Нагрузки на крыло в полете

Нагрузки, действующие на крыло в полете [c.86]

Общая нагрузка на крыле. В установившемся горизонтальном полете подъемная сила Y уравновешивает вес самолета G. Поэтому на половину крыла дейст- [c.86]

Рис. 2.3. Нагрузки, действующие на крыло в полете

Для истребителей увеличение максимальной скорости с помощью увеличения нагрузки на крыло даже при условии использования механизации оказалось неприемлемым. Потребовалось удержать нагрузку на крыло в пределах 180 — 200 кгс/м для обеспечения необходимых маневренных характеристик. Минимальное время виража зависит от отношения нагрузки на крыло к максимальной скорости полета (рис. 26) [c.391]

За основу была принята схема свободнонесущего, хорошо обтекаемого скоростного самолета-моноплана с увеличенной нагрузкой на крыло, с гладкой обшивкой и потайной клепкой, закрытой кабиной летчика и с убирающимся в полете шасси, определившая значительное снижение лобового сопротивления (примерно на 45% у самолетов-истребителей и на 30—33% у тяжелых самолетов). Кроме того, были применены так называемые средства механизации крыльев (щитки, закрылки, предкрылки и выдвижные подкрылки с воздушными, гидравлическими и электромеханическими системами привода) для увеличения подъемной силы при посадочных углах атаки. Тогда же началось освоение авиационных двигательных установок большой мощности с хорошо обтекаемыми капотами и радиаторами, с воздушными винтами изменяемого шага и с приводными нагнетателями, намного увеличившими высотность двигателей (свойство сохранения постоянства мощности до расчетных высот полета). К тому же времени относилось использование новых конструкционных материалов — различных марок высокопрочной стали и легких сплавов. [c.343]

На основании результатов изучения основных направлений, исследований и разработок в области гражданской аэронавтики, позволивших определить размеры правительственной помощи на развитие авиации, среди прочего рекомендовано ...усилить внимание снижению шума транспортных самолетов,. .. разработке новых систем самолетов с коротким разбегом и пробегом [7]. При обслуживании трасс протяженностью 95—950 км будут несомненно использоваться летательные аппараты укороченного или вертикального взлета и посадки нескольких классов — от вертолетов до самолетов со стационарным крылом. К аппаратам всех классов предъявляется требование по ограничению уровня шума. Предполагается, что на многих летательных аппаратах с коротким разбегом и пробегом и со стационарным крылом будут использоваться большие поворотные плоскости (закрылки), взаимодействующие с истекающими потоками от компрессоров или вентиляторов реактивных двигателей. Такие агрегаты будут применяться взамен укрупненных крыльев для того, чтобы обеспечить высокие летные характеристики и качество управления, поддерживать на протяжении большей части полета высокую нагрузку на крыло. [c.69]

Нагрузка на крыло за цикл стоянка—полет—стоянка. Когда самолет находится на земле, на крыло действует отрицательная нагрузка от веса конструкции при взлете крыло воспринимает положительную нагрузку (перегрузка равна примерно единице). Во время набора высоты, крейсерского полета и снижения нагрузки изменяются в зависимости от порывов ветра или выполняемых маневров. В момент приземления нагрузка приобретает отрицательное значение, а за- [c.84]

Найти ускорение разгона самолета в горизонтальном полете (Пу—1) иа Я = 15 км при М=1,8, если известно, что предельная высота горизонтального полета самолета с данным весом при этой скорости (статический потолок) равна, 20 км, а нагрузка на крыло G/S — 300 кг/м . [c.193]

Влияние высоты, скорости полета и удельной нагрузки самолета на величину перегрузки св. Для более наглядного представления влияния названных факторов на перегрузки при сваливании самолета покажем на одном примере изменение в зависимости от числа М величин и j/j, для заданных высот и постоянной удельной нагрузки на крыло (рис. 11). [c.170]

Как видно из формулы, изменение удельной нагрузки на крыло эквивалентно изменению атмосферного давления, т. е. высоты полета. Поэтому зависимость коэффициента Су и перегрузки Псв от удельной нагрузки на крыло может быть представлена графиками, аналогичными приведенным на рис. И и 12. Только в этом случае вместо заданных значений высоты следует вычислить соответствующие им значения GjS (рис. 13 и 14). [c.172]

