стреловидного крыла теория

Особенности и преимущества стреловидного крыла (СК), использующего скольжения принцип, проявляются в чистом виде для крыла бесконечного размаха. В соответствии с этим принципом аэродинамические характеристики СК с углом стреловидности {{}}, обтекаемого однородным потоком идеальной жидкости со скоростью V{{}}, обусловлены его взаимодействием с поперечным течением, имеющим на бесконечности поперечную скорость Vn{{}} = V{{}}cos{{}} и их определение сводится к расчёту обтекания профиля (см. Профиля теория). По известным аэродинамическим характеристикам профиля вычисляются соответствующие характеристики СК. В частности, для критического Маха числа M*, подъёмной силы Y, сопротивления аэродинамического X и аэродинамических коэффициентов (подъёмной силы cya и сопротивления cxa) имеют место соотношения: M* = Mn*/cos{{}}, Y = Yn, X = Xncos{{}}, cya = cyancos2{{}}, cxa = cxancos3{{}}. Таким образом, несущие свойства СК ниже, чем у прямого, однако аэродинамическое сопротивление СК меньше, а аэродинамическое качество и, что особенно важно при трансзвуковых скоростях полёта, число M* больше, чем у прямого крыла. С. к. т., являясь частным случаем крыла теории, позволяет рассчитывать суммарные и локальные аэродинамические характеристики не только при безотрывном обтекании, но и при наличии срыва потока в заданных местах (в частности, на всех кромках крыла). Вместе с тем применение положений и методов теории крыла к СК имеет некоторые особенности, наиболее существенные при дозвуковых скоростях полёта. В последнем случае для СК характерна пространств, картина обтекания с образованием сложной вихревой структуры. В рамках линейного приближения модель несущей нити, строго говоря, неправомочна для СК даже при большом удлинении крыла, так как поле скоростей тонкого вихря имеет особенность в местах изломов передней кромки. Но если вместо гипотезы плоских сечений воспользоваться условием непротекания на несущей поверхности, то одновихревые схемы допустимы. При расчёте обтекания СК сложной формы в плане вихревую схему необходимо строить с учётом особенностей на изломах. Расчёты показывают, что у СК с наплывом, схематизируемого системой вихрей присоединённых, суммарная циркуляция скорости  = {{}} изменяется по размаху плавно (см. рис.), а циркуляции {{}} = {{}} отдельных присоединённых вихрей имеют разрывы в сечениях, соответствующих изломам крыла (нумерация {{}} вихрей ведётся от передней кромки крыла). При больших углах атаки, в особенности при наличии отрыва потока, существенна нелинейность в аэродинамических характеристиках СК, и их расчёт должен проводиться в рамках нелинейной теории, например, методом дискретных вихрей, которая позволяет установить особенности развития вихревой структуры у СК. Устойчивые вихревые жгуты, образующиеся на подветренной стороне СК, повышают его несущие свойства. При расчёте обтекания СК на сверхзвуковых скоростях необходимо учитывать различные области влияния, в том числе и включающие вихревой след, сходящий с задней кромки крыла. Применение СК позволило смягчить волновой кризис (резкое возрастание коэффициентов аэродинамического сопротивления и смещение фокуса аэродинамического при трансзвуковых скоростях) и способствовало преодолению звукового барьера. Большая роль во внедрении СК в практику самолётостроения, проведении необходимых для этого теоретических и экспериментальных исследований в нашей стране принадлежит В. В. Струминскому.