Профиль крыла в сверхзвуковом потоке

П а н и ч к и и И. А., О силах, действующих на колеблющийся профиль крыла в сверхзвуковом потоке, ПММ, 1947, т. XI, вып. 1, стр. 165—170. [c.97]

Рассмотрим тонкий профиль крыла в сверхзвуковом потоке. Пусть профиль расположен так, что его передняя кромка имеет координаты ж = О, у = т, а для задней кромки имеем ж = /, у = О, причем т I. Скорость набегающего потока совпадает [c.166]

Профиль крыла в сверхзвуковом потоке [c.196]

По данным табл. Г построены характеристические диаграммы Су = ф1(а), Сх = = Фг(а), т2 = фз(а), К=ц>4 а), Сц,д = ф5(а) профиля крыла в сверхзвуковом потоке с Моо =2,13, показанные на рис. 4.1.60 штриховыми линиями. [c.208]

Рис. 2.Х.2. Профиль крыла в сверхзвуковом потоке. Уравнение профиля и размеры

I4 Глава XIX. Основы теории профиля и крыла в сверхзвуковом потоке [c.444]

X. е. подъемная сила тонкого крыла в сверхзвуковом потоке не зависит от формы профиля и, следовательно, равна подъемной силе пластины, имеющей угол атаки, равный углу атаки хорды крыла. Для лобового сопротивления получаем формулу [c.233]

Рассмотрим простейший профиль крыла в виде бесконечно тонкой пластинки, установленной в сверхзвуковом потоке под углом атаки а. Схема обтекания такой пластинки показана на рис. 7.4.1. У ее передней кромки сверхзвуковой поток разделяется на две части—верхнюю (над пластинкой) и нижнюю (пол нею), не влияющие друг на друга. Поэтому сверхзвуковое обтекание каждой стороны можно исследовать независимо. [c.264]

Следует сказать, что на практике сравнительно редко используется метод теневых фотографий для количественной оценки плотности и других параметров газовых течений. Наиболее широкое применение этот метод нашел при исследовании аэродинамического спектра, характеризующего качественную картину обтекания. Такие спектры обтекания изображены на теневых фотографиях профиля крыла, расположенного в сверхзвуковом потоке (рис. 2.5.4 и 2.5.5). Одна из них получена при условии, что кромка ножа Фуко устанавливалась перпендикулярно направлению набегающего потока, а вторая — параллельно этому на- [c.102]

За счет частичной задержки восстановления давления в кормовой части тела вращения при сверхзвуковом обтекании (сдвиг сплошной кривой относительно пунктирной вниз по потоку) и возникает волновое сопротивление. Отсутствие восстановления давления, наблюдаемое в случае плоского крыла, приводит к резкой разнице между волновыми сопротивлениями крыла и тела вращения, имеющего меридианное сечение, совпадающее с профилем крыла. [c.331]

На теории Прандтля — Майера основано исследование течений не только около носка снаряда, но и в сопле Лаваля и около профиля крыла с передней кромкой в виде идеально острого клина. Укажем, например, на работу Я. Аккерета (1925) , в которой рассматривается обтекание сверхзвуковым потоком плоской пластинки при мал ом угле атаки а. [c.316]

Сверхзвуковой самолет летит на высоте Я=15 км со скоростью Мн=1,8 (где число Мн — число Маха, равное крыло самолета имеет тонкий симметричный профиль с хордой Ь=1,2 м. Определить удельные тепловые потоки аэродинамиче ского нагрева в отдельных точках профиля крыла, расположен [c.199]

В связи с тем, что критическое число Маха зависит от формы профиля, большое практическое значение имеет задача профилирования несущего крыла, при обтекании которого потоком заданной дозвуковой скорости Моо нигде на профиле не образуется сверхзвуковых зон. [c.143]

Сверхкритическим называется обтекание профиля крыла дозвуковым (на бесконечности) потоком, когда на нем возникают зоны сверхзвуковых скоростей. Считается, что если при обтекании фиксированного профиля монотонно повышать число М о, то после достижения критического значения Мкр во всем диапазоне Мкр < Моо реализуется сверхкритическое обтекание. Как отмечалось в 1 гл. 5, Мкр зависит только от формы профиля и показателя адиабаты. [c.169]

Рассмотрим расчет сопротивления стреловидных крыльев с до-звуковыми передними кромками, обтекаемых сверхзвуковым потоком под углом атаки. Как известно из предыдущего, по своим свойствам возмущенный поток около таких крыльев в направлении нормали к передней кромке является дозвуковым. Такое обтекание сопровождается перетеканием газа нз области повышенного давления в область, где оно меньше (с нижней стороны на верхнюю или обратно) и является причиной соответствующего силового воздействия на крыло. Для определения этого воздействия можно воспользоваться результатами исследования возмущенного движения несжимаемой жидкости около профиля в виде плоской пластинки, расположенной в потоке под углом атаки (см, 6,3). [c.363]

При увеличении стреловидности крыла одновременно уменьшается его удлинение и относительная толщина профиля крыла по потоку, что, как уже отмечалось выше, является характерной и желаемой тенденцией в изменении геометрических характеристик крыла с увеличением числа М. Таким образом, за счет изменения стреловидности крыла в соответствии с изменением числа М характеристики крыла и самолета в целом могут существенно приблизиться к характеристикам оптимального самолета. На каком-либо одном главном режиме полета (например, на больших сверхзвуковых скоростях) компоновка самолета будет близка к оптимальной. Но на остальных режимах его характеристики принципиально не могут быть такими, как у оптимального самолета. Тем не менее они будут ближе к ним, чем у самолета с неизменной геометрией крыла (см., например, зависимость /(max от числа М на рис. 1.1). [c.8]