Данные на этой диаграмме попадают в достаточно широкую полосу, но Полоса ориентирована приблизительно параллельно этой прямой линии. Мы можем отметить далее отличное объяснение для наблюдаемой ширины полосы все птицы, данные для которых лежат у нижней границы полосы, — хищные птицы, способные ловить добычу и улетать с нею. Поэтому нагрузка на крыло у них должна быть относительно низкой, чтобы они могли успешно улетать с этой дополнительной ношей... Начальная медленная стадия полета особенно облегчается низкой нагрузкой на крыло, а также и наблюдаемой у многих из этих птиц тенденцией иметь весьма выпуклые крылья (с большим максимальным значением коэффициента подъемной силы). [c.52]

С. В. Ильюшин считал, что достичь заданной дальности на скоростном самолете можно и при крыле с умеренным геометрическим удлинением, так как доля индуктивного сопротивления в общем балансе лобового сопротивления самолета зависит от подъемной силы крыла и уменьшается на малых углах атаки, характерных для полета со скоростью 350—400 км/ч. Снизить возросшую при этом долю профильного сопротивления можно было применением тонкого двояковыпуклого профиля, а также сокращением площади крыла вследствие увеличения удельной нагрузки на него. В связи с этим для скоростного дальнего бомбардировщика ЦКБ-26 было спроектировано крыло, параметры которого для самолета такого назначения были [c.340]

Основу советской фронтовой бомбардировочной авиации к концу 30-х годов составляли скоростные бомбардировщики СБ А. Н. Туполева, Созданная еще в 1934 г., эта машина практически уже исчерпала возможности дальнейшего совершенствования. На базе компоновки СБ под руководством А. А. Архангельского в 1939 — 1940 гг. последовательно были разработаны самолеты Ар-2 и Б , в которых предусматривалась возможность бомбометания с пикирования. В их проектировании нашло отражение стремление увеличить в первую очередь максимальную скорость полета. Коренная модификация СБ при переходе к Ар-2, а позднее к Б заключалась в увеличении нагрузки на крыло, общем улучшении аэродинамики и установке моторов М-105 повышенной по сравнению с М-103 мощности. На Ар-2 удалось увеличить максимальную скорость по сравнению с ее значением у СБ на 30 км/ч, что было все же недостаточно. Одновременно сильно ухудшилась продольная устойчивость. И хотя Ар-2 с 1940 г. выпускался серийно, проблема создания пикирующего бомбардировщика, в полной мере удовлетворяющего возросшим требованиям, нуждалась в срочном решении. [c.53]

Развитие истребителей в 30-е годы проходило по двум направлениям дальнейшее совершенствование истребителей-бипланов как продолжение маневренных истребителей первой мировой войны, основное достоинство которых — отличная маневренность благодаря малой нагрузке на крыло и достаточно высокой энерговооруженности, в те годы казалось определяющим. Расплатой была не слишком высокая максимальная скорость полета (рис. И) [c.374]

На рис. 18 показаны взлетные тяговооруженности самолетов, на которых установлен рекорд. Нанесены линии равных значений обобщенного баллистического коэффициента S/rjG, который определяет уровень аэродинамики скоростного самолета. Видно, что застой в аэродинамике продолжался в течение 10 лет, только в 1934 г. рекорд скорости был увеличен за счет снижения сопротивления самолета и совершенствования воздушных винтов (были внедрены убирающиеся шасси и винты изменяемого шага), что позволило значительно уменьшить лобовое сопротивление самолета и реализовать полную располагаемую мощность мотора на всех режимах полета. Рекордный самолет 1932 г. обладал менее совершенной аэродинамикой, чем самолет 1924 г. (В работе [13] отмечено, что его конструктором было допущено бесцеремонное обращение с аэродинамикой .) Прирост максимальной скорости АК 25,6 км/ч был достигнут за счет увеличения взлетной энерговооруженности N/G на 37% (от 0,53 до 0,73). Следующий рекорд (1935 г.) был установлен на самолете с ВИШ и закрылками, что обеспечило не только увеличенную тягу винта на взлете, но и позволило существенно увеличить нагрузку на крыло, т. е. снизить лобовое сопро- [c.386]

