 5°. Вектор скорости набегающего потока направлен вдоль х и Моо = 3. При указанных условиях кромки крыла обтекались с присоединенным скачком уплотнения и возникающее течение симметрично относительно плоскостей ху VL XZ. Расчет велся в области 7>0иС>0с выделением поверхностей сильного и слабого разрывов. Распределение параметров и форма границы определялись в процессе установления по коорди- [c.184]

Обратим внимание на метод расчета аэродинамических характеристик стреловидного крыла на режиме полета, когда М < Мкр. [c.434]

Рассмотрим расчет сверхзвукового обтекания стреловидного крыла в каждом из этих случаев. [c.286]

В работе Хоскина и Радока (Нозкхп а Ка( ок [1]) в связи с расчетом стреловидного крыла рассмотрена задача о напряжениях в квадратной пластинке при некотором сложном нагружении. К противоположным вершинам квадрата приложены направленные по диагонали сосредоточенные силы, и, кроме того, две смежные стороны его подвержены распределенным по определенному закону касательным напряжениям. Рассматриваемый нагруженный квадрат заменяется близким к нему криво- [c.594]

До сих пор мы рассматривали задачу о пограничном слое в двумерном течении. Теорией трехмерного пограничного слоя в газе стали заниматься в середине 40-х годов. В 1946 г. В. В. Струминский обобщил основные интегральные методы расчета двумерного пограничного слоя на случай пространственного пограничного слоя газа на плоской пластинке, движущейся со скольжением. В самом начале 50-х годов опубликованы работы по трехмерному пограничному слою газа на поверхностях тел вращения, на стреловидных крыльях (В. Д. Хейз, Ф. К. Мур и др.). [c.326]

Второе характерное ограничение теории несуш,нх линий касается стреловидности крыла, особенности, которая принята на высокоскоростных самолетах по причинам, подробнее объясненным нами в главе IV. Если мы заменим стреловидное крыло на стреловидную несу-гцую линию, то расчет скоса потока окажется очень трудным, потому что возникают математические бесконечности на несугцей лнннн. [c.62]

Применение метода Спенса проиллюстрировано на примере расчета пограничного слоя при обтекании воздухом стреловидного крыла при отсутствии теплообмена число Маха набегающего потока Моо = 2 число Рейнольдса в месте перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный (при Хи=0,2 ло хорде профиля как определяющему размеру) составляло 9,5-10 . Расчет ламинарной части пограничного слоя выполнен по методу А. Д. Янга [Л. 269]. Из этого расчета получена величина 6 в месте перехода, которая принята за начальное значение толщины потери импульса при расчете турбулентного пограничного слоя. Результаты расчета значений толщины потери импульса 0 и касательного напряжения на стенке сопоставлены с данными, полученными по методу А. Д. Янга. В табл. 13-3 приведены данные расчета по двум методам. Видно, что [c.490]

Для практического определения аэродинамических характеристик стреловидных крыльев В. В, Струминским и Н. К. Лебедь (1952) также было применено видоизменение теории несущей нити. В основу были положены идеи приближенного расчета немецкого ученого И, Вайсзингера. Стреловидное крыло заменялось ими одной вихревой нитью, расположенной на линии /4 хорд с циркуляцией переменной интенсивности по размаху. Предполагалось, что свободные вихри за крылом образуют плоскую вихревую пелену и что справедлива гипотеза плоских сечений. При решении задачи граничное условие удовлетворялось на линии /4 хорд. Полученное интегро-дифференциальное уравнение решалось методом разложения циркуляции в тригонометрический ряд. В результате был получен метод практического расчета распределения циркуляции по размаху стреловидного крыла и его суммарных аэродинамических характеристик с неотклоненными и отклоненными щитками и элеронами при дозвуковых скоростях. [c.94]

Работы по рациональной аэродинамической компоновке стреловидных крыльев, широко применяемых в авиации, проводились В, В, Струминским, Н. К, Лебедь, К. К. Костюком, Ю. А. Гореловым, М, Н. Некрасовой, Г. А. Юдиным, Л. М. Домбровской и др. Они опирались на расчеты крыльев конечного размаха и многочисленные систематические испытания в аэродинамических трубах. [c.94]

К работам по теории крыла конечного размаха тесно примыкают исследования взаимодействия несущих поверхностей с телами вращения (интерференция). А. А. Дородницыным (1944) было предложено решение задачи об определении несущих свойств системы, состоящей из крыла большого удлинения и тонкого длинного фюзеляжа. Крыло заменялось несущей линией (пронизывающей фюзеляж) с переменной по размаху циркуляцией и сходящими с нее свободными вихрями, а фюзеляж — соответствующими особенностями, расположенными на оси. В. Ф. Лебедев (1958) обобщил метод А. А. Дородницына на случай стреловидного крыла и крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем. В работе А. А. Никольского (1957) предложено правило расчета подъемной силы а индуктивного сопротивления и рассмотрены некоторые задачи оптимизации системы крыло — фюзеляж в случае, когда крыло мало возмущает осесимметричный поток вокруг фюзеляжа. Вихревые линии, сходящие с крыла, при этом криволинейны и расположены вдоль линий тока исходного осесимметричного потока около изолированного фюзеляжа. А. И. Го-лубинский (1961) разработал метод решения задачи для обтекания крыла с бесконечно длинным цилиндрическим фюзеляжем. При этом для крыла использовалась теория несущей поверхности, а на поверхности фюзеляжа удовлетворялись граничные условия и путем разложения в ряды с помощью цилиндрических функций решалась соответствующая краевая задача. Расчет и опыты показали, что если диаметр фюзеляжа сравним с размахом крыла, то аэродинамическая сила, возникающая вследствйе интерференции, получается того же порядка, что и сила, действующая на изолированные консоли крыла. [c.97]

В чистом виде стреловидные крылья бесконечного размаха в лётной практике, естественно, не встречаются. Однако полученные результаты дают представление об общих свойствах таких крыльев. Г[ри этом, как будет показапо в гл. VIII, выводы, относящиеся к крыльям бесконечного размаха со скольжением, могут быть исполь ,ованы для расчета обтекания отдельных участков стреловидных крыльев конечного размаха, имеющих сверхзвуковые кромки. [c.287]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...