Скорость полета критическая

Сваливание на крыло. С учетом влияния сжимаемости воздуха при увеличении скорости полета критический угол атаки а р уменьшается более интенсивно, чем увеличивается скорость. С увеличением высоты полета кр достигается при меньших значениях W. Сваливание самолета на малых высотах (при большой плотности воздуха) и при большой перегрузке происходит более резко, и поэтому оно более опасно. Противоречивые требования борьбы с перегрузкой и со сваливанием самолета на крыло усложняют действия летчика. [c.29]

Очевидно, что с ростом высоты полета Н значение л увеличивается. Рост скорости полета М приводит к снижению п из-за увеличения Р . Давление сжатого воздуха Р должно обеспечивать критическое истечение газа из отверстия сопла диафрагмы во всем заданном диапазоне высот и скоростей полета. [c.337]

Безразмерный градиент скорости в критической точке сферы для заданных условий полета определяется по графику (см.фиг. 201 [15]) X, = 2R k/V,y = 1,15. [c.700]

Наружная обшивка летательных аппаратов при больших скоростях полета значительно нагревается вследствие влияния аэродинамических факторов —сжатия воздуха в окрестности передней критической точки, трения и диссоциации и действия лучистого потока теплоты от Солнца и Земли. [c.244]

Самолет летит на высоте I км. а затем набирает высоту 10 км. Скорость полета 1000 км/ч. Каковы температура Т и давление р, возникающие в передней критической точке носовой части самолета при полете на указанных высотах Как возрастут эти величины при скорости полета 2000 км/ч [c.90]

На какой высоте полета давление в передней критической точке летательного аппарата превышает атмосферное в 2,6 раза, отличаясь от него на 82,2 кПа Найти также скорость полета. [c.90]

Какой высоте полета соответствуют значения параметров в передней критической точке самолета — 1,42 МПа, 670 К Какова скорость полета Аналитические зависимости температуры и давления воздуха от высоты в пределах тропосферы имеют вид 288,15 — 0,0065/i /7 =0,1013 X X (1 - (h/44 300)F-256 (h, м). [c.90]

Определить плотность теплового потока на передней критической линии прямого крыла, поперечное сечение передней кромки которого имеет форму затупленного клина с радиусом затупления 5 мм. Температура поверхности передней кромки крыла 300° С. Скорость полета 1500 м/с. [c.260]

Определить коэффициент теплоотдачи на цилиндрической части корпуса летательного аппарата в сечении, находящемся на расстоянии 10 м от передней критической точки, при полете на высотах О, 10 и 20 км. Скорость полета 1500 м/с. Температура поверхности корпуса поддерживается равной 400 С 5,21 10- Вт/(м-К) Цст—33,1Х ХЮ-" Па-с Рг,.т = 0,68. [c.261]

Вывод. Падение температуры в передней критической точке (т) при т > 20 с объясняется снижением скорости полета на участке 20 < т < 40и одновременным увеличением высоты полета. [c.378]

При обтекании тел газом с большими сверхзвуковыми скоростями большие температуры получаются не только в критической точке. Действительное распределение температур по поверхности обтекаемого тела связано с процессами диссоциации и ионизации газа и с отсутствием адиабатичности, что обусловлено свойствами вязкости, излучением и теплообменом между газом и обтекаемым телом. Поверхность тела при движении его в газе может сильно нагреваться, плавиться и испаряться. Головные части баллистических и космических ракет при входе в плотные слои атмосферы сильно оплавляются, головки баллистических ракет или космические аппараты не сгорают полностью только благодаря кратковременности их движения в атмосфере в таких условиях. Проблема борьбы с нежелательными эффектами сильного нагревания тел на больших сверхзвуковых скоростях полета в атмосфере является одной из основных аэродинамических проблем. Она связана с выбором материалов и разработкой форм конструкций летательных аппаратов. [c.42]

Другой важной характеристикой диффузора является коэффициент расхода ф. Величина ф определяется как отношение фактического расхода через диффузор к максимально возможному расходу при сверхзвуковом полете. Максимальный расход будет, если в диффузор входит струя газа, имеющая на бесконечности площадь, равную площади входа в диффузор. При дозвуковых скоростях полета возможно засасывание струи, поэтому максимально возможное значение ф и, следовательно, максимальный расход через диффузор отвечают критическим значениям скорости на входе в диффузор. Отсюда следует, что [c.97]

