Аппараты летательные — Аэродинамические силы

Для обеспечения статической устойчивости сравнительно недлинных тел могут использоваться стабилизирующие юбки. Как и оперение, такие юбки, расположенные в конце летательного аппарата, создают дополнительную аэродинамическую силу, благодаря которой центр давления перемещается к хвостовой части. Поясним этот способ стабилизации на примере [c.71]

На рис. 1.1, а показаны главный вектор Ra аэродинамических сил и главный вектор М момента этих сил, действующие на модель летательного аппарата, обтекаемого потоком газа со скоростью К, (центр масс О на рисунке — точка при- [c.10]

На рис. 1.3 показана наиболее общая схема действующих на летательный аппарат аэродинамических сил и моментов в скоростной Ха, у а, Ха и связанной х, у, г системах координат. В соответствии с этой схемой при наличии углов атаки а и [c.11]

Аэродинамические силы и моменты определяются в общем случае соответственно по формулам R = nq S и М = mqi Sl, где S и / — характерные геометрические размеры летательного аппарата. [c.28]

Аэродинамическую силу или момент можно определить, С динамических коэффициентов известны скоростной напор терные геометрические размеры 5 и I летательного аппарата. По ус, высота и скорость полета, т. е. можно определить скоростной напор как геометрические размеры летательного аппарата неизвестны, выч -намические силу и момент невозможно. [c.29]

Тонкое тело вращения с оперением (крыльями) в виде плоских треугольных пластин расположено в сверхзвуковом потоке воздуха k = 1,4) с числом М , = = 1,5 и давлением = 9,807-10 Па под малым углом атаки а = 0,1. Найдите распределение давления на оперении, а также аэродинамические силы, приложенные к летательному аппарату. Форма и размеры аппарата показаны на рис. 11.1. [c.594]

Аэродинамическая интерференция — это взаимодействие частей потока, обтекающего близко расположенные тела, например корпус и крыло (или оперение) летательного аппарата. В результате такого взаимодействия сумма аэродинамических сил или моментов взятых отдельно (изолированных) крыла, корпуса, оперения и рулей не равна полной силе или моменту комбинации, состоящей из этих же элементов и представляющей собой единое целое — летательный аппарат (рис. 11.18). [c.603]

Полное сопротивление летательного аппарата Ха при наличии подъемной силы складывается из сопротивления при нулевой подъемной силе Хао, основной части индуктивного сопротивления Xi, создаваемой корпусом, крыльями и оперением, и дополнительной составляющей этого сопротивления Ах , обусловленной некоторыми неучтенными аэродинамическими силами. [c.636]

Одним из наиболее широко развитых научных направлений механики жидкости (газа) является аэродинамика пограничного слоя, изучающая движение вязкой жидкости в ограниченной области вблизи обтекаемых поверхностей. Решение задач о движении жидкости в пограничном слое дает возможность найти распределение касательных напряжений (местных и средних коэффициентов трения) и, следовательно, суммарные аэродинамические силы и моменты, обусловленные вязкостью среды, а также рассчитать теплопередачу между поверхностью летательного аппарата и обтекающим его газом. При небольших скоростях полета не обязательно учитывать тепловые процессы в пограничном слое из-за малой их интенсивности. Однако при больших скоростях необходимо учитывать теплопередачу и влияние на трение высоких температур пограничного слоя. [c.669]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

Рис. 1.1.1. Схема действующих на летательный аппарат аэродинамических сил и моментов в скоростной (Хц, Уа, 2ц) и связанной (х, у, г) системах координат

В инженерной практике имеют дело не с векторами и УИ, а с их проекциями на оси какой-либо системы координат. Наиболее широко в аэродинамике используется скоростная ортогональная система координат (рис. 1.1.1). В этой системе обычно задают аэродинамические силы и моменты, так как многие исследования динамики полета и прежде всего траекторные задачи связаны с применением осей координат именно такой системы. В частности, уравнения движения центра масс летательного аппарата удобно записывать в проекциях на эти оси. В скоростной системе продольная (скоростная ) ось Оха (ГОСТ 20058—74) направлена всегда по вектору V скорости движения центра масс аппарата, а вертикальная ось (ось подъемной силы) Оуа расположена в плоскости симметрии. Ее положительное направление будет таким, как показано на рис. 1.1.1. Боковая ось ОХа этой системы направлена вдоль размаха правого крыла так, что образуется правая система координат. В обращенном движении продольная ось совпадает с направлением скорости потока, а ось расположена вдоль размаха левого крыла так, чтобы сохранилась та же правая система координат. Такую систему координат обычно называют поточной. [c.10]

Центром давления летательного аппарата называется некоторая точка, через которую проходит равнодействующая аэродинамических сил. Обычно принимается, что для конфигураций с продольной осевой симметрией или близких к ней такая точка расположена на продольной оси (оси симметрии корпуса или хорде профиля). [c.28]