На рис. 24 показаны максимальные и крейсерские скорости полета самолетов 1917 — 1947 гг. и высоты, на которых эти скорости достигались. Показаны кривые постоянных скоростных напоров. Увеличение высоты крейсерского полета бомбардировщиков (ТБ-1, ТБ-3, ТБ-7, Ту-4) сопровождалось увеличением скоростного напора и соответствующим возрастанием нагрузки на крыло (рис. 25). На рис. 24 показано, что увеличение высоты полета при достаточно большой постоянной скорости приводит к увеличению аэродинамического качества в горизонтальном полете и, следовательно, к уменьшению потребной энерговооруженности [c.390]

Планер СК-9 предназначался для дальних полетов на буксире за самолетом и по сравнению с обычными спортивными и тренировочными планерами того времени имел более высокую нагрузку на крыло и увеличенный запас прочности. Конструктивной особенностью СК-9 было наличие трех багажных отсеков, расположенных между лонжеронами крыла непосредственно у центра тяжести планера одного в фюзеляже за кабиной пассажира и двух в центроплане у бортов фюзеляжа. Эти особенности делали СК-9 наиболее пригодным для переоборудования в летающую лабораторию по отладке и летным испытаниям ЖРД. Двигатель ОРМ-65, который должен был иметь регулируемую в полете тягу от 50 до 175 кгс, устанавливался на консольной раме, крепившейся к силовому шпангоуту, замыкавшему хвостовую часть фюзеляжа планера. Для защиты руля направления от выхлопной струи двигатель закрывался сверху металлическим козырьком, а нижняя часть руля направления обшивалась листом из нержавеющей стали. Три топливных бака емкостью по 20 л для питания двигателя располагались последовательно друг за другом в фюзеляже. В отсеке задней кабины для пассажира устанавливался бак с горючим (керосином), а в фюзеляжном багажном отсеке размещались два бака с окислителем (азотной кислотой). На случай негерметичности баков с окислителем они устанавливались в специальных дюралюминиевых ваннах, имевших слив за борт. Общий запас топлива на борту ракетного планера, равный 75 кг, обеспечивал непрерывную работу двигателя в течение 100 с. Компоненты топлива подавались в камеру сгорания двигателя по вытеснительной схеме — давлением сжатого воздуха из четырех баллонов емкостью по 5 л, расположенных в крыльевых багажных отсеках планера, по два баллона с каждой стороны фюзеляжа. [c.402]

В ходе первых соревнований планеры просто стартовали от точки запуска (обычно на каком-нибудь холме) и приземлялись в расположенную внизу долину. В соревнованиях оценивалась дальность или продолжительность полета. В любом случае наиболее коротким путем к успеху было создание планера с минимальной нагрузкой на крыло. Проектировщики быстро обнаружили, что увеличение площади крыла за счет использования бипланной схемы не дает желаемых результатов сопротивление [c.48]

Из рис. 4 ясно видно, что для уменьшения скорости полета следует уменьшить нагрузку на крыло. По существующим нормам для моделей, участвующих в соревнованиях, и для установления рекордов нагрузка задается по суммарной площади крыла и горизонтального оперения и не должна быть меньше 12 г/дм . [c.9]

Формирование рельефа излома кронштейна в эксплуатации произошло в течение длительного периода времени в результате регулярного нагружения кронштейна блоком циклических нагрузок, повторявшихся от полета к полету в момент выпуска и уборки системы механизации крыла. В результате этого излом имел четкую последовательность усталостных мезолиний, отражающих повторяющийся цикл нагружения кронштейна от полета к полету. Между регулярно расположенными в изломе мезолиниями сформированы нерегулярные линии, отражающие колебания уровня нагрузки на кронштейн в пределах каждого полета воздушного судна (рис. 5.7). Представленный фрагмент излома и его спектрально-фрактальные характеристики свидетельствуют о том, что даже в пределах небольшого участка излома имеет место их существенное рассеяние во взаимно перпендикулярных направлениях. Средняя величина фрактальной размерности указывает на необходимость в оценках КИН увеличивать измеряемый размер трещины на 20-30 %, поскольку затраты энергии на рост трещины выше, чем по оценке ее проекции на условную горизонтальную плоскость. [c.265]

