Поверхность аэродинамическая три класса

Решение о развитии реактивной истребительной авиации было принято Советским правительством еще в ходе Великой Отечественной войны. Весной 1946 г. начались летные испытания первых отечественных реактивных истребителей МиГ-9 и Як-15, а осенью того же года — летные испытания реактивного истребителя Ла-150. Истребитель МиГ-9 — цельнометаллический моноплан с двумя турбореактивными двигателями РД-20 (рис. 105) — был спроектирован ОКБ А. И. Микояна. Принятая в нем компоновка, характерная размещением двигателей непосредственно в фюзеляже и ставшая впоследствии классической для двухмоторных самолетов этого класса, значительно улучшила его аэродинамические качества. Истребитель Як-15 (рис. 106) был спроектирован ОКБ А. С. Яковлева на базе серийно строившегося самолета-истребителя Як-3 — с заменой поршневого двигателя турбореактивным двигателем РД-10 и с устройством специального экрана из жароупорной стали для защиты нижней поверхности фюзеляжа от действия горячих газов, выбрасываемых из выхлопного сопла. Опытный истребитель Ла-150 был построен по проекту, разработанному ОКБ С. А. Лавочкина. [c.373]

Среди разнообразных разрушающихся теплозащитных материалов особо выделяются волокнистые или армированные, обладающие высоким сопротивлением механическому и тепловому удару, высокой эрозионной и окислительной стойкостью и сравнительно легко формующиеся при изготовлении крупногабаритных изделий. Наиболее распространенные материалы этого класса — стеклопластики на основе кремнеземных или кварцевых волокон. В условиях интенсивного аэродинамического нагрева на поверхности таких стеклопластиков может образовываться вязкая пленка расплава. [c.187]

В ступенях, в которых лопаточный аппарат обтекается потоком при сравнительно малых значениях числа Re (ступени цилиндра низкого давления конденсационных паровых турбин, а также ступени газовых турбин, работающих по открытой схеме), с аэродинамической точки зрения не требуется высокой чистоты поверхности лопаток. Так, выше было указано, что из условий требований аэродинамики направляющие и рабочие лопатки последних ступеней турбины типа К-300-240 достаточно обработать по 6-му классу чистоты. При этом здесь имеется в виду выходная часть профиля лопаток, чистота остальной части поверхности этих лопаток может быть даже ниже. Однако в этом случае исходить при назначении класса чистоты только с точки зрения аэродинамики нельзя. Пониженные требования к чистоте поверхности этих лопаток могут оказать отрицательное влияние на их предел усталости. [c.125]

Аэродинамические поверхности. Различают три класса аэродинамических поверхностей [c.274]

Таким обратом, поиск формы нижней поверхности треугольного в плане волнолета, обеспечивающей максимум аэродинамического качества при заданных удельном объеме и коэффициенте подъемной силы, в классе V-образных крыльев стандартными приемами в рамках представлений о непрерывной зависимости К от параметров привел бы, например, в случае Су 0.121 к оптимальному решению при угле 7 = 80° (см. значки 2 на рис. 1) с превышением аэродинамического качества по отношению к его величине у эквивалентного волнолета с плоской нижней поверхностью на 3%. Наличие же бифуркации К приводит, например, при 7 = 32° к существованию трех волнолетов с одинаковым углом раскрытия V-образного крыла, но с разными углами а и [3. Причем, если форма волнолета, соответствующая меньшему скачку бифуркации К, обеспечивает увеличение аэродинамического качества по сравнению с волнолетом, имеющим нижнюю поверхность в форме треугольной пластины, на 22.5%, то форма волнолета, соответствующая большему скачку в бифуркации К, — более чем на 35.5%. [c.678]

Аэродинамические излучатели можно разделить на два класса, отличающихся по принципу генерации звука динамические сирены, основанные на механическом прерывании потока газа с помощью движущихся (обычно вращающихся) поверхностей, и разного рода свистки, в которых используются те или иные типы неустойчивости струи. [c.10]

Во время режимной наладки котельной установки в соответствии с установленными правилами измеряют расход, скорость, давление, температуру и состав продуктов горения сжигаемого топлива, а также другие величины, характеризующие протекание физических процессов в котельной установке. В результате испытаний и обработки опытных данных должны быть получены показатели котельной установки, характеризующие экономичность сжигания топлива, интенсивность работы топки и поверхностей нагрева, аэродинамическое сопротивление газового тракта. При обработке результатов испытаний выполняют ряд теплотехнических расчетов, характеризующих топливо и продукты сгорания, определяют коэффициент избытка воздуха и подсос воздуха в газоходы котла, составляют тепловой баланс котла с определением тепловых потерь и КПД. Эксплуатационные и наладочные испытания обычно проводят по П классу точности с определением КПД котельной установки с точностью до 2 %. [c.313]