Траекторию неуправляемого летательного аппарата, испытывающего лишь действие аэродинамической силы и собственного веса, называют естественной или баллистической. Траектория же управляемого аппарата будет отличаться от естественной благодаря дополнительным управляющим усилиям, совпадающим по направлению с нормалью к вектору скорости полета. Органы управления, создающие такие управляющие усилия, входят в систему управления движением летательного аппарата, представляющую собой комплекс аппаратуры и устройств, обеспечивающих измерение отклонений параметров фактического движения летательного аппарата от их необходимых значений, формирование соответствующего сигнала и создание управляющего усилия. [c.47]

Газодинамические органы управления применяются в таких условиях, когда взаимодействие обтекающей среды с летательным аппаратом и его рулевыми устройствами неэффективно с точки зрения создания управляющей аэродинамической силы. Это явление наблюдается, например, в разрежен- [c.85]

Направление действия управляющего усилия, необходимое для обеспечения заданного маневра, также является специфической особенностью схемы летательного аппарата. В зависимости от такого направления возможны два варианта каждой из рассмотренных схем. Если направления управляющего момента М р и момента от всех аэродинамических сил (исключая управляющую силу Рр) совпадают, то угловая скорость вращательного движения аппарата вокруг его центра масс будет возрастать. Этот случай условно называют маневром . Если эти направления противоположны, угловая скорость будет уменьшаться (случай балансировки ). В зависимости от назначения летательного аппарата, условий его полета, необходимости парирования возникающих возмущений в конструкции должна быть предусмотрена возможность практической реализации тех вариантов, которые наилучшим образом обеспечивают выполнение необходимого маневра на траектории. [c.118]

Отличительная особенность этих летательных аппаратов состоит в том, что они входят в плотные слои атмосферы с очень большой скоростью, а поэтому испытывают сильное влияние аэродинамического нагрева. С целью предохранения от разрушения, вызванного этим нагревом, поверхность этого аппарата должна быть снабжена теплозащитой. Снижение скорости при спуске обеспечивается при помощи тормозных двигателей и парашютов. Существенные недостатки баллистического спуска связаны со значительными перегрузками летательных аппаратов. Эти перегрузки можно уменьшить, если использовать конструкцию спускаемого летательного аппарата с повышенным аэродинамическим качеством, т. е. с увеличенной подъемной силой. При такой подъемной силе ограничение перегрузок одновременно сопровождается снижением угла входа, т. е. уменьшением захвата атмосферой спускаемого аппарата. Это позволяет значительно снизить тепловые нагрузки, повысить маневренность. [c.126]

Аппараты летательные — Аэродинамические силы 484—488 [c.538]

Режим вертикального полета, когда горизонтальная составляющая скорости равна нулю, — это основной режим, отличающий вертолет от других летательных аппаратов. Режим полета, при котором равны нулю как горизонтальная, так и вертикальная составляющие скорости, т. е. движение относительно невозмущенного воздуха вообще отсутствует, называется висением. Подъемную силу и управление на режиме висения обеспечивают изменением углов установки лопастей, создавая на них требуемые аэродинамические силы. Вертикальный полет может представлять собой набор высоты или снижение при этом диск винта горизонтален и, следовательно, сохраняется строго осевое протекание воздушного потока через диск. На практике вертолет должен быть способен и к горизонтальному полету. При полете вперед диск несущего винта остается почти горизонтальным, так что скорость набегающего потока складывается со скоростью вращения лопастей в плоскости диска. Подъемную силу и управление вертолетом по-прежнему обеспечивает несущий винт. Кроме того, посредством небольшого наклона вперед вектора силы тяги он создает необходимую для полета вперед пропульсивную силу. [c.24]

При полете летательного аппарата в газовой среде с ее стороны возникает силовое воздействие, которое может быть, в соответствии с общими законами механики, сведено к действию главного вектора аэродинамических сил и главного вектора момента этих сил относительно некоторого центра, обычно центра масс. [c.7]

Проекции главного вектора момента аэродинамических сил на оси связанной и скоростной систем координат имеют одинаковое название относительно осей ж и Жа — моменты крена и осей у и у а — моменты рыскания Му и Муа и осей z и Za — моменты тангажа и М а- Положительным считается момент, стремящийся повернуть летательный аппарат против часовой стрелки, если смотреть с конца вектора момента. [c.9]

Задачей аэродинамики является изучение аэродинамических сил и моментов при заданном движении летательного аппарата в атмосфере. Величина скоростного напора считается известной. Поэтому после выбора характерной площади и длины задача аэродинамики сводится к задаче изучения соответствующих аэродинамических коэффициентов. [c.10]

