Расчет треугольного крыла

В приводимых ниже вопросах и задачах рассмотрен расчет с помощью метода источников треугольных консолей и крыльев с симметричным профилем, имеющих дозвуковые и сверхзвуковые передние кромки и расположенных под нулевым углом атаки Су = 0). Показано применение этого метода для расчета треугольных крыльев с симметричным профилем, имеющих среднюю кромку, при различном характере передних и средних кромок и при угле атаки а = 0. [c.214]

РАСЧЕТ ТРЕУГОЛЬНОГО КРЫЛА [c.228]

Г лава VI. Расчет треугольного крыла [c.230]

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]

Следовательно, поверхность ударной волны состоит из двух плоскостей с изломом при X = 0. Как показывает расчет, линии тока на поверхности крыла — прямые, наклоненные к оси симметрии под углом . Во втором приближении найденное решение содержит особенность типа источника (гг 7 0) в точке излома ударной волны (ж = 0, у = у ). Надо полагать, что излом волны и особенность появились за счет приближенности метода и в точном решении их нет (см. еще п. 4). Мы рассмотрели обтекание одной поверхности треугольного крыла. На затененной стороне при М° со образуется донный вакуум [4], и можно считать, что р = 0. В результате такой схемы обтекания для коэффициентов Сх Су отнесенных к площади крыла в плане, имеем выражения [c.258]

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]

Расчеты обтекания треугольного крыла (ромбовидного поперечного сечения) [4] были выполнены при допущении о справедливости закона плоских сечений для крыльев предельного малого удлинения и при замене вихревой пелены дискретными вихрями. Как показало сравнение с экспериментом, результаты расчетов с качественной стороны правильно отражают влияние толщины крыла на характеристики обтекания. В этом случае вихревая пелена сходила с кромки крыла по касательной к нижней поверхности крыла (при положительных углах атаки). [c.241]

Действие хлопка на сооружения. Для лучшего понимания действия перепада давления на различные сооружения заметим, что избыточное давление Ар = = 10 кгс/м создает на дверь площадью 2 м нагрузку в 20 кгс. Маневренный самолет с длиной фюзеляжа 15 м при М = 1,5 на высоте Н = 6000 м создает Др = 11 кгс/м . Неманевренный сверхзвуковой самолет весом 70 тс с треугольным крылом при полете на высоте 20 ООО м и числе М=2 создает Др=5 кгс/м ,на малых высотах (примерно 5—8 км) перепад возрастает до 12—18 кгс/м . Не секрет, что все сооружения строятся с расчетом на ветровую нагрузку, соответствующую давлению воздуха, движущегося со скоростью более 140 км/ч и создающего на 1м стены избыточное давление в 100 кгс, т. е. в 5—7 раз больше хлопка. [c.14]

Решение задачи для треугольного крыла (ш = 1) в точной постановке, т. е. с расчетом поля течения в невязком ударном слое (5.51)-(5.53), накладывает более жесткие условия на существование автомодельного течения. Анализ показал, что автомодельность внешней задачи имеет место только при I = 3/4. Действительно, если ввести для внешней области течения переменные [c.211]

Для изучения аэродинамиче ских характеристик тонких треугольных крыльев были выполнены расчеты системы уравнений (5.70) в широком диапазоне изменения определяющих параметров задачи [Дудин Г.Н., Нейланд В. Я., 1976, 1977 . [c.215]

Если при достаточно больших значениях числа Reo рассматриваемое течение может быть описано уравнениями пограничного слоя и внешнего невязкого потока, то оно должно быть автомодельным, т. е. возможно преобразование, уменьшающее число независимых переменных. Такое преобразование, сводящее задачу к двумерной, приведено в работе [Ладыженский М.Д., 1964]. Полученные уравнения использованы в работе [Ладыженский М.Д., 1965] для расчета обтекания треугольного крыла. Однако как показано в статьях [Козлова И.Г., Михайлов В.В., 1970], принятая в статье Ладыженский М.Д., 1965] схема течения противоречива, и течение в пограничном слое на треугольном крыле должно отличаться от течения на скользящей пластине. [c.219]

Выше в данной главе было рассмотрено обтекание полубесконечных треугольных крыльев на различных режимах вязко-невязкого взаимодействия и показано, что при определенных условиях трехмерные уравнения пограничного слоя с помощью введения автомодельных переменных можно привести к двумерным, для которых были развиты соответствующие методы расчета. Вопросы связанные с обтеканием полубесконечных треугольных крыльев как плоских, так и при наличии толщины достаточно подробно изложены в монографии [Башкин В.А., Дудин Г.Н., 2000] и поэтому в данной монографии не рассматриваются. [c.231]

На рис. 5.23, 5.24 представлены результаты расчета давления ро и значения продольной скорости на втором слое П2 [г] = 0,15) в плоскости симметрии треугольного крыла = О вдоль оси х в безразмерных переменных подобия, в которых решалась краевая задача (5.114)-(5.116). [c.235]

Численное решение системы уравнений пространственного пограничного слоя на треугольном крыле на режиме сильного вязкого взаимодействия получено с помощью метода, описанного в работе [Башкин В.А., Дудин Г.П., 2000]. Следует отметить, что в расчетах использовалась система уравнений пограничного слоя (5.114) (5.116) в системе координат, связанной с осью симметрии крыла (при рассмотрении обтекания полубесконечных крыльев в этих уравнениях необходимо положить х = 0). [c.315]

