Крыло см геометрически

При увеличении стреловидности крыла одновременно уменьшается его удлинение и относительная толщина профиля крыла по потоку, что, как уже отмечалось выше, является характерной и желаемой тенденцией в изменении геометрических характеристик крыла с увеличением числа М. Таким образом, за счет изменения стреловидности крыла в соответствии с изменением числа М характеристики крыла и самолета в целом могут существенно приблизиться к характеристикам оптимального самолета. На каком-либо одном главном режиме полета (например, на больших сверхзвуковых скоростях) компоновка самолета будет близка к оптимальной. Но на остальных режимах его характеристики принципиально не могут быть такими, как у оптимального самолета. Тем не менее они будут ближе к ним, чем у самолета с неизменной геометрией крыла (см., например, зависимость /(max от числа М на рис. 1.1). [c.8]

Геометрические размеры профиля (см. рис. 17.2) R = = 8-10 м L — 40-10 0 = 5° угол стреловидности крыла у = 60°. [c.269]

Линия, проходящая через середины сечений крыла, перпендикулярных к хорде, называется скелетом профиля (см. фиг. 5.4). Форма скелета является важным геометрическим параметром и связана с понятием кривизны, или и 3 г и-б а, профиля. [c.59]

Лапы 10, 11 и 12 применяются в тракторных прицепных культиваторах лапа 13— в чизелях, Одновременно с подрезанием сорняков лапы производят рыхление почвы применяются для обработки паров и междурядной обработки зернопропашных культур на глубину до 10 см. Геометрическое отличие от плоскорезных лап заключается в углах раствора (7), углах кро-шелия (g) и ширине крыльев. [c.24]

Пример 3.6.1. Выбрать параметры роллеронов, обеспечивающие стабилизацию угловой скорости крена при условии, что = 1 рад/с. В качестве исходных данных известны высота полета Н = 5 км, число = 3, момент инерции Jx = 0.03 кгс-м-с (0,294 кг-м ), а также геометрические параметры летательного аппарата,с плюсобраз-ным крылом диаметр корпуса 2г = d— 0,127 м размах крыла I = 0,528 м площадь крыла с подфюзеляжной частью S p = 0,248 м площадь консолей крыла = 0,216 м относительная толщина профиля с = 0,01 тангенс угла стреловидности по серединам хорд = 2,68 сужение крыла т) р = 1 (см. рис, 3.6.1). Кроме того, известны передаточный коэффициент Ко = 11,5 i, постоянная времени То = 0,073 с и возмущающий момент — 12 кгс-м (118 н-м). Примем угловую скорость роллерона Qy — 6.10 рад/с, а значение = = 0,222 (кгс-м) 1 [2,18 (Н м) П- [c.292]

В зависимости от геометрической формы крыла и условий его обтекания течение на крыле может быть отрывньш или безотрьшным. Общую математическую формулировку нестационарной нелинейной задачи для потенциала возмущенных скоростей рассмотрим приме1штель-но к пространственному обтеканию тонкой несущей поверхности (см. рис. 2.1). [c.51]

Геометрические параметры расчетной схемы определяются аналогично случаю крыла без механизации (см. п. 9.1). Укажем па неко горые особенности, связанные с наличием отклоненргых закр1>1лков. [c.210]

Геометрическую расходимость пучков можно уменьшить до определенного предельного значения с помощью линзы, зеркала или коллиматора на их основе. Чем меньше радиус кривизны выпуклого зеркала (7 на рис. 5.8, б), тем ближе расходимость качественного пучка с 0геом = = 18 мрад к дифракционному пределу. Для экспериментальной оценки расходимости выходное излучение фокусировалось зеркалом 19 с радиусом кривизны R — 2,5 м (см. рис. 5.8, б), установленным на расстоянии 175 см от АЭ, и снималось распределение интенсивности в плоскости фокусировки качественного пучка (см. рис. 5.9, б), по которому вычислялся диаметр его пятна (без учета дифракционных крыльев). Далее измерялось расстояние от плоскости фокусиров- [c.141]

При S.J > All относительная ширина крыльев соизмерима с и результирующее распределение заметно отличается от прямоугольного, т. е. от геометрического изображения щелп (рис. 1.19, б, в, г). При 2 All распределение (1.42) значительно отличается от геометрического изображения щели и близко к диф-ракционно.му распределению (1.27) с шириной Кд = 0,886AZi, не зависящей от ширииы входной щели s . Таким образом, дифракционное распределение можно назвать самым узким изображением щели шириной Кд. Именно этими явлениями объясняется экспериментально наблюдаемая зависимость ширины изображения щели 5, от ширины щели (см. рис. 1.12). Как уже отмечалось, ширина входной щели области перехода от линейной [c.39]