Отсюда следует, что для Ик < fкр имеем ускоренное движение капли до достижения ею критической скорости если Ик > > Vkp, имеем замедленное движение до достижения каплей Ukp с последующим ее равномерным движением с этой скоростью. Действительная скорость капли при этом оказывается чуть меньше Укр при ускоренном движении и несколько больше Укр при замедленном. Как следует из расчета, на некотором начальном участке полета капель разных размеров значения их скоростей близки между собой (время полета 0,1—0,3 с). Далее наблюдается отклонение скоростей капель от начальной в зависимости от их крупности. Через 1 с полета капли радиусом 0,5 мм имеют скорость 4,4 м/с, капли радиусом 2 мм — более 7 м/с. При этом критические скорости этих капель соответственно равны 4,48 и 8,97 м/с. Результаты расчета сопоставлены с экспериментальными данными по определению скорости полета капель (см. рис. 3.3). Значения Икр, полученные расчетным путем, показывают вполне удовлетворительную их сходимость с экспериментальными (в пределах 10%). В уравнении [c.124]

Критической скоростью полета называется скорость, при которой на поверхности самолета наибольшая местная скорость обтекания равна местной скорости звука. [c.11]

В выходных устройствах ТРД, обеспечивающих самолету скорости полета до чисел М = 2, используются, как правило, сужающиеся сопла с изменяемой площадью минимального сечения. Такая конструкция является наиболее простой, а недорасширение потока в сужающемся сопле при перепадах давлений, несколько превышающих критический, еще не приводит к большим потерям в тяге и в целом обеспечивается приемлемая эффективность выходного устройства. [c.265]

На больших скоростях полета вперед число Маха на конце наступающей лопасти велико. Следовательно, профиль лопасти должен иметь высокое критическое число Маха, соответствующее росту сопротивления и образованию скачка уплотнения при малых углах атаки на стороне наступающей лопасти. [c.314]

В ПЛОСКОСТИ взмаха уравнения движения решались с помощью аналоговой вычислительной машины. Было обнаружено, что теория дает границу флаттера с запасом. Если лопасть имела нулевую центровку, то до = 0,5 характеристика режима слабо влияла на критическую скорость флаттера (й/ме). При смещении центра масс с оси лопасти назад критическая скорость флаттера в большей степени зависела от скорости полета вперед, уменьшаясь при увеличении л. Теория и эксперимент показали, что критическая скорость флаттера, вообще говоря, уменьшается с ростом ti, хотя это не очень заметно до = = 0,2 Ч- 0,3. [c.598]

В работе [А.49] развита теория шума вращения с учетом толщины профиля и роста сопротивления от влияния сжимаемости. Приведенные экспериментальные данные показывают что при больших числах Маха на наступающей лопасти небольшие изменения скорости полета приводят к сильным изменениям формы спектра и суммарного уровня звукового давления. Учет роста сопротивления от влияния сжимаемости приводит к резкому увеличению шума вращения при превышении числом Маха Afi,9o (т. е. величиной М на конце лопасти при ip = 90°) критического числа Маха профиля сечения. При таком учете влияния сжимаемости сходимость расчетных и экспериментальных уровней шума улучшается, особенно для высших гармоник. В работе сделан вывод, что шум винта при больших числах Маха может быть существенно уменьшен путем использования лопастей с тонкими законцовками. [c.854]

Совокупность явлений, наблюдаемых при возникновении смешанного режима обтекания, называется волновым кризисом. Он наступает после превышения критической скорости полета (или соответствующего ей критического полетного числа М). [c.41]

Чем больше полетное число М, тем сильнее проявляется сжимаемость воздуха, а значит, сильнее изменяются и коэффициенты давления. Это изменение имеет чисто количественный характер до тех пор, пока скорости полета остаются докритическими. Превышение критического числа М приводит к качественному изменению картины давлений. [c.43]

При некоторой скорости набегающего потока (скорости полета) наибольшая из местных скоростей обтекания крыла становится равной местной скорости звука. Эта скорость полета называется критической скоростью, а соответствующее ей полетное число М — критическим числом М. Если, например, на вы- [c.43]

Величина критического числа М зависит от того, насколько сильно наибольшая местная скорость обтекания крыла превышает скорость полета. Чем значительнее это превышение, тем меньше критическое число М. [c.44]

Из последней формулы не следует делать вывод, будто М р зависит еще и от величины скорости звука. Если, например, лететь с данным углом атаки при пониженной температуре воздуха, которой соответствует и меньшая скорость звука, то и местная скорость, равная звуковой, возникнет при меньшей скорости полета (будет меньше критическая скорость полета), но отношение этой скорости полета к скорости звука, т. е. Мкр, будет таким же, как и при более высокой температуре воздуха. [c.44]

Чем больше скорость полета превышает критическую, тем больше размеры сверхзвуковой зоны. При числах М, близких к единице, прямой скачок, замыкающий сверхзвуковую зону, становится хвостовым. Если скорость полета превысит скорость звука, то, кроме этих скачков, возникает головной скачок (рис. 1.07). При прямом головном скачке передняя часть тела обтекается дозвуковым потоком, который далее ускоряется и снова становится сверхзвуковым. Значит, и в этом случае обтекание смешанное. [c.45]

