Плоская пластинка
Тонкая плоская пластинка представляет собой наилучший профиль для сверхзвуковых скоростей. Так как, кроме того, все явления у плоской пластинки происходят в самой простейшей форме, то, по-видимому, она будет наиболее пригодной и интересной для теоретического изучения свойств крыльев при сверхзвуковых скоростях. Для того чтобы освободиться от ограничивающих предположений формул А — В для подъемной силы и лобового сопротивления, мы рассчитаем сначала эти силы непосредственно из плоских элементарных потоков для определенных углов атаки и скоростей полета в воздухе давлением р—10 кг/м2 и температурой 15°С. Нижняя сторона: у переднего края появляется сначала косой уточняющий удар с непостоянным отклонением. Сила Р, действующая на поверхность F, равняется, следовательно, имеем подъемную силу и сопротивление силы и лобового сопротивления, отнесенные к скоростному напору, равняются: Этот метод непосредственного расчета хотя и является наиболее точным, однако, как мы видим, он р достаточной мере сложен и еще более усложняется при увеличении скоростей, когда вычерченные диаграммы основных потоков уже не могут применяться. Полученное совпадение качеств для случаев, имеющих практическое значение (и углов атаки), вполне удовлетворительное. Коэффициенты подъемной силы в зависимости от угла атаки и скорости полета и поляры при различных скоростях полета для плоской пластинки. Коэффициенты подъемной силы, а вместе с ними и коэффициент лобового сопротивления быстро уменьшаются при увеличении скорости таким образом, что качество профиля остается постоянным. Мы видим. что кривые качественно подобны известным баллистическим кривым сопротивления. Поляры, полученные чисто аналитическим путем, обладают известным качественным сходством с полярами Бригеса, полученными им опытным путем. Кроме того, мы видим, что все поляры геометрически подобны и что центры подобия находятся в начальной точке ординат. Применяемый нами способ расчета имеет известное ограничение (правда, практически не имеющее особого значения), а именно: в интервале скоростей критические углы удара настолько малы, что они приближаются к углам атаки, а следовательно, чрезвычайно малые уплотнения, которыми мы пренебрегаем при этих скоростях, рассчитываются не вполне правильно. С другой стороны, при очень больших скоростях снова получается несоответствие в отношении условий уплотняющего удара, а именно это наблюдается при скоростях а, когда угол Маха будет меньше, чем угол атаки. Поражает также абсолютная величина сил давления воздуха вблизи земной поверхности. Обычному в данное время качеству крыла, равному около 10, соответствует угол атаки примерно в 0=6°. Из поляр получаем для 2а коэффициент, равный приблизительно 0,25. Нагрузка на единицу поверхности такого крыла равняется.
Искривленная пластинка
Если касательная профиля при входе располагается параллельно к направлению полета или образует с этим направлением небольшой угол, тогда действием уплотняющего удара можно вовсе пренебречь, и поток будет давать простое расширение но Мейеру, которое распределяется непрерывно по всей ширине профиля. Степень отклонения определяется наклоном поверхности крыла. На верхней кромке профиля будет постоянно иметься разрежение, а с нижней стороны всегда сжатие. При этом необходимо, чтобы повышение давления происходило постепенно для того, чтобы сходящиеся махонские волны сжатия не встречались бы вблизи профиля и, отражаясь, не нарушали распределения давления у профиля. Коэффициент подъемной силы равняется, следовательно, он совершенно не зависит от формы профиля. Коэффициент лобового сопротивления равняется. При этом в отношении формы крыла следует сделать определенные допущения. Следовательно, ферма параболическая, причем входная касательная располагается параллельно направлению потока. Если угол входной касательной представляет собой угол незначительно отличающийся от нуля, то мы просто его складываем с вышеуказанными углами. Таким образом лобовое сопротивление в данном случае будет больше, чем у плоской пластинки, а подъемная сила одинакова. Распределение давления дает линейное повышение или уменьшение давлений по направлению к задней кромке. Обусловливаемое таким распределением давления обтекание задней кромки крыла само по себе не может нарушить распределения давления.