Аэродинамические силы и моменты, действующие на летательный аппарат, зависят в общем случае от времени t, скорости Voo, высоты Н, угловой ориентации (углы а и /3), угловых скоростей 0.x, у, и их производных по времени V , а, /3, (ly, (iz- Аэродинамические коэффициенты сил и моментов зависят от безразмерных параметров, образованных из размерных величин. [c.10]

Аэродинамические силы, действующие на летательный аппарат при баллистическом полете, оказывают заметное влияние на его движение на атмосферном участке, граница которого зависит от массовых и геометрических параметров тела, скорости и угла входа в плотные слои атмосферы. Так, например, для головных частей баллистических ракет при стрельбе на расстояние 10000 км условная граница атмосферного участка начинается с высот 80 км. [c.17]

Летательные аппараты, движущиеся в атмосфере Земли, обычно совершают колебания с небольшой амплитудой около нулевого угла атаки. Возникающие при этом аэродинамические силы и моменты, обусловленные нестационарными газодинамическими параметрами, могут существенно повлиять на траекторию движения изделия. В главе 5 описан метод расчета нестационарных параметров невязкого течения. В данной главе приведен метод расчета параметров нестационарного пограничного слоя на затупленном конусе, совершающем малые колебания в сверхзвуковом потоке. [c.144]

Положение центра давления (точки пересечения полной аэродинамической силы с выбранной продольной осью) является важнейшей аэродинамической характеристикой летательного аппарата, определяющей его статическую устойчивость. Экспериментально обычно его находят путем измерения аэродинамических моментов относительно некоторой точки и поперечной силы, отношение которых используется для нахождения с . Такой косвенный метод в лучшем случае позволяет находить d с погрешностью 1 -Ь 2%. [c.168]

Основная задача определения силового взаимодействия между средой и находящимся в ней твердым телом приводится, таким образом, к определению напряжений поверхностной аэродинамической силы. Знание этих напряжений в точках на поверхности летательного аппарата необходимо как для расчета конструкции па прочность, так и для определения результирующих сил и моментов, к которым приводится воздействие среды. Отсюда ясно, что понятие о напряжении поверхностной силы относится к числу важнейших понятий аэродинамики. [c.30]

Из сопоставления этих цифр вытекает, что при определении местных аэродинамических нагрузок, действующих на поверхности современных летательных аппаратов, можно с достаточной для технических расчетов степенью точности считать, что напряжения аэродинамической силы нормальны к поверхности в каждой рассматриваемой точке и равны р иными словами, можно при этом пренебрегать касательными напряжениями, так как они примерно в сотни и тысячи раз меньше нормальных напряжений. [c.31]

Расположение и направление действующих на летательные аппараты глав-ного вектора аэродинамических сил Ra и момента М в соответствии с условиями задачи такие, как показано на рис. 1.18. Одинаковые аэродинамические силы Ra [c.21]

Для летательного аппарата, симметричного относительно плоскости, проходящей через продольную ось, моменты относителы создает нормальная аэродинамическая сила У, точка приложения которой в рассматриваемом случае неизвестна. Допустим, что такой точкой будет точка К (рис. 1.24). [c.27]

Рассмотренные задачи и вопросы, связанные с аэродинамикой профиля и крыла, относятся к случаю их установившегося движения. При таком движении аэродинамические силы и моменты не зависят от времени и определяются при закрепленных рулях, заданных высоте и скорости полета лишь ориентировкой летательного аппарата относительно вектора скорости. Наиболее общим является не-установившееся движение, при котором летательный аппарат испытывает ускорение или замедление и совершает различные по характеру колебания. В обращенном движении это эквивалентно неустано-вившемуся обтеканию воздушным потоком. При таком обтекании аэродинамические свойства аппарата зависят не только от его положения относительно вектора скорости набегающего потока, но и от кинематических параметров, характеризующих движение, т. е. аэродинамические коэффициенты являются функцией времени. [c.241]

Аэродинамическая сила Д летательного аппарата зависит в общем случае от углов атаки а и скольжения р, дав.1ения р и плотности р воздуха на заданной вы- [c.242]