В 1936 г. конструкторским коллективом С. В. Ильюшина был сконструирован бомбардировщик дальнего действия ДБ-3, снабженный, как и самолет АНТ-37, теми же двумя двигателями М-85 (позднее последовательно заменявшимися двигателями М-86 и М-87А), с крылом относительно небольшого удлинения и с повышенной удельной нагрузкой на крыло. Он развивал в полете на дальность среднюю скорость около 310—340 км1час и был принят на вооружение ВВС как основной тип самолета этого класса. Высокие летные качества его позволили летчику В. К. Коккинаки установить в 1936 г. мировые рекорды по поднятию 1000—2000 кг груза на высоту 11—12 тыс. м и выполнить в 1938—1939 гг. беспосадочные перелеты из Москвы на Дальний Восток (7600 км) и из Москвы в США — до острова Мискоу на западном побережье Атлантики (около 8000 км) — со средней скоростью 348 км1час. [c.355]

Случай А — криволинейный полет с такой же перегрузкой, как и в случае А, но при наибольшей возможной или допустимой скорости 1 максмакс самолета. Для истребителей скорость этого случая соответствует скорости пикирования, лсоэффициентсу меньше, чем су макс> а коэффициент f = 1,5. Этот случай введен потому, что суммарная нагрузка на крыло здесь такая же, как в случае А, но распределение нагрузки при малых углах атаки из-за влияния сжимаемости воздуха другое центр давления,сдвинется назад, и элементы крыла, расположенные к задней кромке, нагружаются больше, чем в случае Л изменяется также распределение нагрузки по размаху крыла. [c.94]

Физической причиной, вызывающей усталость конструкции самолета, являются переменные нахрузки, действующие в процессе эксплуатации [2]. Источники возникновения этих нахрузок различны, как различна и их физическая природа, в связи с чем характер переменных нахрузок тоже различен как по своей структуре, так и по величине и частотному составу. Вместе с тем можно выделить нагрузки, определяющие долговечность основной силовой конструкции, например, крыла и фюзеляжа, весовое совершенство и прочность которых в первую очередь, характеризуют качество конструкции самолета в целом. Если речь идет о нагруженности и оценке долговечности продольных элементов крыла (лонжеронов, стрингеров, обшивки), то существенными являются лишь переменные нагрузки, характеризующиеся довольно низкой частотой, не превышающей в крайнем случае десятков Герц. К низкочастотным нагрузкам на крыло следует в первую очередь отнести переменную нахрузку, цикл изменения которой соответхлъует одному полету. Эта нахрузка вызвана переходом самолета из стояночного положения, когда на самолет действуют лишь силы веса, в полетное положение, ковда на самолете возникают аэродинамические нагрузки и обратно. [c.411]

Эта переменная нагрузка, действующая с частотой порядка 10 Гц, называется нахруз-кой функционирования, так как она неизбежно сопутствует функционированию самолета и предопределяет его назначение как летательного аппарата. К переменным нагрузкам относятся также дополнительные, в определенном смысле паразитные нахрузки, реально возникающие из-за воздействия атмосферной турбулентности и неровностей аэродромов. Частота этих нахрузок находится в диапазоне от десятых долей до единиц герц. Наконец, промежуточное положение между нагрузками функционирования и дополнительными нагрузками занимают маневренные нагрузки. Некоторые из них являются неизбежными гфи выполнении полета, другая же часть связана с управлением самолетом в процессе воздействия атмосферной турбулентности. На практике для пассажирских самолетов маневренные нагрузки на крыло и нагрузки от воздействия турбулентности рассматриваются совместно. [c.411]

