Прямоугольное крыло

Прямоугольное крыло

          Прямоугольного крыла  имеет место перетекание потока через  дозвуковые боковые кромки. Оно  происходит в областях, лежащих внутри  конусов Маха (обл.2, см. рис.2.67). Передняя  и задняя кромки сверхзвуковые и потоком не обтекаются.

         В обл.1  расчет ведется  по формулам

,                                              (2.78)

         На боковых  кромках  коэффициент  давления равен нулю. Картина  распределения  с_р  по задней   кромке вдоль размаха приводится  на рис.2.68.

Рис.2.68

 Величина ,  рассчитанная для крыла бесконечного размаха по формуле (2.70) , будет предельной  для  крыла  конечного размаха. Чем меньше l, тем меньше площадь  сверхзвуковой области 1  по отношению  ко всей площади, тем меньше  будет  значение  конечного размаха по сравнению  с  бесконечного размаха.

Зависимость =f(M)  для различных a приводится на рис.2.69.

Рекомендуемые материалы

Рис.2.69

         При  малых  М  полета возрастает  угол m и обл.2 пересекаются , что приводит  к  появлению обл. 3, где имеется влияние перетеаний  через левую и правую боковые кромки (рис.2.70)

                            Рис.2.70                                                                    Рис.2.71

         Для определения   крыла любого  l вводится .

 =.                                             (2.79)

         Изменение координаты  показано на рис. 2.72.

Рис.2.72

Треугольное крыло

         Особенностью обтекания треугольного  крыла при М>1  является то, что какой  является  нормальная  к передней кромке  составляющая  скорости набегающего потока.

         Независимо от этого у треугольных крыльев  с дозвуковыми и сверхзвуковыми кромками  на поверхности реализуется  коническое течение, для которого параметры  потока вдоль  каждого луча, проведенного на поверхности из вершины крыла, остаются постоянными (см. рис.2.73). В т.1.и 2 выполняются  равенства вида  р₁=р₂;  V₁=V₂.

         Вывод: наличие конического  течения  дает возможность в линейной постановке  точно решать задачу  обтекания   треугольного крыла  сверхзвуковым потоком.

Рис.2.73

При  кромка треугольного крыла  дозвуковая. У передней   кромки треугольного крыла  имеют место  наличие больших  возмущенных скоростей. Для тонкой  пластины  местная скорость у носка стремится  к ¥. Поэтому  разряжения здесь  весьма значительны (см. рис.2.74). Далее  к середине  крыла  возмущенное давление уменьшается, разряжение падает.

Рис.2.74                                                                   Рис.2.75

Вывод: коэффициент  у треугольного крыла    с дозвуковыми передними кромками получается меньше, чем у крыла бесконечного размаха, и падает  с ростом числа М.

         Особенности обтекания треугольного крыла   со сверхзвуковыми передними кромками показано на рис.2.75.

         Для обл.1  коэффициент давления везде одинаковый

.                                                              (2.80)

         Учитывая  равенства   и  получим

.                                    (2.81)

         Анализ полученных   формул показывает, что в обл.1. треугольного  крыла  со сверхзвуковыми  кромками при одинаковом числе М и a коэффициент  с_р по абсолютной величине больше, чем у  крыла бесконечного размаха.

         Картина распределения   коэффициента с_р  приводится   на рис.2.76.

Рис.2.76

Величина   для  рассматриваемого  крыла является  функцией параметра   подобия  .  По характеру  зависимости  такие же, как для прямоугольного крыла, но количествено для треугольного крыла они отличны и зависят от параметра (см. рис.2.77).

         Положение фокуса при М>1определяется по линейной теории  зависимостью .  Коэффициент зависит от  следующих  парметров ) (см. рис. 2.78).

Рис.2.77                                                                   Рис.2.78

Сопротивление крыльев при М>1,  так же  как и при M<1 определяется  по формулам

                                    (2.82)

         Коэффициент лобового сопротивления

.                                    (2.83)

Вам также может быть полезна лекция "2.2 Распределение атомов идеального газа в пространстве квантовых состояний. Распределения Ферми и Бозе".

,                                     (2.84)

         k_м – коэффициент, учитывающий сжимаемость;

          k_с -   коэффициент, учитывающий влияние толщины. Значения указанных коэффициентов  вычисляются по соответствующим графикам.

         Коэффициент  волнового сопротивления  рассчитывается по формуле

                                                        ,                                 (2.85)

здесь - коэффициент  волнового сопротивления  крыла  с ромбовидным профилем; k_пр- коэффициент, учитывающий  форму профиля, расположения  линии максимальных толщин и определяется по графикам  в виде зависимости от сверхзвуковых параметров, учитывающих толщину профиля, координату максимальной  толщины, число М и форму  крыла  в плане.