Несущие и рулевые винты должны быть проверены на флаттер. Для обеспечения безопасности от флаттера необходимо, чтобы на всех режимах полета критическая скорость флаттера V фJJ была не [c.54]

Сваливание при маневре. Сваливание и переход самолета в штопор возможны не только при плавном торможении в режиме прямолинейного полета, но и в режиме криволинейного полета, т. е. полета с перегрузкой. Если летчик относительно резко отклонит ручку (штурвал) на себя, самолет может с перегрузкой выйти на критический угол атаки на скорости, значительно превышающей Уев в прямолинейном полете, так как начало сваливания определяется не скоростью полета, а выходом самолета на критический угол атаки. [c.167]

Так как во время этих колебаний самолет будет выходить на большие углы атаки, когда при сверхзвуковых скоростях очень резко увеличивается лобовое сопротивление, скорость полета будет сравнительно быстро уменьшаться. С уменьшением скорости путевая устойчивость будет увеличиваться, колебания самолета постепенно уменьшаться, так что он может и не выйти на критические углы атаки, т. е. не свалиться, если летчик достаточно удачно действовал рулями. Но так как маловероятно, чтобы летчик в процессе очень резких колебаний мог сознательно и впопад управлять самолетом, на сверхзвуковых скоростях полета при неосторожном пилотировании возможен переход самолета в сваливание и штопор как обычный, так и перевернутый. [c.191]

КРИТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ — наименьшая скорость полета самолета, при которой в какой-либо точке его поверхности скорость обтекания потока достигает скорости звука. [c.223]

Применим - теорему Бернулли к рассмотрению работы прибора, который служит для измерения скорости полета самолетов. Этот прибор состоит из трубки, открытый конец которой направлен против потока, а другой конец соединен с одним из отверстий манометра (рис. 16.1). Трубка вставлена в кожух, в котором на расстоянии 3,5 диаметров кожуха расположены отверстия. Кожух соединен с другим отверстием манометра. Трубка обычно имеет диаметр, равный 0,3 диаметра кожуха. Выберем систему координат, жестко связанную с прибором, и применим интеграл Бернулли для струйки тока потока обтекающего прибор, которая проходит через точки Л и В. В точке А поток останавливается (и = 0) —критическая точка потока. В ней происходит разделение струй. В точке В возмущение, вызванное прибором, не сказывается и скорость в ней равна скорости vq набегающего на прибор потока. При скоростях, меньших 60 м/с, воздух можно рассматривать как несжимаемую жидкость, Считая, кроме того, что массовые силы отсутствуют, применим интеграл Бернулли для линии тока, ироходя- [c.256]

Задача. Рассчитать маосавую скорость подачи водорода, охлаждающего критическую точку носовой части спутника, при скорости полета, равной 6 100 л /сек, высоте 45 750 м и радиусе носовой части 0,610 м. Газообразный водород поступает в стенку с температурой 278° К. Температура поверхности не должна превышать 834° К, Степень черноты материала поверхности, равна 0,9. [c.169]

Линия рабочих режимов 1-с, построенная по этому уравнению, протекает значительно круче, чем в случае нефорсированного второго контура. В самом деле, повышение температуры газа за вентилятором Т 2 = 7" g ростом скорости полета действует как тепловой дроссель в критическом сечении сопла и ускоряет падение 9(Я ). Сохранение же Гд"=7 ф = onst замедляет снижение [c.83]

С увеличением скорости полета растет суммарная степень сжатия и соответственно степень расширения в турбине, также растут скорости истечения на выходе из турбины и выхлопной трубы ТВД. В самом деле, из уравнения расхода, написанного для критического сечения первого соплового аппарата турбины и выходного сечения выхлоиной трубы, получим [c.142]