В связи с подготовкой и осуществлением космических полетов возникла необходимость возвращения аппаратов с орбиты на поверхность Земли. Это привело к развитию аэродинамики очень больших скоростей, включая орбитальные скорости. Здесь основной задачей является достижение минимального аэродинамического нагрева в некотором заданном диапазоне траекторий возвращения, а также уменьшение перегрузок в пилотируемых спускаемых аппаратах. Попробуем определить из простых соображений, какие классы тел отвечают минимальному нагреву. [c.11]

В СВОЮ очередь каждый класс траекторий может иметь несколько подклассов. Так, траектория полета к планете назначения без возращения к Земле может проходить на заданном расстоянии от планеты, заканчиваться выведением КА на орбиту вокруг планеты или посадкой на ее поверхность. Пролетная траектория пе требует дополнительных энергетических затрат, поэтому ее довольно просто реализовать. Вместе с тем пролет на ограниченном расстоянии от планеты позволяет провести ряд интересных научных исследований. При выведении КА на орбиту вокруг планеты назначения должен осуществляться активный маневр с включением двигательной установки. Обычно маневр выполняется вблизи перицентра пролетной гиперболической траектории. Если планета имеет атмосферу, можно реализовать комбинированный маневр аэродинамического торможения с последующим включением двигателя для выхода на заданную орбиту [87]. В некоторых случаях траектория перелета завершается посадкой всего КА или отделяемого спускаемого аппарата. Возможна прямая посадка с пролетной гиперболической траектории и посадка с околопланетной орбиты, на которую предварительно выводится КА. Скорость КА может быть погашена с помощью двигателя или за счет аэродинамического торможения, если у планеты есть атмосфера. В некоторых случаях для уменьшения массы тормозной системы оказывается целесообразным сочетание активного торможения (двигателем) с пассивным (аэродинамический экран или парашют). [c.287]

В этом разделе будет рассмотрен другой класс задач, когда граничные условия задаются либо в выходном сечении, либо кроме того, еще на поверхности тока в сверхзвуковой области. В этом разделе рассмотрен также и метод профилирования аэродинамических сопел, хотя этот метод частично базируется на основной обратной задаче. [c.168]

Г.Г. Черный внес серьезный вклад в решение проблемы оптимизации аэродинамических форм. В [16, 17] впервые решена задача построения головной части с минимальным волновым сопротивлением при ее гиперзвуковом обтекании с использованием для давления на поверхности формулы Ньютона - Буземана. Было показано, что в такой постановке концевая часть оптимального контура оказывается участком краевого экстремума - границей применимости формулы Ньютона-Буземана, где давление газа равно нулю. В [18], в рамках закона сопротивления Ньютона, решена вариационная задача о построении оптимальных пространственных конфигураций. Сопротивление найденных конфигураций со звездообразным поперечным сечением оказалось существенно меньше сопротивления эквивалентных по длине и объему круговых конусов. С тех пор построением пространственных оптимальных тел, при использовании локальных моделей для расчета не только волнового, но полного сопротивления, интенсивно занимались исследователи многих стран. Однако очевидным недостатком всех полученных решений была невозможность стыковки звездообразной головной части с осесимметричным корпусом. Первый серьезный шаг в преодолении этого недостатка сделан в работе [19]. В ней для обеспечения требуемой стыковки оптимальная поверхность строилась в классе линейчатых поверхностей, натягиваемых на переднюю крестовину из Л > 2 лучей и окружность. Преимущества построенных головных частей над эквивалентными конусами подтвердили эксперименты и расчеты. [c.6]

Наряду с методом источников, а таюсе вихревой теорией, относящихся к точным, в практических исследованиях достаточно широк з используются приближенные методы оценки аэродинамических производных несущих поверхностей. В их числе методы, основанные па гипотезах гармоничности и стационарности, а также метод касательных клиньев, дающие удовлетворительные результаты для достаточно широкого класса крыльев, обтекаемых дозвуковыми и сверхзвуковыми неустановившимися потоками при иебольш их числах Струхаля, характеризующих эти потоки. [c.242]

Решение рассматриваемой изопериметрической задачи при постоянных параметрах потока, даже в классе V-образных крыльев с заданным углом 7, сталкивается со значительными трудностями, обусловленными не столько необходимостью проведения массовых параметрических расчетов обтекания крыльев на разных и заранее неизвестных в силу условия Су = onst режимах, сколько из-за не-разрешенности вопросов существования и единственности. Поэтому г и Су не задаются, а рассчитываются для некоторой последовательности волнолетов с плоской нижней поверхностью (7 = тг/2) [1]. Такой подход позволил при 7 G [тг/2, 7 ] получить зависимости К ) (рис. 1, штриховые кривые 1-4) и сравнить аэродинамическое качество V-образного крыла с аэродинамическим качеством эквивалентного плоского треугольного крыла на режимах обтекания с присоединенной на передних кромках ударной волной. [c.674]