Анализ результатов экспериментальных исследований показывает, что темп нарастания пульсаций давления вдоль хорды профиля скользящего крыла зависит от характера эпюры давления С (х) (фиг. 3, а). Наличие положительного градиента давления (например, при а = 1.5° и М = 0.778) способствует интенсивному росту пульсаций давления в передней части х < 0.6) профиля крыла (фиг. 3, б). В то же время быстрый разгон потока непосредственно у носка и сверхзвуковые скорости (низкое давление) на верхней поверхности (например, при а = 3° и М = 0.808 (фиг. 3, а)) приводят к пониженному уровню пульсаций давления и к более слабому темпу их нарастания вдоль хорды при X < 0.5 (фиг. 3, б). [c.116]

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]

Консоль крыла треугольной формы с тонким симметричным профилем (рис. 8.1) расположена в сверхзвуковом потоке (Моо = 1,5 роо = 9,8-10 Па k = -pi v = = 1,4) под углом атаки а = 0. Определите распределение давления на поверхности и вне крыла в окрестности корневой хорды и передней кромки, а также найдите волновое сопротивление консоли, имеюн.ей размеры = 5 м //2 = 4 м = 0,1 рад. [c.214]

Вычислить распределение температур в носовом профиле крыла (руля) сверхзвукового летательного аппарата в конечный момент полета т = 25 с для следующих условий обтекания профиля потоком воздуха (т) = = (400+80Т), м/с N (т) = (332 т + 40 — т ) м при (О < t < 20) с (т) — (2700—35т), м/с Я (т) = = (872т — 400) м при (20 <С т < 25) с. [c.269]

Рассмотрим тонкое слабоизогнутое крыло п-роизвольной формы в плане, имеющее конечный размах и расположенное в сверхзвуковом потоке под малым углом атаки. Возмущения, вносимые таким крылом в поток, будут малы, и для исследования обтекания можно применить линеаризованную теорию, подобно тому, как это делалось при изучении маловозмущенного течения около тонкого профиля (см. 6.2). Условия такого течеиия были заданы для скоростей в виде (6.1.1). Если рассматривается линеаризованный трехмерный газовый поток, то эти условия должны быть дополнены заданием для составляющей скорости по осн г. В соответствии с этим для линеаризованного трехмерного возмущенного течения будут действительны соотношения [c.291]

Определите аэродинамические коэффициенты профиля крыла в виде плоской пластинки с хордой >=2 м и длиной 1=Ъ м (рис. 2. П.10), обтекаемой сверхзвуковым диссоциирующим потоком воздуха под углом атаки а=20°, а также найдите соответствующие нодъем- [c.394]

Г. Ф. Б у р а г о [6], а при исследовании обтекания профиля сверхзвуковым потоком — мето до.м, сочетающим теорию косых скачков уплотнения и течения Прандтля — Майера (для профи ля крыла в р.иде тонкой пластины и для линейных профилен), и методом характеристик (для криволинейных профилей). [c.172]

Развитие приближенного метода Чаплыгина и, в частности, решение задачи о циркуляционном обтекании профиля сжимаемым потоком обусловили в значительной степени успех теории решеток, находящихся в потоке газа, которую можно рассматривать как обобщение теории обтекания профиля крыла. Именно использование приближенного метода Чаплыгина позволило исследовать дозвуковое обтекание решеток. Б этом направлении во второй половине 40-х годов были выполнены значительные работы (Л. И. Седов, Г. Ю. Степанов, Линь Цзя-цзяо, Дж. Костелло). Укажем, что расчет чисто сверхзвукового течения в решетках производится преимущественно по методу характеристик Прандтля — Вуземана, а теория смешанного до-и сверхзвукового течения до настоящего времени не разработана. [c.322]

Теперь рассмотрим структуру потока, созданную крылом, двигающимся со сверхзвуковой скоростью. Сначала ограничимся крыльями бесконечного размаха, т. е. задачей двумерного течения. Если профиль крыла тонкий, то возмущения, вызванные крылом, можно считать ма-.льтми. Поэтому предпо.ложим, в первом приближении, что структуру потока, созданную крылом, можно построить наложением малых возмущений, создаваемых точками крыла. Теорию подъема и сопротивлепия для такого крыла впервые разработал Акерет [6]. [c.114]

Выведенные здесь формулы для пересчета скоростей дают возможность решить практически важную задачу о том, какой по величине должна быть максимальная скорость нри обтекании профиля крыла несжимаемой жидкостью для того, чтобы в условиях потока газа с заданной скоростью на бесконечности на профиле не появились области движения газа со сверхзвуковой скоростью. Зная для каждой скорости полета величину этой максимальной скорости на профиле крыла, пли, что всё равно, величину соответствующего ей минимального давления при обтекании несжимаемой жидкостью, можно по данным продувок профилей на распределение давлений прп малых скоростях выбрать профиль, у которого в полете не будет сверхзвуковой области и, следовательно, не сможет возникнуть скачок уплотнения, сопровождаемый волновым сопротивлением. Зная минимальное давление на профиле крыла, можно решить и обратную задачу, т. е. определять максимальную допустимую для данного профиля скорость полета (допустимую в том смысле, чтобы при этом не появлялась сверхзвуковая область па профяле). [c.400]

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]

На фиг. 86 приведена фотография обтекания хвостовой части крылового профиля при большой дозвуковой скорости невозмущённого набегающего потока. В образующейся при этом около крыла местной сверхзвуковой зоне виден скачок уплотнения [c.208]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...