Существуют и другие подходы для определения критических параметров (в частности, скорости полета) на границе устойчивости. Для этого в уравнениях свободных колебаний (38) полагают Я, = ш и находят значения скорости, удовлетворяющие этим уравнениям. Критическую скорость флаттера можно также определить экспериментально в аэродинамической трубе на динамически подобной модели и в процессе летных испытаний летательного аппарата. В последнем случае прибегают к экстраполяции, чтобы по тенденции определяющих флаттер параметров с ростом скорости полета найти приближенно величину критической скорости флаттера. Возникновение флаттера связано с определенным тоном свободных упругих колебаний в потоке воздуха. Распределение деформаций по конструкции при потере устойчивости определяет комплексную форму колебаний флаттерного тона. В зависимости от преобладания амплитуд той или иной части ЛА и характера деформированного состояния различают виды флаттера. Например изгибно-крутильный флаттер крыла, изгибно-изгибный флаттер в системе стреловидное крыло — фюзеляж, изгибно-элеронный флаттер, рулевой флаттер и т. д. Для характеристик флаттера несущих поверхностей часто определяющее значение имеют различные грузы, размещенные иа них двигатели, подвесные баки с горючим, шасси. Существенными параметрами являются жесткости крепления этих тел на поверхности крыла. Вообще для флаттера принципиально важны параметры связаииости форм движения. Например, для совместных колебаний изгиба и кручения крыла такими параметрами являются координаты точек (линий) приложения сил аэродинамического давления, инерции и упругости. Смещение центра масс относительно оси жесткости вперед способствует стабилизации системы. Совмещение всех трех точек развязывает виды колебаний, и в этом случае флаттер невозможен. Это свойство обычно имеют в виду при динамической компоновке конструкции. Важными параметрами являются распределенные нли сосредоточенные жесткости. Последние характерны для органов управления [c.490]

Мерой влияния срыва на несущем винте служит отношение коэффициента силы тяги к коэффициенту заполнения Ст/о, которое определяет средний по диску винта коэффициент подъемной силы лопасти. На режиме висения могут быть получены достаточно высокие значения Ст/о до наступления срыва и увеличения профильных потерь мощности. Однако при полете вперед на стороне отступающей лопасти углы атаки увеличиваются для обеспечения той же нагрузки, что и на стороне наступающей лопасти (см. разд. 5.6), так что срыв начинается при существенно меньших Ст/о. Профильная мощность увеличивается, если в срыве находится значительная часть диска винта. Важно отметить, что нарастание вибраций и нагрузок на винт происходит резко в результате больших переменных составляющих шарнирных моментов лопасти, периодически попадающей в срыв. Срыв на несущем винте вертолета подробно рассмотрен в гл. 16. Предельная величина Ст/о, определяемая при полете вперед срывом, уменьшается при увеличении скорости полета или про-пульсивной силы винта, поскольку оба эти фактора увеличивают неравномерность распределения углов атаки по диску. С другой стороны, для заданного Ст/о влияние срыва проявляется при некотором критическом значении i, которое увеличивается при снижении нагрузки на лопасть. Поскольку наименьшее допустимое значение Ст/о ограничено возможностями увеличения площади лопасти (по соображениям ухудшения массовых и летных характеристик), предельная величина [х, обусловленная срывом, является важным конструктивным параметром вертолета. [c.305]

Такйм образом, большая скорость полета вертолета достигается при больших значениях Mi, до и ц. Это иллюстрируется диаграммой кЪнцевой, скорости QR и скорости V полета для постоянных Л l,9o и [X (рис. 7.1). По диаграмме можно определить максимальную скорость вертолета для заданных предельных значений Ml, 90 и 1. Например, для критического числа Маха Mi,9o = = 0,9 и максимальной характеристики режима i = 0,5 получаем концевую скорость QR = 200 м/с и максимальную скорость [c.306]

Волновое сопротивление наблюдается и при дозвуковых скоростях полета, но превышающих критическую, т. е. в условиях волнового кризиса. Возникновение волнового сопротивления в этом случае легко понять из рис. 2.05, если обратить внимание на то, что дополнительное разрежение действует на заднюю, а дополии-тельное давление — на переднюю поверхность крыла. [c.60]

При взлете и посадке необхо51имо, чтобы самолет держался в воздухе, т. е. обладал определенной подъемной силой, на возможно меньшей скорости. Из формулы подъемной силы видно, что для ЭТОГО требуется с уменьшением скорости увеличивать Су. Однако для современных самолетов даже на критическом угле атаки потребна большая скорость полета. Причина заключается в том, что для улучшения скоростных данных самолетов стараются применять крылья малой площади и с тонкими профилями, имеющими небольшую величину Су [c.95]

Трение в осевом подшипнике повышает критическую скорость флаттера. Эффективность фрикциониого трения уменьшается с ростом угловой скорости относительных перемещений в осевом шарнире при вынужденных колебаниях лопасти. Поэтому критическая скорость флаттера в полете уменьшается, т.к. с увеличением скорости полета относительные перемещения в осевом шарнире обычно возрастают. [c.53]

Обычно самолет сваливается тем резче, чем с большей перегрузкой он вышел на критические углы атаки. Это объясняется тем, что аэродинамические моменты самовраш,ения (авторотации) пропорциональны скорости полета и плотности воздуха. Исключением могут быть те самолеты, у которых влияние сжимаемости при определенных числах М и упругие деформации крыла при перегрузке приводят к такому изменению аэродинамических нагрузок по размаху крыла, при котором моменты авторотации уменьшаются. [c.192]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...