Поверхность - крыло
Cтраница 3
Сочетание нескольких разработанных недавно методов расчета обтекания поверхности крыла вязкой жидкостью с совершенным оборудованием машинной графики позволило быстро и точно выполнять анализ и проектирование профилей крыла с заданными характеристиками. Используя в процессе проектирования машинную графику, инженер имеет возможность сформировать полный архив проекта на лентах, перфокартах или вывести его в напечатанном виде. Именно совместное использование новых методов вычисления и нового вычислительного оборудования необыкновенно расширяют возможности конструкторов самолета. Это позволяет проектировщику анализировать гораздо больше условии и вариантой, чем при обычных методах вычислений на ЭВМ в режиме пакетной обработки и испытаний в аэродинамической трубе. Особое преимущество новых методов заключается в том, что инженер может рассмотреть несколько альтернативных решений еще до того, как будет принято решение об итоговых испытаниях в аэродинамической трубе. [31]
Наружная стенка образована нижней поверхностью скулового отростка лобной, глазничной поверхностью большого крыла основной и основным отростком скуловой кости и отделяет содержимое глазницы от височной ямки. [32]
Если бы поток был идеален и скорость на поверхности крыла не равнялась нулю, то запас кинетической энергии жидкости оказался бы достаточным для преодоления указанного тормозящего влияния поля давлений. [33]
Пусть, например, нужно определить давления на поверхности крыла во время горизонтального полета с постоянной скоростью. Давление в каждой точке на поверхности крыла тогда может быть определено по уравнению Бернулли ( глава II, формула ( 15)), если предгзрительно определена скорость потока в каждой точке. Как видим, эта практическая задача ставит перед кинематикой жидкости вопрос об определении скорости в той или иной точке пространства вне зависимости от индивидуальности частиц, которые через эту точку проходят. Траектории же частиц здесь вообще не нужны. Этим практическим запросам отвечает метод Эйлера, который в том как раз и заключается, что фиксируется не частица ( как в методе Лагранжа), а точка в пространстве с координатами х, у, z, и исследуется изменение скорости в этой точке с течением времени. [34]
Горизонтальный страховочный трос крепится к постоянным фитингам на поверхности крыла, создавая шесть зон защиты от падений. [36]
ГРЕБНИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ - невысокие перегородки на верх, поверхности крыла самолета, устанавливаемые параллельно плоскости симметрии самолета. [37]
Влияние рейнольдсова числа на положение точки перехода на поверхности гладкого крыла выражается в смещении точки перехода при возрастании рейнольдсова числа в направлении к передней кромке. [38]
Определим силу, с которой поток воздействует на поверхность крыла единичной длины. Проведем сечения 1 - 1 и 2 - 2, параллельные фронту решетки ( рис. 10.4) и настолько удаленные от нее, что можно считать скорость и давление в каждом из этих сечений постоянными. [39]
Определим силу, с которой поток воздействует на поверхность крыла единичной длины. Проведем сечения 1 - 1 и 2 - 2, параллельные фронту решетки ( рис. 10.4) и настолько удаленные от нее, что можно считать скорость и давление в каждом из этих сечений постоянными. [40]
Сопротивления трения; оно сильно зависит от свойств поверхности крыла и для очень гладких крыльев может быть сделано очень небольшим. [41]
 |
Управление при помощи интерцеп - ния. В этом проявляется т Ра. эффект поперечного дем. [42] |
При торможении потока происходит увеличение давления на части поверхности крыла перед интерцептором. Кроме того, при дозвуковых скоростях полета интерцептор способствует повышению скорости обтекания противоположной стороны крыла и, следовательно, некоторому снижению давления, что приводит к увеличению результирующего управляющего усилия. Оно изменяет подъемную силу крыла и создает момент крена. [43]
 |
Схема сверхзвукового обтекания пластинки. рв - С pt. [44] |
Наличие скачков уплотнения может вызвать отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. В случае крыльев конечного размаха треугольного или стреловидного типа, когда составляющая скорости набегающего потока, нормальная к передней или задней кромке крыла, меньше скорости звука, явление еще более усложняется. [45]
Страницы: 1 2 3 4