- •Нормальная земная система координат
- •Траекторные углы
- •Экспериментальные методы определения аэродинамических характеристик.
- •Критерии подобия в аэродинамическом эксперименте
- •Распространение слабых возмущений в сжимаемой среде. Скорость звука
- •Уравнения движения газа при сверхзвуковых скоростях
- •Взаимодействие между движущимся газом и телом при наличии вязкости
- •Распределение давления.
- •Теоретические основы аэродинамики.
- •Теорема Жуковского о подъёмной силе.
- •0,5 Хорда профиля 0,5 0,87
- •0 Рис. 33. Профиль единичной ширины
- •Расчёт и построение зависимости
- •Энергетические методы увеличения
- •Энергетические методы
- •Обдув крыла струей двигателей
- •Обдув снизу
- •Гидротруба гт-1 Продольный момент профиля
- •Профильное сопротивление
- •Волновое сопротивление
- •Скачки уплотнения
- •Природа скачка уплотнения
- •Распределение давления
- •Сверхкритические профили
- •III поколения
- •Геометрия профилей
- •Основные геометрические параметры крыла
- •Форма крыла в плане.
- •1 Поколение
- •2 Поколение
- •3 Поколение
- •Влияние удлинения крыла на наклон крыла
- •Крыло конечного размаха
- •70% Турбулентное
- •Стреловидное крыло
- •Недостатки стреловидных крыльев
- •Крылья малого удлинения кму
- •1. Разрушение вихря далеко за крылом
- •2. Разрушение вихря вблизи задней кромки крыла
- •3. Разрушение вихря на крыле 3
- •Крылья обратной стреловидности (кос)
- •Правило площадей
- •Поляра самолета
- •Выбор оптимальных геометрических параметров фюзеляжа
- •Форма мотогондолы
- •55 60 65 70 75 80 85 5% 10% Typical refan engines Last generation low-bypass engines
- •Параметры мотогондолы
- •Форма пилона
Стреловидное крыло
При рассмотрении профиля был предложен кардинальный путь уменьшения профильного волнового сопротивления сверхкритический профиль. При переходе к крылу появляется дополнительная возможность снижения стреловидное крыло.
– скорость
движения крыла поперек потока
Рабочая часть
АДТ
набегает на крыло
под некоторым углом стреловидности
крыло
x
Практически при
любых значениях
подъемная сила и волновое сопротивление
зависят только от
,
составляющая скорости
участвует в формировании
,
влияет на моментные характеристики,
срыв потока.
При повороте
крыла на угол стреловидности
скорость набегающего потока (или
скорость потока)
могут быть увеличены при сохранении
,
т.е. без увеличения волнового сопротивления
крыла.
для прямого крыла (или профиля – было
раньше)
при прямом крыле
при стреловидном крыле
Очевидно, что если самолет будет лететь с такой скоростью, что величина превысит для профиля, то возникнут скачки уплотнения в разных частях крыла и тогда можно говорить о значениях для крыла (стреловидного).
зона корневого
эффекта
скользящая
часть крыла
зона концевого
эффекта
а)
М
М
0
0,5
10
1,0
*)
б)
0
1,0
0,5