Каково распределение давления вокруг сверхзвукового крыла?

В дозвуковом полете подъемная сила проявляется на 25 % хорды, но смещается на 50 % хорды при выходе самолета на сверхзвук.

Размышляя об этом, я подумал, что причина может заключаться в том, что перед верхней точкой крыла создается высокое давление, как и внизу, перед нижней точкой, и низкое давление за нижней точкой крыла. крыло как бы находится за верхней точкой.

При симметричном двояковыпуклом профиле крыла центр подъемной силы приходится на 50% хорды.

Симметричное двояковыпуклое крыло, идущее прямо вперед, не создавало бы подъемной силы, поэтому его приходилось ставить под углом, чтобы компенсировать вес самолета и складывание Маха, но все равно подъемная сила проявлялась бы на 50% хорды, как я понял. путь" - и это становится все больше и больше, чем быстрее летит самолет по мере того, как угол атаки приближается к 0.

Пара дополнительных вопросов: при каком угле атаки истребитель (F-16/18/22/35/Rafaele/Typhoon/Gripen) летит на низкой (М 1,3) и высокой (М 1,8) сверхзвуковых скоростях?

У истребителей симметричные двояковыпуклые крылья или крылья имеют выпуклость?

Я смущен вашим вопросом. Это: каково распределение давления вокруг сверхзвукового крыла? или это У истребителей симметричные двояковыпуклые крылья или крылья имеют выпуклость?
Извините, что не вернулся до сих пор, был занят.... DeltaLima, это и то, и другое, но я думаю, что на него ответили, и, вероятно, его следовало спросить отдельно....

Ответы (2)

Обычно крылья сверхзвуковых истребителей, для которых публикуется информация об аэродинамическом профиле, используют очень тонкую 6-значную секцию NACA с очень небольшим изгибом, например

Aircraft                root airfoil      tip airfoil
McDonnell Douglas F-15  NACA 64A006.6     NACA 64A203
General Dynamics F-16   NACA 64A204       NACA 64A204
Lockheed-Martin F-22    NACA 64A?05.92    NACA 64A?04.29

Эта информация взята из « Неполного руководства по использованию аэродинамического профиля» Дэйва Ледникера. Как вы можете видеть, F-16 использует выпуклость повсюду, на что указывает расчетный коэффициент подъемной силы аэродинамического профиля 0,2, в то время как F-15 использует невыпуклую корневую аэродинамическую поверхность.

Эти аэродинамические поверхности выбраны потому, что обтекание их при сверхзвуковой скорости полета по-прежнему сильно зависит от характеристик дозвукового потока, если стреловидность крыла допускает дозвуковую переднюю кромку. Это создает всасывание носа, а обтекание законцовок крыла нарушает чисто сверхзвуковые характеристики потока, даже когда передняя кромка сверхзвуковая.

Как выглядит идеализированное обтекание сверхзвукового профиля, объясняется в этом ответе .

Угол атаки в сверхзвуковом полете зависит от плотности воздуха и коэффициента перегрузки, но обычно составляет всего несколько градусов, поскольку сопротивление увеличивается пропорционально квадрату угла атаки. Другими словами, если самолет летит под большим углом атаки, он быстро замедляется до дозвуковой скорости.

Угол атаки в прямолинейном полете зависит от высоты, нагрузки на крыло и удлинения и увеличивается с уменьшением плотности воздуха. Обычно на низком уровне максимальный предел динамического давления и тяги двигателя позволяют развивать только очень низкие сверхзвуковые скорости около 1,1–1,3 Маха. Только на высоте более 20 000 футов оболочка расширится настолько, чтобы сделать возможным полет со скоростью 1,8 Маха.

Для типичной нагрузки на крыло м С = 300 кг/м² и 1,3 Маха на высоте 10 000 футов (плотность воздуха р = 0,9 кг/м³, скорость звука а = 330 м/с) угол атаки

α "=" 2 ⋅ м ⋅ г р ⋅ ( М а с час ⋅ а ) 2 ⋅ С ⋅ с л α ≈ 0,5 °
с типичным наклоном кривой подъемной силы сверхзвукового крыла с л α = 4.

Спасибо, а "угол атаки в сверхзвуковом полете" часть вопроса была с учетом полета по прямой, сколько угол атаки делает загруженный истребитель (F-16/18/22/35/Rafaele/Typhoon/Gripen или вроде) есть на М 1.3 и 1.8 прямо вперед....? Это, конечно, зависит от того, что «загружено», поэтому, скажем, вооруженный тем, что F-22 может нести внутри (8 ракет A2A) и 3/4 бака с бензином, он потратил некоторое время на набор высоты….; - )
На вопрос о нагрузке на крыло вы упоминаете м*г/с, но тогда единицы измерения Н/м2, верно? Обычно это выражается в кг/м2, я полагаю.
@ROIMaison Конечно, ты прав. Спасибо, что заметили это!

Как правило, боевые самолеты имеют криволинейные крылья. Большая часть используемых боевых самолетов NACA 6-й серии была разработана для обеспечения низкого лобового сопротивления на околозвуковых скоростях, поскольку именно здесь они проводят большую часть своего полета.

Возьмем, к примеру, крыло F-15 Eagle. Корень крыла симметричный, при этом он становится выпуклым наружу. Согласно отчету об анализе CAP-TSD самолета F-15 :

Корень крыла представляет собой симметричный аэродинамический профиль толщиной 6 процентов. Толщина крыла уменьшается по направлению к законцовке, которая представляет собой аэродинамический профиль с 3-процентным изгибом. Крыло F-15 имеет коническую выпуклость за пределы 20-процентного полуразмаха.

Крыло Ф-15

форма профиля крыла F-15; изображение из анализа CAP-TSD самолета F-15

Есть ряд причин для использования изгиба - большая часть их полета в любом случае происходит на дозвуковых скоростях, а изогнутый аэродинамический профиль помогает удерживать самолет более или менее горизонтально , поскольку угол атаки в любом случае составляет всего несколько градусов; любое дальнейшее увеличение повлечет за собой штраф за сопротивление из-за задействованных скоростей.

Каково распределение давления вокруг сверхзвукового крыла?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v