Алфавитный указатель

Скольжения принцип

скольжения принцип в аэродинамике — разложение потока, обтекающего цилиндрическое тело бесконечного размаха, на два течения, одно из которых происходит вдоль оси тела (скользящее течение), другое — в нормальной плоскости (поперечное течение, см. рис.). Применение С. п. позволяет понизить на единицу размерность решаемой задачи.

При движении идеальной жидкости или газа скользящее течение имеет постоянную скорость скольжения VT =  V¥sinc, а изменение поля скоростей b других газодинамических переменных обусловлено поперечным течением, скорость которого Vn =  V¥cosc; c — угол скольжения. Оба эти течения не взаимодействуют между собой (скользящее течение представляет собой однородный поток, а расчёту подлежит только поперечное течение), поэтому С. п. часто называют также принципом независимости. В аэродинамике С. п. широко используется при решении разнообразных задач. Простейшим примером служит плоская косая ударная волна, когда С. п. позволяет свести задачу к исследованию прямой ударной волны. С помощью С. п. результаты расчётов профилей и других плоских тел используются для анализа обтекания скользящих цилиндрических тел бесконечного размаха.

При движении вязкой несжимаемой жидкости поперечное течение также не зависит от продольного, и, следовательно, в этом смысле справедлив принцип независимости, который впервые был установлен В. В. Струминским. При движении сжимаемого газа этот принцип нарушается, но и в этом случае С. п. позволяет упростить решение пространственной задачи (вырожденное течение, d/dz =  0).

В авиации С. п. используется при создании скоростных самолётов путём применения стреловидных крыльев для улучшения их аэродинамических характеристик (повышение критического Маха числа и т. п.). При этом эффект скольжения ослабляется из-за конечности размаха крыла, что обусловливает различные интерференционные явления (концевой эффект, срединный эффект и т. п.). В авиационно-космической технике использование С. п. позволяет снизить максимальные тепловые потоки qw на передних кромках крыльев: qw qwc/qwc =  0 =  (cos c)5/4.

Энциклопедия авиации