Передняя кромка - профиль
Cтраница 3
Сравнение расчетного и экспериментального распределения давлений по чечевицеобразному профилю при различных углах атаки и MI 2 13 приведено на рис. 10.29. На нижней поверхности профиля теоретические и опытные данные по распределению давления практически полностью совпадают между собой при всех углах атаки. Это связано с относительно небольшим влиянием вязкости на косой скачок, поскольку он здесь возникает у передней кромки профиля, где толщина пограничного слоя еще очень мала. [31]
При численном решении ограничимся конечным числом 2 ( 2L 1) уравнений и неизвестных системы (3.4), что соответствует сохранению 2L 1 слагаемых в каждой из бесконечных сумм в левых частях уравнений. Конечная система сингулярных интегральных уравнений с помощью регуляризующего оператора обращения [12] с явным выделением особенности решения в передних кромках профилей позволяет свести задачу к системе интегральных уравнений Фредгольма второго рода, удобной для численного решения. [32]
Эта скорость обусловлена вихрем 1 ( заменяющим крыло, оказывающее воздействие), расположенным на расстоянии одной четверти хорды от передней кромки профиля ( фиг. [33]
Тонким и слабо изогнутым профилям соответствуют большие значения Мкр. Для увеличения Мкр выгодно располагать места наибольшей кривизны и наибольшей толщины профиля на расстоянии, равном 0 4 - 0 5 хорды от передней кромки профиля. [35]
Пусть задан профиль с отклоненным носком или вообще деформированный по произвольному закону профиль. Найдем угол атаки, при готором обеспечивается безударный вход потока на переднюю кромку профиля. Для этого систему уравнений (3.26) преобразуем так, чтобы все неизвестные ( циркуляция вихрей и угол атаки ot) находились в левой части уравнений. [36]
 |
Схема П - образных вихрей для крыла с переменной циркуляцией по размаху. [37] |
При малых углах атаки ударная волна состоит из двух ветвей - одна расположена перед решеткой, а вторая входит в межлопаточный канал и представляет собой по существу косой скачок уплотнения. По мере увеличения угла атаки ударная волна выпрямляется, одновременно перемещаясь вверх по потоку. При наибольшем угле атаки ударная волна близка к прямому скачку, расположенному на заметном расстоянии от передней кромки профиля. [38]
Однако для сверхзвуковых скоростей ( особенно для Af2) могут оказаться выгодными тупые задние кромки: они позволяют без ущерба для прочности крыла сделать более острой переднюю кромку профиля и уменьшить положительные избыточные давления перед крылом, которые при больших сверхзвуковых скоростях играют большую роль в создании волнового сопротивления, чем разрежение сзади. [39]
Страницы: 1 2 3