Сказанное особенно сильно проявляется у современных скоростных самолетов, обладающих настолько большой кинетической энергией, что даже небольшое ее уменьшение вызывает значительный прирост высоты. Так, если у реактивного самолета со стреловидным крылом и нагрузкой на крыло, равной 400—420 кг м , летящего на исходном режиме горизонтально на высоте 10 000 м с приборной скоростью 385 км час (эти условия соответствуют полету на втором режиме), летчик, не трогая рычагов управления двигателями, уменьшит скорость до 365 км1час , то самолет за счет части своей кинетической энергии наберет около 200 м высоты. Правда, этот подъем будет лишь временным. После того как новое значение скорости установится, самолет уже не будет лететь горизонтально, так как теперь он находится в области второго режима, где избыток мощности стал отрицательным, а перейдет йа установившееся снижение с вертикальной скоростью около 0,4—0,5 м1сек. В результате он вновь снизится до той начальной высоты, на которой был начат маневр, й будет снижаться дальше. Но как легко подсчитать, снижение до исходной высоты будет продолжаться 6—8 мин по истече- [c.32]

Что касается вопроса мощности, потребной для полета, то тот факт, что птицы действительно летают по воздуху, предоставил опреде-леппую твердую поддержку для предположений. Довольно рано было иризиапо, что в расчетах важную роль должны играть две характеристические величины. Одна из них — соотногпение между весом W и площадью крыла S. Мы называем это соотношение удельной нагрузкой на крыло W/S. Вторая величина — это соотношение между весом W и располагаемой мощностью Р. Соотношение W/P называется нагрузкой па единицу мощности. В случае полета птицы, располагаемая мощность — это мышечная энергия, которую птица может прилагать в полете. Можно допустить, что последняя величина приблизительно пропорциональна весу птицы. [c.27]

И различных птиц, избегающих медленного полета, для ко торых это отношение меньше 10. Эти последние имеют высокую нагрузку на крыло к ним относятся стрижи, а также различные водяные и другие птицы, которые, как будет видно в ч. 3, взлетают только после длинного разгона. [c.54]

Если опытный самолет YF-17 разрабатывался как специализированный истребитель завоевания превосходства в воздухе, то самолет F/A-18 предназначался, кроме того, и для выполнения задач изоляции поля боя и сопровождения при эксплуатации с палубы авианосца, поэтому его конст-руиция имеет значительные отличия от конструкции YF-17. Для осуществления посадок на палубу шасси и фюзеляж самолета были усилены, установлен задерживающий крюк, обеспечено складывание крыла. Возросшая при этом взлетная масса потребовала увеличения площади крыла с 32,5 до 37,16 м для сохранения на прежнем уровне удельной нагрузки на крыло. Внутренний запас топлива был увеличен в связи с большей дальностью полета при выполнении задач изоляции поля боя и сопровождения. Тяга двигателей была увеличена с 66,7 до 71,22 кН для сохранения на прежнем уровне тяговооруженности самолета. [c.89]

Возвращаясь к концу ЗО-х годов, можно отметить, что советский И-153 оказался самым совершенным среди современных ему маневренных истребителей-бипланов других стран. Однако время маневренных истребителей было уже на исходе. Для успешных действий требовались все более и более скоростные машины. Оптимальной для достижения большой скорюсти была схема моноплана. Ни одна из попыток совместить требования скорости с высокой маневренностью, присущей бипланам с небольшой удельной нагрузкой на крыло, не удалась, да и не могла удасться. Последней реализованной попыткой стал истребитель И-190, разработанный под руководством Н. Н. Поликарпова в 1939 г. Этот самолет являлся дальнейшим развитием И-153. Первый, полет И-190 совершил 30 декабря [c.145]

Период бурного развития советских скоростных боевых самолетов и, в первую очередь, истребителей начался в 1933—1934 гг. Создание скоростных машин, как особого в то время класса самолетов, было связано с применением монопланной схёмы. Правда, сама по себе моноплан-ная схема не служила атрибутом только скоростного самолета, она применялась в авиации чуть ли не с ее зарождения. Для скоростных самолетов характерно применение свободнонесущей схемы моноплана, у которой отсутствуют подкосы, стойки, растяжки и непременно обеспечивается повышенная нагрузка на крыло (иначе говоря, площадь крыла меньше обычной). В аэродинамическом и конструктивном плане переход к схеме скоростного моноплана сопровождался целым рядом необходимых сопутствующих мероприятий, обеспечиваюпщх снижение лобового сопротивления. К ним относятся мероприятия по снижению сопротивления систем охлаждения мотора (капоты, тоннельные радиаторы), применение удобообтекаемых кабин экипажа (закрытый фонарь летчика) и, наконец, применение убирающегося в полете шасси. После реализации комплекса этих мероприятий одним из основных источников аэродинамического сопротивления становится трение воздуха. Самый естественный путь уменьшения сопротивления трения заключается в уменьшении площадей трения и прежде всего площади крыльев, то есть в повышении удельной нагрузки на крыло. По существу, переход к моноплан-ной схеме был одним из проявлений борьбы за уменьшение трения. При повышении удельной нагрузки на крыло биплан становился уже менее выгодным, чем свободнонесущий моноплан, поскольку при равной площади несупщх поверхностей проигрывал в аэродинамическом и весовом отношении. В этом случае для создания такой же, как у моноплана, подъемной силы, крылья биплана должны были иметь заметно большее удлинение, их средняя хорда оказывалась слишком малой, как и строительная высота [14]. [c.146]