Принцип метода испытаний устойчивости покрытий к газоабразивному износу заключается в разгоне абразивных частиц, их взаимодействию с поверхностью испытуемого тела и оценке результатов взаимодействия. По способу разгона абразивных частиц установки могут подразделяться на следующие классы пневматические аэродинамические гравитационные механические центробекные. [c.27]

Ниже рассматриваются аэродинамические формы носовой части тела, плавно сопрягаюш иеся с произвольной формой миделя корпуса летательного аппарата в классе линейчатых поверхностей специального вида [5. [c.424]

Определение сопротивления в классе линейчатых поверхностей. Как уже указывалось, при поиске аэродинамических поверхностей носовых частей, обладающих небольшим сонротивлени-ем, необходимо учитывать условие плавного сопряжения этих частей с корпусом летательного аппарата. Этому требованию будут удовле- [c.424]

Ракета является перспективной управляемой ракетой средней дальности с активной радиолокационной системой самонаводки. Ракета разработана ГосМКБ Вымпел , ее конструкция включает аэродинамические плоскости малого удлинения и расположенные в хвостовой части четыре решетчатых руля, повышающих эффективность управления и снижающие ЭПР ракеты. УР применяется по следующим целям высокоманевренные самолеты, крылатые ракеты, ракеты классов земля—воздух и воздух—воздух , стратегические бомбардировщики, вертолеты, в т.ч. на режиме ви-сения, и т.д. Обеспечивает поражение целей с любого направления на всех ракурсах, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, в условиях РЭП, на фоне земной и водной поверхности по принципу пустил—забыл , в т.ч. с многоканальным обстрелом. В дальнейшем предусматривается комплектация ракеты ИК ГСН с захватом цели на траектории полета. Планируется также создание варианта с двигателем увеличенных габаритов для увеличения дальности пуска на малых высотах и для поражения целей типа самолетов ДРЛО на дальностях до 150 км и более. Способна атаковать цели при ракурсе до 90° относительно самолета-носителя. [c.395]

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]

Радиоуправляемая модель — это модель летательного аппарата, подъемная сила которого создается действием аэродинамических сил на неподвижно закрепленные поверхности, а выполнение фигур обеспечивается радиокомандами. Различают следуюихие классы радиомоделей пилотажные, копии самолетов, модели планеров. [c.99]

В аэродинамике летательных аппаратов интенсивно изу гаются нелинейные эффекты, возникающие на крыльях и других элементах самолета в результате установки на них специальных концевых устройств. К этому классу задач относится исследование влияния деформации кромок крыла в продольном и поперечном его сечениях как для улучшения аэродинамических характеристик крыла, так и для нахождения оптимальных форм несущих тел. Такие исследования приведены для конических течений в [1-2], когда излом поверхности крыла проходил по лучу. В гиперзвуковом приближении задача о деформации крыла изучена для тонких крыльев и несущих тел малого удлинения в [3-4]. [c.164]

Проблема снижения донного сопротивления движущихся тел актуальна в связи с тем, что его величина для большого класса летательных аппаратов составляет 25-30% общего сопротивления. В последние десятилетия ведется активный поиск способов его уменьшения как за счет совершенствования формы летательных аппаратов, так и за счет организации на различных участках его поверхности процессов, приводящих к изменению условий обтекания и, следовательно, аэродинамических характеристик. Одним из перспективных способов снижения донного сопротивления летательных аппаратов является тепломассопровод вблизи донного среза [1, 2]. В [3-5] изучено влияние тепломассоподвода на донное давление осесимметричных тел за счет вдува продуктов сгорания пиротехнических составов в ближний след. При вдуве продуктов сгорания пиротехнических составов через круглое отверстие в донном торце величина прироста донного давления возрастает с увеличением расхода вдуваемого газа до некоторого максимального значения и падает с уменьшением числа Маха. Экспериментально доказано, что в ближнем следе тела вращения, обтекаемого сверхзвуковым потоком (1.15 < Л/ < 3.0), существуют две области (I и III) (фиг. 1), вдув продуктов сгорания пиротехнических составов в которые более эффективен, чем при использовании традиционных схем снижения донного сопротивления, например вдуве инертных газов или реагирующих продуктов сгорания через отверстия в донном торце. Область I расположена вблизи донного среза, область 11 (фиг. 1) - вверх по потоку от области присоединения оторвавшегося пограничного слоя. Воздействие тепломассоподвода на эти области приблизительно одинаково и приводит к повышению донного давления до значения, близкого к статическому давлению в набегающем потоке. Результаты более ранних исследований по данной проблеме отражены в [6, 7], а также в работах обзорного характера [8,9]. [c.158]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...