Большая техническая энциклопедия
2 3 6
A N P Q R S U
А Б В Г Д Е Ж З И К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Э Ю Я
ПА ПЕ ПИ ПЛ ПН ПО ПР ПС ПУ ПЫ ПЬ ПЯ

Плоское крыло

 
Плоское крыло в гиперзвуковом потоке / / Докл.
Плоское крыло с острыми кромками в сверхзвуковом потоке, Известия Академии Наук СССР, сер.
Широкое плоское крыло дрозофилы, представляющее собой эпителиальную структуру-очень удобный объект для анализа отношений между клонами. Если маркированные клоны были получены путем рентгеновского облучения, образуемые ими пятна обычно располагаются случайным образом и имеют, как правило, довольно неправильные очертания.
Треугольное крыло с симметричным ромбовидным профилем.| Плоское треугольное крыло. Тонкое плоское крыло треугольной формы в плане ( см. рис. 8.5) расположено в сверхзвуковом потоке под малым углом атаки а 0 1 рад.
Для плоского крыла фокус расположен на одной четверти расстояния от центра до передней кромки крыла.
Для плоского крыла угловая скорость Qy не влияет на распределение давления.
Схема для определения аэродинамической интерференции. а - изолированные элементы летательного аппарата. б - элементы, соединенные в комбинации, / рули. 2 - крылья. 3 - оперение. 4, 5 - корпусы. На плоском крыле эта зона представляет собой треугольник с вершиной в начале бортовой хорды ( рис. 11.19), а на цилиндрической поверхности корпуса такая зона ограничивается линией пересечения конуса Маха с цилиндром.
В случае плоского крыла с прямолинейными передней и задней кромками все вычисления значительно упрощаются.
Теория, аналогичная теории плоского крыла конечного размаха, используется и при рассмотрении обтекания таких тел, как кольцевое крыло. В работах С. М. Белоцерковского ( 1952, 1954) развивается теория кольцевого крыла как для схемы кольцевой несущей линии, так и для кольцевой несущей поверхности в случае кольцевого крыла малого удлинения. В теории кольцевой несущей линии задача, приводится к интегро-дифференциальному уравнению.
Плоское шестиугольное крыло.| Плоское четырехугольное крыло. Определите угол у боковой кромки тонкого плоского крыла ( рис. 8.8), при котором в случае линеаризованного обтекания сверхзвуковым потоком с числом MOO 2 не наблюдается влияния концов крыла.
Определим статические производные при крене для комбинации корпус - плоское крыло - четырехконсольное оперение.
Таким образом, задача о нестационарном обтекании сжимаемым газом плоского крыла с гармоническим законом изменения кинематических параметров при малых числах Струхаля сведена к задаче о неустановившемся течении несжимаемой жидкости около преобразованной несущей поверхности с видоизмененными граничными условиями на стенке.

Эта сила уравновешивает горизонтальную составляющую равнодействующей сил давления на пластинку и приводит сопротивление плоского крыла в идеальной жидкости к нулю, как этого требует теорема Даламбера.
Области с различным характером течения газа на треугольном крыле со сверхзвуковыми кромками ( а и на прямоугольном.| Схема для расчета обтекания треугольной консоли крыла со сверхзвуковой передней кромкой. Обтекание части крыла, лежащей вне конуса возмущения ( область /), совпадает с обтеканием плоского крыла бесконечного размаха со скольжением ( угол скольжения равен углу стреловидности х) - Давление в этой области постоянно. В области / / поток конический: здесь давление постоянно вдоль лучей, исходящих из вершины крыла.
Таким же способом был рассчитан поток около тела вращения при угле атаки, отличном от нуля ( Цянь Сюэ-сень - 1938) и около плоского крыла ( С. В. Фалькович - 1946, А.
За счет частичной задержки восстановления давления в кормовой части тела вращения при сверхзвуковом обтекании ( сдвиг сплошной кривой относительно пунктирной вниз по потоку) и возникает волновое сопротивление. Отсутствие восстановления давления, наблюдаемое в случае плоского крыла, приводит к резкой разнице между волновыми сопротивлениями крыла и тела вращения, имеющего меридианное сечение, совпадающее с профилем крыла.
Установка поворотной заслонки при регулировании известковой суспензии. Конструктивно поворотные заслонки различаются по форме крыла. В системах регулирования реагентов применяются заслонки с плоским крылом.
Определим теперь криволинейный участок волны. В точке А уравнение (1.18) и коэффициенты Li совпадают со случаем плоского крыла.
В тридцатых годах была опубликована группа работ ( С. А. Чаплыгина и А. Л. Лаврентьева, Я. И. Секерж-Зеньковича, В. М. Абрамова, Н. И. Ахиезера, И. М. Беленького и И. Е. Зеленского), посвященных обтеканию пластинок и решеток из пластинок при различных положениях точек отрыва струй. Несмотря на то, что при обтекании препятствий-воздухом течение в следе за ним существенно отличается от того, которое предполагается в теории струй ( р / р 1 - см. § 1), в работах С. А. Чаплыгина и А. Л. Лаврентьева и Я. И. Секерж-Зеньковича имеются интересные приложения к задаче о расчете сил, действующих на плоское крыло в воздухе.
Коэффициент подъемной силы крыла.| Распределение подъемной. Место возникновения отрыва и дальнейшее его развитие определяются формой крыла в плане. Для сечений аэродинамически плоского крыла бесконечного размаха с неизменным профилем коэффициент подъемной силы ограничен значением с тах, которое для заданного профиля зависит от числа Re VJ / i. В любом сечении по размаху крыла коэффициент подъемной силы ссиеач не может превысить указанного выше максимального значения.
Можно показать, что в построенном решении области однородного, потенциального и вихревого потоков сопрягаются непрерывным образом. Действительно, хотя кривизна ударной волны в точке сопряжения терпит разрыв, газодинамические характеристики остаются непрерывными. Для простоты ограничимся случаем плоского крыла ( z 0) и рассмотрим в окрестности линии ( р ( р % поведение давления. Следовательно, давление внутри области течения непрерывно.
Закрученное крыло характеризуется тем, что в различных его сечениях cv различный. В частности, при caKV0 cv для различных сечений не равны нулю. Если же все сечения обладают одним и тем же су, то такое крыло называется незакрученным, или плоским; аэродинамические хорды плоского крыла лежат в одной плоскости.
Происхождение волнового сопротивления, поясненное уже в гл. Сравнивая распределение давления по телу вращения, обтекаемому несжимаемой жидкостью ( Мое 0), с соответствующим распределением при Моо 1 4, обнаруживаем появление асимметрии в распределении давлений. За счет частичной задержки восстановления давления в кормовой части тела вращения при сверхзвуковом обтекании и возникает волновое сопротивление. Отсутствие восстановления давления, наблюдаемое в случае плоского крыла, приводит к резкой разнице между волновыми сопротивлениями крыла и тела вращения, имеющего меридиональное сечение, совпадающее с профилем крыла.
Определим теперь криволинейный участок волны. В точке А уравнение (1.18) и коэффициенты Li совпадают со случаем плоского крыла. Качественный анализ решения, связанный с разрывом кривизны, энтропийным слоем и др., можно опустить, так как в нем не содержится новых положений по сравнению с исследованием, проведенным для плоского крыла.
 
Loading
на заглавную 10 самыхСловариО сайтеОбратная связь к началу страницы

© 2008 - 2014
словарь online
словарь
одноклассники
XHTML | CSS
Лицензиар ngpedia.ru
1.8.11