Тонкая плоская пластинка представляет собой наилучший профиль для сверхзвуковых скоростей. Так как, кроме того, все явления у плоской пластинки происходят в самой простейшей форме, то, по-видимому, она будет наиболее пригодной и интересной для теоретического изучения свойств крыльев при сверхзвуковых скоростях. Для того чтобы освободиться от ограничивающих предположений формул А — В для подъемной силы и лобового сопротивления, мы рассчитаем сначала эти силы непосредственно из плоских элементарных потоков для определенных углов атаки и скоростей полета в воздухе давлением р—10 кг/м2 и температурой 15°С. Нижняя сторона: у переднего края появляется сначала косой уточняющий удар с непостоянным отклонением. Сила Р, действующая на поверхность F, равняется, следовательно, имеем подъемную силу и сопротивление силы и лобового сопротивления, отнесенные к скоростному напору, равняются: Этот метод непосредственного расчета хотя и является наиболее точным, однако, как мы видим, он р достаточной мере сложен и еще более усложняется при увеличении скоростей, когда вычерченные диаграммы основных потоков уже не могут применяться. Полученное совпадение качеств для случаев, имеющих практическое значение (и углов атаки), вполне удовлетворительное. Коэффициенты подъемной силы в зависимости от угла атаки и скорости полета и поляры при различных скоростях полета для плоской пластинки. Коэффициенты подъемной силы, а вместе с ними и коэффициент лобового сопротивления быстро уменьшаются при увеличении скорости таким образом, что качество профиля остается постоянным. Мы видим. что кривые качественно подобны известным баллистическим кривым сопротивления. Поляры, полученные чисто аналитическим путем, обладают известным качественным сходством с полярами Бригеса, полученными им опытным путем. Кроме того, мы видим, что все поляры геометрически подобны и что центры подобия находятся в начальной точке ординат. Применяемый нами способ расчета имеет известное ограничение (правда, практически не имеющее особого значения), а именно: в интервале скоростей критические углы удара настолько малы, что они приближаются к углам атаки, а следовательно, чрезвычайно малые уплотнения, которыми мы пренебрегаем при этих скоростях, рассчитываются не вполне правильно. С другой стороны, при очень больших скоростях снова получается несоответствие в отношении условий уплотняющего удара, а именно это наблюдается при скоростях а, когда угол Маха будет меньше, чем угол атаки. Поражает также абсолютная величина сил давления воздуха вблизи земной поверхности. Обычному в данное время качеству крыла, равному около 10, соответствует угол атаки примерно в 0=6°. Из поляр получаем для 2а коэффициент, равный приблизительно 0,25. Нагрузка на единицу поверхности такого крыла равняется.
Искривленная пластинка
Если касательная профиля при входе располагается параллельно к направлению полета или образует с этим направлением небольшой угол, тогда действием уплотняющего удара можно вовсе пренебречь, и поток будет давать простое расширение но Мейеру, которое распределяется непрерывно по всей ширине профиля. Степень отклонения определяется наклоном поверхности крыла. На верхней кромке профиля будет постоянно иметься разрежение, а с нижней стороны всегда сжатие. При этом необходимо, чтобы повышение давления происходило постепенно для того, чтобы сходящиеся махонские волны сжатия не встречались бы вблизи профиля и, отражаясь, не нарушали распределения давления у профиля. Коэффициент подъемной силы равняется, следовательно, он совершенно не зависит от формы профиля. Коэффициент лобового сопротивления равняется. При этом в отношении формы крыла следует сделать определенные допущения. Следовательно, ферма параболическая, причем входная касательная располагается параллельно направлению потока. Если угол входной касательной представляет собой угол незначительно отличающийся от нуля, то мы просто его складываем с вышеуказанными углами. Таким образом лобовое сопротивление в данном случае будет больше, чем у плоской пластинки, а подъемная сила одинакова. Распределение давления дает линейное повышение или уменьшение давлений по направлению к задней кромке. Обусловливаемое таким распределением давления обтекание задней кромки крыла само по себе не может нарушить распределения давления.