В ходе государственных испытаний, которые проводили летчики П. М. Стефановский и С. П. Супрун, самолет показал высокие характеристики (см. рис. 1, табл. 1). Но в то же время стало ясно, что полностью решить вопросы устойчивости и управляемости не удалось. Летчики отмечали, что в полете на больших углах атаки истребитель теряет поперечную устойчивость, в частности поэтому было велико время выполнения виража (25 с) не вполне удовлетворительными оказались взлетно-посадочные свойства. Эти недостатки являлись следствием малых несущих свойств принятых концевых профилей и большой удельной нагрузки на крыло. [c.17]

Из всей массы опытных истребителей нового поколения, прошедших летные испытания, для серийной постройки были отобраны три И-26 (Як-1), И-301 (ЛаГГ-3), И-200 (МиГ-1, затем МиГ-3). В сравнении с выпускавшимися еще в 1940 г. истребителями И-16 (типов 24 и 29) и И-153 с моторами М-бЗ новые самолеты обладали на 120 — 150 км/ч большими скоростями полета. Это было достигнуто благодаря установке новых моторов большой мощности, эффективных винтов изменяемого шага, а также высокому аэродинамическому совершенству компоновок. Новые истребители-монопланы отличались хорошо обтекаемой формой, сравнительно небольшим аэродинамическим сопротивлением, приходящимся на систему охлаждения, и повышенной удельной нагрузкой на крыло. [c.32]

От В-17 бомбардировщик В-24 отличался существенно более высокой удельной нагрузкой на крыло, которое имело заметно большее удлинение (на 35%) для повышения аэродинамического качества в крейсерском полете. Все бомбовое вооружение располагалось внутри фюзеляжа стрелковое вооружение составляли 10 крупнокалиберных пулеметов. По сравнению с В-17 Либерейтор имел большую максимальную бомбовую нагрузку (до 5800 кгс) и несколько большую дальность полета. По своим скоростным и высотным качествам В-17 и В-24 были почти равноценны. [c.281]

При высоких скоростях полета В-58 А-2229,8 км/ч на высоте 12200 м-использование традиционных турельных пулеметных установок для обороны бомбардировщика оказалось нецелесообразным. Поэтому В-58А оснащался хвостовой турелью с многоствольной 20-мм пушечной установкой, целеуказание для которой выдавалось РЛС. Взлетная масса В-58 А составляла 73940 кг, а соответствующая удельная нагрузка на крыло-около 512 кг/м . [c.86]

Своеобразным развитием идей, заложенных в А ЮБ, стал планер Мечта , разработанный и построенный московским самодеятельным клубом под руководством Владимира Федорова Этот планер москвичи впервые продемонстрировали иа СЛА-89 в Риге По конструкции, технологии изготовления и внешнему виду Мечта — современный спортивный планер (рис 55), по удельной нагрузке на крыло и некоторым другим параметрам — это типичный планер первоначального обучения Летает Мечта , как и подобает мечте, совсем неплохо Впервые в истории слетов СЛА в Риге была выполнена буксировка планера самолетом Самодельная Мечта запускалась серийным самолетом Виль-га Также впервые первый испытательный полет на самоделке выполнил ие профессиональный испытатель, а пилот-любитель — киевлянин Александр Евтехов, который блестяще справился со своей задачей. [c.57]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...