ВУЗ:
Составители:
Рубрика:
При χ = 0 и M
∞
= 0 эта формула переходит в формулу (114), справедливую для прямого
крыла и несжимаемого потока.
Поделив обе части равенства (173) на λ и выполнив преобразования, имеем
нсжya
нсжyaкрya
c
M
cc
2
0
2
0
tg
1
1tg
. (174)
Коэффициент индуктивного сопротивления для всех крыльев конечного размаха в
дозвуковом сжимаемом потоке может быть с достаточной точность выражен той же формулой
(113), что и в несжимаемом потоке.
Обтекание крыла сверхзвуковым потоком сопровождается образованием около него
систем слабых скачков уплотнения и волн разрежения, которые создают качественно иную, чем
на дозвуковых скоростях, картину распределения давления.
На рис. 52 показана часть передне-боковой кромки крыла произвольной формы в плане.
Каждая точка кромки является источником возмущений, распространяющихся внутри
конических волн, следы которых на плоскости рисунка показаны штриховыми линиями.
Рис. 52 Дозвуковая и сверхзвуковая кромки крыла
Страницы
- « первая
- ‹ предыдущая
- …
- 83
- 84
- 85
- 86
- 87
- …
- следующая ›
- последняя »
