Оглавление:
Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха произвольной формы в плане. Концевой эффект н вихревая пелена
Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха произвольной формы в плане. Концевой эффект н вихревая пелена. Затем мы возвращаемся к общему случаю сверхзвукового обтекания тонких крыльев острыми edges. As в предыдущем разделе рассмотрим крыло, слегка наклоненное относительно основного сверхзвукового потока, и рассмотрим линейную задачу. Для простоты будем говорить о случае, когда угол наклона касательной к контуру крыла изменяется монотонно, как на передней, так и на задней кромках крыла (рис .100).
Смотрите также:
Уравнение передней кромки крыла (выполняется в плоскости 2-0 x = Chr (y) (уравнение дуги вой, рисунок 100) .Поставьте уравнение задней кромки в виде x-« (y) .Если вы двигаетесь вдоль передней кромки от 0 до B (или от 0 до th). Я тебя очень люблю. Рисует касательную передней кромки в точках A и C площадь плоскости (x, y), занимаемой крылом, представлена 2.
Исследование этой задачи для случая произвольной формы крыла в плане дано в работах Е. А. Красилыциковой, а также в работах К. И. Бабенко, Уорда и др. Людмила Фирмаль
- Показывает область «вихревого листа» за крылом, то есть область, окруженную полукольцами, параллельными задней кромке крыла и оси x, выходящими из точек b и o соответственно (см. Рисунок 100). Также через b (0) обозначим область»конечного эффекта»крыла, то есть часть плоскости (c p o), расположенную между касательными точек a и b (рис. 100). Найти решение потенциала φ ’ (x, y, r), как в § 28.
Кроме того, консолидация распространяется на часть самолета, где подкоренное выражение положительно (рис. 101). Как и в § 28, следовательно, необходимо иметь дело с областью, срезанной ветвями гиперболы (х-х’) 2-к2 (г-г’) 2 = k2r2 Возьмем только ветви гиперболы, как в § 28. Х ’<х-а в (г-г’) 2 + Р2. Заметим, что c (xy ’) в (30. 1) имеет простое гидродинамическое значение. Да. Г) = _1 ( =0. (30. 2). По параметру r мы дифференцируем (30. 4), а если зададим r = 0, то получим соотношение (30. 2).
Отметим 4 характерных положения гиперболических ветвей, образующих границу интегральной области уравнения (30 .1) .1) ветви гиперболы полностью выходят за пределы крыльев (кривая I, рис . 102) .2) ветви гиперболы пересекаются с крыльями, но точки А и с остаются за пределами интегральной области (кривая 1) .3) ветви гиперболы пересекают крылья, и точка A (или C) находится в области Интеграция.
Смотрите также:
Однако точка B (и O) находится вне зоны консолидации (кривая III) . 4) гиперболические ветви расположены так, что A и B (C и d) вписываются в область консолидации . Вот оно .Ф’ (* .У-г) -0. В случае 1) точки в области интеграции не возмущаются потоком. В случае 2) подынтегральная функция (30 .1) известна везде, и все точки подынтегральной функции находятся на крыле . Уравнение поверхности крыла В случае 3) область уплотнения частично выходит за пределы крыла (часть плоскости между линией AA’ и контуром крыла).
Смотрите также:
В случае 1 точки в области интеграции не возмущаются потоком . Но прежде чем сделать это, вернемся к описанию формы поверхности крыла. До сих пор внешний вид поверхности крыльев не был определен. Людмила Фирмаль
- Здесь принято говорить о влиянии»эффекта выхода». Функция c (x, y) определяется здесь с помощью (30. 2), но c заранее не известна в точке интегральной области вне поверхности wing. In случай 4), зона интеграции простирается в вихревой лист за пределы крыла. Здесь говорят о влиянии «вихревой системы за крыльями». 3) как и в, функция c заранее не известна в точке интегральной области за пределами крыла.
Для решения задачи в случае конечного эффекта и эффекта вихревой системы задаются граничные условия. Предположим, что поверхность верхней (2> 0) части крыла представлена уравнением. Р = Св (ЛГ, г), (30. 6 Поверхность нижней части крыла имеет форму. Рассмотрим 2 типичных случая: а) в случае симметричных крыльев Для плоскости 2 = 0, где cb (x, y) = — cn (x, y).
Если толщина крыла равна нулю. Здесь cb (x, y) = cn (q, y). Легко видеть, что общий случай может быть сведен с учетом этих типичных cases. In фактически крылья задаются уравнениями (30. 6) и (30. 7). Решить симметричную задачу обтекания относительно уравнения крыла 2 = 0 с помощью уравнения поверхности. Задача обтекания крыла с нулевой толщиной с использованием уравнений поверхности линейна.