Проведенные расчеты показали, что хотя изменение угла скольжения не влияет на определение координаты перехода (выполнение равенства (7.56)), это изменение существенно влияет на распределение коэффициентов напряжения трения, теплового потока, а также на распределение толщины пограничного слоя и давления по размаху крыла. При обтекании треугольного крыла под углом скольжения возможно течение, которое на одной половине крыла закритическое, а на другой — докритическое. Это означает, что какие-либо возмущения, возникающие в пограничном слое, например, в плоскости симметрии холодного крыла, распространяются в докритической области вплоть до передней кромки, в то время как на другой реализуется течение, соответ ствующее обтеканию полубесконечной скользящей пластины. [c.334]

Как уже отмечалось выше в 7.4.3, при рассмотрении обтекания треугольного крыла с Aw (z) = (1 + z ) в выражении для толщины (7.60) автомодельный вид решений системы уравнений (7.70)-(7.72) в закритических областях получается, если результаты расчетов представлять в виде [c.342]

Рассмотрим пример обтекания треугольного крыла со степенной формой поперечного сечения, для которого функция (2) = (1 —, где показатель степени а 0. Во всех приведенных ниже численных расчетах предполагалось, что а = 1, 7 = 1,4 и 2о = 1 (полуугол при вершине крыла сио = 45°). На рис. 7.25 представлены распределения давления и толщины вытеснения пограничного слоя А по координате г при значении а = 9,25 и В = 0 0,1 0,5 0,85 (кривые 1 ) в зависимости от величины параметра В и соответствующее распределение толщины крыла А . [c.343]

Рис. 17.3. К контролю ча сходимостью итерационного процесса но наибольшим относ11тельн1им колсба1гиям нагрузок. Пример расходящегося процесса расчета треугольного крыла (А.—1,0)

Расчет производных тонкого треугольного крыла осуществляется с помощью соотношений, вид которых определяется характером передних кромок. При Мао = 1,5 эти кромки дозвуковые [угол Маха Цао = ar sin(l/Moo) [c.465]

Решение рассматриваемой изопериметрической задачи при постоянных параметрах потока, даже в классе V-образных крыльев с заданным углом 7, сталкивается со значительными трудностями, обусловленными не столько необходимостью проведения массовых параметрических расчетов обтекания крыльев на разных и заранее неизвестных в силу условия Су = onst режимах, сколько из-за не-разрешенности вопросов существования и единственности. Поэтому г и Су не задаются, а рассчитываются для некоторой последовательности волнолетов с плоской нижней поверхностью (7 = тг/2) [1]. Такой подход позволил при 7 G [тг/2, 7 ] получить зависимости К ) (рис. 1, штриховые кривые 1-4) и сравнить аэродинамическое качество V-образного крыла с аэродинамическим качеством эквивалентного плоского треугольного крыла на режимах обтекания с присоединенной на передних кромках ударной волной. [c.674]

Как показывают экспериментальные исследования, на крыльях сложной формы в плане малого удлинения и сравнительно большой стреловидности по передней кромке (типа ТУ-144 или Конкорд ) на умеренных углах атаки реализуется отрывное обтекание, аналогичное рассмотренному выше отрывному обтеканию треугольного крыла. В этом случае задача о расчете обтекания такого крыла может быть [c.249]

Проиллюстрируем изложенное на примере изучения обтекания треугольного крыла, удлинение которого Х. = 1,0. Расчет его характеристик проводился от Ot = 0 до а = 35° с шагом Дсс = 5 , причем при ос = 30° имела место частичная нееходимость процесса, а при а = 35° — полная. [c.375]

Одним из замечательных результатов теории Джонса является тот факт, что па подъемную силу в любой точке хорды влияет только течение впереди рассматриваемой точки, и она не зависит от условий течения по потоку, тогда как в случае крыльев больгпого относительного удлинения Прандтля, местная подъемная сила в основном зависит от влияния свободных вихрей по потоку. Теория Джонса составляет важное дополнение к теории Прандтля, и, но мнению автора, очень удовлетворительным способом завергпает теорию крыла. Следует упомянуть подобную идею, ранее использованную Мунком [13] для расчета сил, действующих на корпус дирижабля, в задаче, которая сегодня устарела. Мунк не подумал о возможности применить ту же самую идею к теории крыла, тогда как Джонс осознал значение подобной теории для решения вполне современной задачи, а именно задачи треугольного крыла. [c.65]

Краткий вывод основной системы уравнений и анализ некоторых ее свойств дан автором ранее в [6, 7]. В [8] содержатся нолученные в рамках первого ириближения метода интегральных соотношений примеры расчета обтекания треугольного крыла в режиме, соответ- [c.344]

Таким образом, показано, что решение задачи о сильном вязком взаимодействии вблизи передней кромки является неединственным. Численные результаты расчета на треугольном крыле будут приведены ниже в разделе 5.4.7. [c.223]

Расчет течения на треугольной пластине проводился интегральным методом. Подробно метод описан в статье [Козлова И.Г., Михайлов В.В., 1971]. Число <т = 1, поверхность считалась теплоизолированной. На рис. 5.19 и 5.20 приведены результаты расчета параметров 5 , Си и с ,. Соответствующие параметры для скользящей пластины с ujQ = 30° нанесены пунктиром, для треугольных крыльев с ujq = 30° и 60° — соответственно штрих пунктирной и сплошной линиями. Эти результаты можно рассматривать как распределение параметров в сечениях х = onst. Из приведенных результатов видно, что отличие течений на треугольной и скользящей пластинах возрастает с уменьшением угла между передней кромкой и направлением набегающего потока. При ujQ = 30° давление вблизи оси треугольной пластины уже примерно на 70% превышает давление на скользящей пластине. На основании полученных резуль- [c.225]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...