2864

Следовательно, при скольжении обтекание профиля крыла в нормальном к образующей крыла сечении определяется не скоростью V , а ее составляющей V1 . которая меньше скорости V в cosраз.

Если теперь для профиля сохранить тот же угол атаки, что и для прямого крыла, то картина распределения давления по профилю скошенного крыла становится при скорости V такой, какой она должна быть для прямого крыла при скорости V1 V cos β .

Так как при одинаковой скорости потока, набегающего на прямое и скользящее крыло, местные скорости на поверхности скользящего крыла меньше, то волновой кризис на скользящем крыле наступит при больших скоростях полета. При небольших углах скольжения величину критического числа М у скользящего крыла бесконечного размаха в первом приближении можно определить по формуле

скользящего и прямого крыльев.

Работа стреловидных крыльев имеет сложный характер, и эффект скольжения на них используется не полностью.

На стреловидном крыле достаточно большого удлинения можно условно выделить области I, II, III.

В центральной части крыла (область I) вследствие взаимного влияния сечений левой и правой консолей местный угол скольжения уменьшается и на некотором участке

становится равен нулю. Это явление, называемое срединным эффектом, несколько снижает эффект скольжения что сказывается на аэродинамических характеристиках стреловидного крыла.

Эффект скольжения также существенно снижается и в концевой части крыла (область III), где имеет место

151

значительное отклонение линий тока на поверхности крыла.

В области II, с более равномерным по размаху течением линии тока незначительно отклоняются от плоскости XOY и угол скольжения по

Рис.10.3

своей величине близок к углу стреловидности . Эту область

стреловидного крыла можно рассматривать как скользящее крыло.

10.3. Влияние формы крыла в плане на характер его обтекания сверхзвуковым потоком газа

Так же, как и при дозвуковых скоростях, в сверхзвуковом потоке форма крыла в плане существенно влияет на характер обтекания, что обусловливает отличие аэродинамических характеристик крыла конечного размаха от характеристик профиля в сверхзвуковом потоке.

Однако влияние концевых эффектов. стреловидности и величины удлинения при сверхзвуковых скоростях будет отличаться от влияния этик факторов на характер обтекания

152

Угол полураствора конуса, как известно, определяется из соотношения

Если в дозвуковом потоке влияние концевых эффектов сказывается на обтекании всего крыла, то в сверхзвуковом потоке влияние концов сказывается лишь на площадях S' .

где - удлинение крыла .

Следовательно, влияние концевых эффектов на величину аэродинамических коэффициентов зависит от величины

сказывается влияние концевых эффектов на аэродинамические характеристики крыла.

Весьма существенное влияние на характер обтекания крыла имеет величина угла стреловидности крыла.

Предположим, что тонкое стреловидное крыло обтекается сверхзвуковым потоком под малым углом атаки.

В этом случае любая точка крыла, в том числе и любая точка на передней кромке, является источником малых возмущений.

Эти возмущения от каждой точки распространяются внутри конуса с углом полураствора ,

153

Если имеет место такая картина обтекания, что все конусы Маха лежат на крыле, то передняя кромка обтекается в этом случае невозмущенным сверхзвуковым потоком, поскольку все возмущения не выходят за пределы конусов Маха (рис. 10.4) .

Передняя кромка в этом случае называется сверхзвуковой.

Если передняя кромка лежит внутри конусов Маха, то поток еще до встречи с передней кромкой проходит через зону возмущения.

В этом случае скорость и параметры воздуха начинают изменяться перед крылом, подобно

Рис. 10.4

тому, как это имеет место при дозвуковом обтекании. Передняя кромка при таких условиях обтекания

сверхзвуковым потоком называется дозвуковой.

Если передняя кромка дозвуковая, то потоки на верхней и нижней поверхностях крыла взаимодействуют между собой.

На верхней поверхности вблизи передней кромки возникает сильное разрежение, которое создает так называемую подсасывающую силу.

направленную вперед и уменьшающую сопротивление крыла. Поэтому обычно угол стреловидности крыла выбирают

из условия, чтобы передняя кромка была дозвуковой. При дозвуковой передней кромке имеет место

следующее соотношение между углами и . (рис. 8.5).

* 2

или

154

откуда

Таким образом, при дозвуковой передней кромке нормальная составляющая скорости дозвуковая.

Из соотношения * также следует, что tg χ tg π2 μ

или условия дозвуковой и сверхзвуковой передних кромок записываются в виде

где 0 - угол стреловидности по передней кромке.

155

17.Фабрикант Н.Я. Аэродинамика, М.: Наука. 1964 18.Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя/ Пер. с нем. М.: Наука,

1969.

19.Эшли X. Инженерные исследования летательных аппаратов / Пер. с англ. М.: Машиностроение, 1980.

157

ОГЛАВЛЕНИЕ

1.ОСНОВНЬЕ ПОНЯТИЯ КИНЕМАТИКИ ЖИДКОСТЕЙ И ГАЗОВ……………………………….. 3

в авиационной технике…...

1.3.Основные понятия аэрогидродинамики.

1.8.Теорема Коши-Гельмгольца о движении жидкого

2.ПОТЕНЦИАЛЬНОЕ И ВИХРЕВОЕ ДВИЖЕНИЕ

2.2.Уравнение .-неразрывности для потенциального

2.8.Основные теоремы вихревого движения жидкости…… 38

3.1.Понятие о подобии потоков. Основные формулы

3.2.Основные критерии подобия. Понятие о ламинарном и

158

4.3.Расчет ламинарного пограничного слоя для плоской пластины………………………………………………… 53

5.ОБТЕКАНИЕ ТЕЛ ПОТОКОМ ИДЕАЛЬНОЙ

8.2.Скос потока и индуктивное сопротивление крыла

8.4.Приближенный метод расчета распределения

8.5.Определение аэродинамических сил действующих на

8.6.Форма крыла в плане с наименьшим индуктивным

159

9.3.Основные соотношения для одномерных газовых

9.4.Связь между скоростью течения газа и формой его струи……………………………………………………… 122

9.7.Основные соотношения для прямого скачка

9.8.Давление в критической точке за прямым скачком….. 133

10.ПРОФИЛЬ И КРЫЛО В ДОЗВУКОВОМ И

160