Жесткая внешняя обшивка Р-З, хотя и увеличивала массу конструк-цви по сравнению с полотняной, но однсжременно позволяла упростить конструкцию за счет уменьшения числа элементе внутр)енного силового вабфа, подкрепляющего обшивку, снизить массу. Тем не менее, при таких же, как у Р-1, основных геометрических размерах, но при меньшей на 7,5 площади крыльев, цельнометаллический разведчик имел массу пустого, равную массе деревянного Р-1 (см. табл. 1). Создание Р-З, а в последующем и некоторых других самолетсж показало, что на машинах с небольшой размерностью и относительно невысокими летными данными цельнометаллическая конструкция п-ланера еще не могла в то щ)емя проявить свои основные преимущества, за исключением более длительного срока службы, что в те годы еше не являлось решающим фактором из-за быстрой смены типов военны х самолетов, состоявших на вооружении. [c.181]

Одновременно с внедрением в серию самолета Сталь-2 конструкторское бюро А. И. Путилова начало разработку самолета — Сталь-3 аналогичной схемы и конструкции, но рассчитанного на перевозку уже шести пассажиров при двух членах экипажа. От своего предшественника 4Сталь-3 отличался большими геометрическими размерами и массой, более мопщым двигателем воздушного охлаждения М-22, несколько лучшей местной аэродинамикой цилиндры двигателя закрывались кольцом Тауненда, на колесах и в местах пересечения подкосов имелись обтекатели, крыло оборудовалось закрылками и щелевыми элеронами. Первый полет этого самолета состоялся в 1933 г. С полетной массой 2817 кг он имел максимальную скорость 240 км/ч на высоте 1500 м (см. табл. 2) и практическую дальность полета 950 км. С 1935 г. самолеты - Сталь-3 начинают строить серийно взамен самолетов Сталь-2 . Всего за 1933—1936 гг. было выпущено 180 самолетов Сталь-2 и Сталь-3 . Несмотря на относительно небольшой комфорт, предоставляемый пассажирам в полете, и невысокие для середины ЗО-х годов летно-технические данные, эти самолеты в целом как пассажирские самолеты воздушных линий небольшой протяженности себя оправдали. Однако не сбылись надежды на большой срок службы конструкции стальных пассажирских самолетов. Коррозия сварных точек, болтов, пистонов, растрескивание фанерной и полотняной обшивки требовали такого же регулярного ремонта стальных самолетов, как и самолетов выполненных из других конструкционных [c.371]

Существенное повышение несущих характеристик крыла может быть достигнуто за счет применения закрылков. Сразу отметим одну особенность крыльев с закрылками Су ах такого крыла при отклонеиии закрылка мало зависит от того/ какой Су мах имел исходный профиль, а определяется практически только типом применяемого закрылка. Самый простой закрылок, получивший наибольшее распространение на зарубежных легкомоторных самолетах, и его характеристики показаны на рнс. 110,5. Такие же закрылки используются на самолетах нашего любителя Петра Альмурзина. Более эффективными являются щелевые, двухщелевые и подвесные закрылки (см. рнс. II3.fi). Су мах крыла с однощелевым закрылком может достигать 2,3—2,4 и с двухщелевым — 2,6—2.7. Во многих учебниках аэродинамики приводятся методики геометрического построения формы щели. Но практика показывает, что теоретически вычисленная щель все равно нуждается в доводке и тонкой настройке в аэродинамической трубе в зависимости от конкретной геометрии профиля, формы крыла и тому подобного. При этом щель либо работает, улучшая характеристики закрылка, либо не работает вообще, а вероятность того, что теоретическим путем, без продувок удастся выбрать единственно возможную форму щели, крайне мала. Обычно это не удается даже профессиональным аэродинамикам. Потому в большинстве случаев на любительских самолетах щели на закрылках, даже если они есть, не дают никакого эффекта, и сложный щелевой закрылок работает, как простейший. Конечно, щелевые закрылки можно использовать и fta любительских самолетах, но прежде чем нх установить, в каждом конкретном случае стоит хорошо подумать. Если же есть возможность воспользоваться геометрическими соотношениями щелей и закрылков уже испытанных и хорошо зарекомендовавших себя самолетов, это стоит сделать. В качестве примера в табл. 6 приведены геометрические координаты профиля закрылка (см. рнс. 113, В) самолета Кри-Кри (хорда закрылка 165 мм). [c.138]

При разработке аэродинамической компоновки надо учитывать взаимное расположение горизонтального и вертикального оперения. На больших углах атакн, то есть перед сваливанием в штопор и в штопоре, руль направления ие должен затеняться стабилизатором, сохраняя свою эффективность. Наилучшим образом этому условию отвечает оперение типа установленного на спортивно-пнлотажных самолетах Су-26, Як-55, Лазер , г-50Ь и других. Хотя конструктивно более простое оперение, показанное на рнс. 1 8,Б, чаще привлекает внимание самодельщиков. Конечно, на любительских самолетах возможны любые схемы оперения Т-образное, крестообразное и так далее, но расположение крыла относительно стабилизатора должно удовлетворять определенным геометрическим пропорциям (см. рис. 117). В противном случае на больших углах атаки стабилизатор будет попадать в зону затенения крылом. [c.144]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...