Различие между аэродинамическими, газодинамическими и комбинированными органами управления заключается прежде всего в принципах создания управляющих усилий. Аэродинамические органы управляют полетом за счет перераспределения давления набегающего потока по внешним поверхностям аппарата, т. е. путем изменения вектора равнодействующих всех аэродинамических сил газодинамические — за счет перераспределения давления по внутренним поверхностям аппарата (сопла, двигательной установки и пр.), в результате чего изменяется вектор равнодействующих всех газодинамических сил./(ожбиниробанмые органы управления используют эффекты струйного взаимодействия набегающего потока с потоком газа, выдуваемого наружу через отверстия (щели) на внешней поверхности летательного аппарата. При этом в управляющее усилие входит не только соответствующая составляющая силы тяги, образующейся при струйном вдуве, но и аэродинамическая сила, возникающая за счет интерференции струй с внешним потоком. С точки зрения такого определения орган управления, представляющий собой совокупность аэродинамического и газового рулей, находящихся на одной оси и поворачивающихся одной рулевой машинкой, не является комбинированным. Это два различных руля, работающих вместе. [c.620]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. Величина той или иной аэродинамической силы или момента для заданной формы летательного аппарата определяется его скоростью V = — Vвысотой полета Н, угловой ориентировкой в полете (углы аир), отклонением рулей, расположенных в трех взаимно перпендикулярных плоскостях (углы о, , 8 , 83 соответственно для рулей направления, высоты и элеронов, рис. 1.1.4), а также угловыми скоростями вращения вокруг связанных осей (П ж. П у, П 2) рис. 1.1.1). Кроме того, в общем случае необходимо учитывать влияние [c.14]

В уравнения, описывающие движение летательного аппарата, входят аэродинамические силы и моменты (или соответствующие аэродинамические коэффициенты), зависящие от углов отклонения рулевых устройств. Следовательно, чтобы рещить эти уравнения и рассчитать траекторию управляемого аппарата, к этим уравнениям необходимо добавить зависимости, определяющие закон формирования управляющего воздействия. Такая зависимость носит название уравнения управления. Обычно оно устанавливает связь между углом отклонения руля и величиной управляемого параметра траектории. В частности, при управлении продольным движением с автоматом угловой стабилизации по тангажу уравнение управления в общем виде может быть представлено как Аб = /(АО, АО, АО), где АО = О—Оп (0 — программное значение угла 0). При малых изменениях [c.50]

Коэффициенты интерференции. При расчете аэродинамических характеристик летательных аппаратов, представляющих собой комбинации из нескольких элементов, в частности корпуса и несущих (стабилизирующих) поверхностей, необходимо учитывать эффект взаимного влияния на характер обтекания этих элементов. В результате этого взаимного влияния (или так называемой интерференции), сумма аэродинамических сил (моментов) взятых отдельно (изолированных) крыла и корпуса или оперения и корпуса не равна полной силе (моменту) комбинации, состоящей из соответствующих элементов и представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крыло, оперение, — будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата, каюбы теряют свои индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции новые. Например, нормальная сила оперения в виде пары плоских консолей, расположенных на тонком корпусе, обтекаемом под малым углом атаки, определяется в виде суммы [c.132]

С начала 70-х годов XIX в. в связи с первыми попытками постройки различных летательных аппаратов тяжелее воздуха были предприняты работы по изучению аэродинамических сил, действующих на элементы конструкции. Возникла проблема определения величины подъемной силы крыла в зависимости от различных углов атаки. Ее решали, главным образом проводя эксперименты с пластинками различной формы. Подобные работы были выполнены в ряде стран в России М. А. Рыкачевым [29], <С. К. Джевецким [30, 31], Д. И. Менделеевым [32], во Франции — [c.283]

Вертолет — это летательный аппарат, в котором для создания подъемной и пропульсивной сил, а также для управления используются вращающиеся крылья. На рис. 1.1—1.3 показаны наиболее распространенные типы вертолетов. Лопасти несущего винта вращаются вокруг вертикальной оси, ометая диск в горизонтальной или почти горизонтальной плоскости. Аэродинамические силы возникают вследствие движения крыла относительно воздуха. Вращающиеся крылья вертолета могут создавать эти силы даже тогда, когда скорость самого аппарата равна нулю. В этом отличие вертолета от летательного аппарата с фиксированными крыльями, который для того, чтобы держаться в воздухе, должен перемещаться. Таким образом, вертолет способен совершать вертикальный полет, включая вертикальные взлет и посадку. Эффективность вертикального полета — важнейшая характеристика несущего винта вертолета. [c.17]

При полете летательного аппарата в неспокойной (турбулентной) атмосфере на него действуют случайные аэродинамические силы, которые могут существенно изменить траекторию полета с вькодом ее из допустимой трубки (см. рис. 9.7), что тоже является отказом. К аналогичному отказу может привести и случайный боковой ветер. На рис. В.2 показан автомобиль, движущийся по дороге со случайными неровностями, из-за которых в силах взаимодействия колес автомобиля с дорогой появляются случайные составляющие. В зависимости от величины этих случайных составляющих возможны отказы типа пробоя подвески или усталостного разрушения подвески. [c.382]

Вопросы расчета летательного аппарата на прочность и на деформации выдвигают перед аэродинамикой другую задачу, более сложную и трудную. Для этих расчетов необходимо знание того, как распределены аэродинамические силы по поверхности летательного аппарата в разных случаях движения. Следует отметить, что для аэродинамических сил характерно неравномерное распределение местные нагрузки могут при этом достигать весьма больщих величин, в особенности при больших скоростях полета. [c.20]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...