Профилът на крилото, характеризиращ се с отдалечен от позицията носа на точката на преминаване на ламинарен поток за турбулентен поток в естественото, т.е. без използването на допълнителна енергия за затягане на прехода, като, например, чрез засмукване на граничната повърхност на слоя охлаждане (вж. ламинарен граничен слой). Задълбочени изследвания на състоянието на полета на граничния слой в пряк дозвукови самолети крило (1938), показват наличието на значителни части от ламинарен граничен слой. В СССР (IV Ostoslavsky, GP Svishchev KK Fedyaevsky) и в чужбина, са разработени и се прилагат в редица самолети Л. н. А форма, която ви позволява да се измести назад положение на точката на преход от ламинарен граничен слой в бурна и за сметка на намаляване на съпротивлението на триене и следователно общата аеродинамичното съпротивление на самолета. За този профил форма трябва да предоставя на повърхността си в региона очаква за ламинарен ускорено с възможно градиент голяма скорост, за да се увеличи устойчивостта на сътресения на ламинарен поток. Геометрично, това се постига чрез смесване отново позицията на максималната дебелина и вдлъбнат профил (вж. Кривината на профила), увеличаване на относителната дебелина на профила и някои намаляване на радиуса на кривината на чорапа. По този начин, за да се предотврати невъзможно щанд избегне намаляване рязко скорост в опашката, дифузьора, на профила, което води до ограничаване на геометрията на профила (неприемливи, например, отместването на максималната дебелина и вдлъбнатините на средния профил, както и прекомерно увеличаване на дебелината и вдлъбнатини) ,
Фактор ограничаване природен ламинарен граничен слой е почистване на ръба на крилото водещ. При по-голям ъгъл почистване 20-25 (°) се наблюдава значително намаляване на потока на ламинарен. С естествени пластинковите части могат да се появят в различни компоненти на въздухоплавателни средства (пръст корпус, хоризонтална и вертикална опашка и т. Д). проучвания, проведени на полета на дозвукови скорости на крилата на самолета и прави крила с размах ъгъл на по-малко от 20 (°), са подредени в А. п. потвърди наличието на разширени ламинарни райони (до 30-50% от акорда). Така критичен брой на Рейнолдс, определена от дължината на ламинарната част достига Re * (≈) 10-12) * 106. Извършва се в средата на 80-те години. в СССР (Централен аерохидродинамически институт) и в чужбина, изчислена и експериментално изследване на голям брой Рейнолдс показа възможността за получаване на удължен (до средата на акорд) ламинарни секции в ултразвуковите профили на потока с ускоряването на потока в местната свръхзвуков зона. В този полет числото трябва да бъде ограничена, а не позволява появата на силни удари и значителна съпротива вълна. Прилагане на свръхкритични профили ускорение поток в местна свръхзвуков зона намалява съпротивлението при високи скорости дозвукови самолетни както чрез естествен ламинарен, и за сметка на малка, в сравнение с конвенционалните профили, съпротивлението на вълната.
Помощ за търсене двигатели
Свързани статии