Скользящее крыло

Cтраница 1

Симметричный ромбовидный про - [ IMAGE ] Четырехугольный профиль.| Схема скользящего крыла. [1]

Скользящее крыло ( см. задачу 7.26 и рис. 7.10) движется со скоростью, соответствующей числу РЛХ 0 5, под углом атаки а 0 1 рад. [2]

Характеристики нормального сечения скользящего крыла описываются выражениями с ( а) cty ( ay) / cos2 А. При малых углах атаки радиальное течение не влияет на подъемную силу, а сопротивление возрастает в ( cos Л) - 1 раз, тем самым несколько компенсируя уменьшение эффективного угла атаки. Так как длина хорды у косого сечения больше, чем у нормального, время нарастания пограничного слоя также больше, что вызывает увеличение сопротивления. При больших углах атаки эффективный угол атаки сечения уменьшается пропорционально ( созЛ) 1 для сопротивления и ( созЛ) - 2 для подъемной силы. В результате падение подъемной силы вследствие срыва и рост сопротивления вследствие сжимаемости воздуха затягиваются на большие углы атаки. В практических расчетах несущего винта оправданно пренебрегают влиянием радиального течения на подъемную силу. Радиальное течение увеличивает сопротивление нормального сечения и создает радиальное сопротивление, причем обе эти силы увеличивают профильную мощность. [3]

Разложение скорости потока, обтекающего скользящее крыло. [4]

Перед дозвуковой кромкой скользящего крыла не может возникнуть головной скачок уплотнения, поэтому она может быть закругленной, а не острой, что выгодно для обеспечения безотрывного обтекания при малых скоростях полета. [5]

Схема обтекания стреловидного крыла. [6]

Формулы показывают, что по сравнению с прямоугольным крылом скорость бескавитационного обтекания скользящего крыла возрастает. [7]

Таким образом, гипотеза об эквивалентности сечений позволяет рассчитать силы, действующие на скользящее крыло, исходя из аэродинамических коэффициентов профилей в двумерном потоке. Правда, при этом нужно учитывать небольшое уменьшение относительной толщины косого сечения по сравнению с нормальным. Гипотеза многократно подтверждалась в экспериментах со скользящими крыльями. Однако использование характеристик профилей не всегда допустимо. В частности, при больших углах атаки или очень больших углах скольжения радиальное течение настолько изменяет всю картину обтекания, что гипотеза об эквивалентности сечений становится неприемлемой. [8]

Экспериментальное исследование процесса перехода к турбулентности на одиночном стационарном возмущении в пограничном слое скользящего крыла / / Журн. [9]

Если линия возмущения проходит перед передней кромкой ( дозвуковая передняя кромка), обтекание сечений скользящего крыла в области передней кромки аналогично дозвуковому обтеканию. Если линия возмущения проходит позади передней кромки ( сверхзвуковая передняя кромка), на эту кромку набегает невозмущенный сверхзвуковой поток и взаимодействие между верхней и нижней поверхностью крыла отсутствует. [10]

Зависимость коэффициента профильно-волнового сопротивления от числа М для прямого и стреловидного крыльев. [11]

Эффект скольжения можно использовать, придавая крылу стреловидность. Явления, сопутствующие обтеканию стреловидного крыла, более сложны, чем у скользящего крыла. [12]

Систематические исследования трехмерных течений начались сравнительно недавно. Значительная их часть посвящена важной в практическом отношении задаче возбуждения колебаний в пространственном пограничном слое на скользящем крыле, которая осложняется существованием различных механизмов усиления пульсаций. При больших углах скольжения крыла на первый план выходят невязкая неустойчивость поперечного течения, которая выражается в нарастании стационарных продольных вихрей и низкочастотных бегущих возмущений. [13]

Используем теперь следующую гипотезу об эквивалентности косого и нормального сечений: для косого сечения зависимость Cdyfay) совпадает с зависимостью коэффициента сопротивления от угла атаки для профиля в двумерном потоке, а зависимость с / ( а) для нормального сечения не изменяется при изменении угла скольжения. Предположение о коэффициенте подъемной силы основано на следующем факте: в системе координат, перемещающейся вдоль размаха со скоростью V sin Л, скользящее крыло эквивалентно нескользящему крылу, обтекаемому невозмущенным потоком со скоростью V cos Л, если не учитывать изменений в пограничном слое. В соответствии с этой гипотезой при досрывном обтекании подъемная сила как нормального, так и косого сечений пропорциональна углу атаки, но градиенты подъемной силы различны: Ci ( a) aa и с / у ( а у) ауау. Поэтому из гипотезы об эквивалентности сечений следует, что для скользящего крыла Ciy ( ay) Ci, 2o ( oiy cos Л), где индекс 2D означает характеристики профиля в двумерном потоке. [14]

Теория стреловидного и скользящего крыла была дана акад. Инженерные методы расчета таких крыльев были даны работником Казанского авиационного института Н. Ю. Лиссом и другими советскими авторами. [15]

Страницы: 1 2