Задняя кромка - крыло
Cтраница 4
Заметим, что значение скорости U на задней кромке берется или из опытного распределения давлений по поверхности крыла или при помощи той экстраполяции теоретической кривой, о которой шла речь в конце предыдущего параграфа. Полученная таким образом величина и будет толщиной потери импульса п сечении следа на задней кромке крыла. [46]
Рассмотрим еиерь такое распределение по. Тогда следствием этой убывающей к концам кр па циркуляции пудет ю, чю с задней кромки крыла всюду, где меняется Г, будут отходить вихревые нити. [47]
При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части ( донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления разделяют, в свою очередь, на две составляющие: сопротивление от давления на боковую поверхность - головное сопротивление и сопротивление от давления на донный срез - донное сопротивление. [48]
Появляющиеся вихри вновь усиливают циркуляцию и возвращают линию отрыва к кромке крыла. При постоянной скорости движения самолета описанный процесс носит регулярный характер - вихри периодически отрываются от задней кромки крыла и поддерживают практически постоянную величину циркуляции. [49]
Как уже было показано выше, позади крыла образуется вихревая пелена, которая отделяется от задней кромки крыла и простирается назад в бесконечность параллельно потоку. [50]
Я - переменный параметр, Ci - контур, окружающий крыло, и dw / dz - комплексная скорость течения. При определении dw / dz, помимо удовлетворения граничных условий, требуется удовлетворить и условию конечности скорости на задней кромке крыла. Это последнее требование привело Кочина к сложному уравнению для определения циркуляции вокруг крыла. [51]
 |
Схема сверхзвукового обтекания пластинки. рв - С pt. [52] |
Наличие скачков уплотнения может вызвать отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. В случае крыльев конечного размаха треугольного или стреловидного типа, когда составляющая скорости набегающего потока, нормальная к передней или задней кромке крыла, меньше скорости звука, явление еще более усложняется. [53]
Мелкие пузырьки воздуха в воде позволяют видеть вихревую пару течения, показанного на предыдущем снимке, в сечении, проходящем через заднюю кромку крыла. [54]
Выравнивание давлений приводит к исчезновению подъемной силы, а следовательно, и циркуляции присоединенного вихря на концах крыла. Наличие перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю образует на крыле поперечные течения, которые смываются с его поверхности набегающим потоком и, сходя с задней кромки крыла, образуют вихри. [55]
При этом на овтрой кромке либо должны образовываться бесконечно большие скорости, что приводит к физически невозможным бесконечно большим отрицательным давлениям, либо должны происходить срывы потока с поверхности профиля и вихреобразования. Среди трех указанных возможных форм обтекания только одна форма б) с задней критической точкой В, совпадающей с угловой точкой на задней кромке профиля, приводит к плавному стенанию струй жидкости с задней кромки крыла с конечной скоростью. [56]
Образование циркуляционного течения вокруг крыла нетрудно объяснить, если воспользоваться законом сохранения момента импульса. До начала движения крыла в неподвижной жидкости момент импульса системы крыло - жидкость равен нулю. В начале движения на задней кромке крыла возникает вихрь ( рис. 120), который затем срывается и уносится назад. При отрыве вихря от крыла масса жидкости, уносимая вихрем, имеет определенный момент импульса. По закону сохранения момента импульса, оставшаяся жидкость получает противоположный момент импульса и в системе отсчета, связанной с крылом, вокруг крыла возникает замкнутое циркуляционное течение в направлении, противоположном вращению в вихре. В циркуляционном течении частицы жидкости не вращаются, а как бы поступательно движутся по замкнутым траекториям. [57]
 |
Крыло со щитком ( наверху и крыло с щелевым закрылком и предкрылком ( внизу. [58] |
При взлете и посадке самолета, когда скорость полета сравнительно невелика, крылья самолетов, рассчитанных на высокие скорости полета, не могут дать достаточной подъемной силы. Щиток представляет собой пластинку, вплотную примыкающую к нижней поверхности крыла около его задней кромки и отгибаемую вниз при взлете и посадке. При опущенном щитке в пространстве между ним и задней кромкой крыла возникает очень сильное понижение давления, распространяющееся затем и на верхнюю поверхность крыла. Это понижение давления и приводит к увеличению подъемной силы. Щелевой закрылок представляет собой небольшое крыло, при нормальном полете вплотную прилегающее к основному крылу. [59]
Страницы: 1 2 3 4