Сверхзвуковым потоком. Стреловидное крыло

 

Если в дозвуковом потоке влияние концов крыла проявляется на всей его поверхности, то в сверхзвуковом потоке – только на части поверхности, ограниченной конусами возмущения (рис. 8.15). Распределение давления в области I совпадает с соответствующим распределением давления на поверхности крыла бесконечного размаха.

Разность давлений () и подъемная сила уменьшаются только в областях II, ограниченных конусами возмущений, исходящих из передних концов крыла. Уменьшение подъемной силы за счет влияния концов крыла пропорционально отношению площади области возмущенного течения II ко всей площади прямоугольного крыла:

 

.

 

Следовательно, уменьшение коэффициента подъемной силы зависит от величины произведения . Чем больше и , тем меньше влияние концов крыла на его аэродинамические характеристики. Более того, в сверхзвуковом потоке влияние концов крыла иногда можно устранить вообще, например, срезав боковые кромки (рис. 8.16, ).

 

 

 

 

Значительное влияние на аэродинамические характеристики крыла оказывает направление передней кромки. Рассмотрим бесконечно длинную пластинку, обтекаемую со скольжением (рис. 8.17). Вектор скорости набегающего потока около крыла можно разложить на касательную и нормальную составляющие следующим образом:

 

 

где – угол стреловидности передней кромки. Со скоростью поток проскальзывает вдоль крыла. Таким образом, на величину и распределение давления по поверхности крыла влияет только нормальная составляющая скорости ().

В зависимости от величины составляющей скорости возможны следующие случаи обтекания крыла сверхзвуковым потоком (рис. 8.18).

1. , , отсюда , т. е. – передняя кромка находится внутри конуса возмущений. Это дозвуковая передняя кромка (рис. 8.18, а). В этом случае в направлении, нормальном к размаху, крыло обтекается дозвуковым потоком. Параметр стреловидности, определяемый как , для дозвуковой передней кромки больше единицы ().

2. При увеличении линии возмущения приближаются к передней кромке, и при числе величина , и . То есть получаем звуковую переднюю кромку.

3. При происходит обычное сверхзвуковое обтекание крыла; передняя кромка выходит за пределы конуса возмущений – получается сверхзвуковая передняя кромка (рис. 8.18, б).

 

 

 

а б

 

Рис. 8.18. Передние кромки:

а – дозвуковая; б – сверхзвуковая

 

Аналогично можно получить дозвуковые, звуковые и сверхзвуковые задние и боковые кромки крыла конечного размаха (рис. 8.19). Форма задней или боковой кромки не влияет на обтекание крыла, если она сверхзвуковая.

 

 

а б

 

Рис. 8.19. Крылья с боковыми и задними кромками:

а – дозвуковые; б – сверхзвуковые