След аэродинамический дальний

Эффект отрыва потока от внутренней стенки криволинейного канала используется в элементах пневмоники в сочетании с другими аэродинамическими эффектами. Схема элемента этого типа показана на рис. 21.5, а. Основной поток, подводимый к усилителю по каналу 1, разветвляется, следуя в дальнейшем по каналам 2 и 3. Канал 4 является управляющим. Если к нему не подведено давление, то распределение потоков по каналам 2 и 3 примерно одинаковое. При создании давления в канале 4 в зависимости от величины расхода в нем меняется положение точки отрыва потока в колене 5. Это приводит к тому, что в области взаимодействия струй, вытекающих из каналов 2 и 3, меняется количество движения, которое несет в себе первая из этих струй. Это связано с изменением в ней профиля скоростей, иллюстрируемым рис. 18.2, е. Вследствие изменения условий взаимодействия струй, вытекающих из каналов 2 и 5, меняется направление результирующего потока 6 и соответственно с этим по-разному распределяются части его, поступающие в выходные каналы 7 и 8. Канал 9 служит для сообщения с атмосферой. Перегородка 10 является разделительной. Кар-р май и препятствует отрыву потока на соответ-ствующем участке стенки, благодаря чему этот Рис. 21.4. струйный элемент является усилителем непрерывного действия. [c.230]

Рассмотренная схема возникновения аэродинамического демпфирования является наиболее простой. При дальнейшем уточнении следует учитывать нестационарную теорию обтекания, а также взаимное влияние лопаток в решетке [34, 64]. [c.261]

Это и есть искомая формула, описывающая неравномерное распределение скоростей протекания (ср. с формулой для равномерного распределения, выведенной в разд. 2.4.2.2). Если заданы угол установки лопасти, ее крутка и распределение хорд, то можно рассчитать скорость протекания как функцию г, а затем найти силу тяги и мощность несущего винта. Хотя рассчитанные таким образом аэродинамические характеристики винта лучше согласуются с экспериментальными данными, чем полученные в предположении о равномерности скоростей протекания, элементно-импульсная теория все же дает лишь приближенные результаты. Для дальнейшего уточнения расчета скоростей протекания нужно детально рассмотреть структуру вихревого следа за несущим винтом. [c.69]

Аэродинамические силы на фюзеляже и хвостовом оперении здесь не учитываются их влияние на производные устойчивости рассматривается в дальнейшем. Угол атаки плоскости вращения пв определяет положение осей относительно направления силы тяжести (вертикали). Уравнения движения для шести степеней свободы записываются следующим образом [c.749]

Предположим, что твердое тело, погруженное в покоящуюся жидкость, начинает двигаться. При покое жидкости завихренности не было, следовательно, в условиях справедливости теоремы Лагранжа, вихри образоваться не могли, и движение останется во все дальнейшее время безвихревым. Если в некоторый момент времени благодаря нарушению условий теоремы Лагранжа завихренность в идеальной жидкости была создана, то в дальнейшем, при сохранении этих условий, движение будет вихревым. В действительности приходится наблюдать как образование, так и исчезновение вихревых движений. Главной причиной этого служит наличие в жидкости внутреннего трения, особенно существенного в тонком пограничном слое на поверхности обтекаемого тела и в аэродинамическом следе за телом. [c.159]

В заключение отметим еще один из результатов, полученных при этих исследованиях. Опыты показали, что с увеличением температуры окружающей среды на 10° С частота колебаний возрастает на 1%, а амплитуда колебаний в камере на столько же уменьшается. Эти данные были получены для аэродинамического генератора колебаний с / = 3 мм, ф,1 . = 7,5°, с о = з=1 мм, б/о=0,2 мм, б/з=0,2 мм, Ах = 0 при работе его с Ро=1 кГ/см и с ро=250 мм вод. ст. Используя рассматриваемые в 28 уравнения, описывающие процессы заполнения и опустошения пневматической камеры, и учитывая характеристики пристенного пограничного слоя (см. 53), можно проанализировать указанное выше влияние температуры на работу аэродинамического генератора колебаний и указать пути к усилению этого влияния, если оно представляется практически целесообразным, или же, наоборот, к его компенсации, если нужно, чтобы частота колебаний сохраняла при изменении температуры неизменное значение. Не рассматривая здесь подробно характеристики изменения частоты колебаний в функции от температуры, приведем лишь некоторые данные, относящиеся к этому вопросу. Из уравнений заполнения и опустошения пневматических камер с турбулентными дросселями, которые выводятся в дальнейшем, следует, что для изменения давления в камере на заданную величину при прочих равных условиях нужно время, значение которого обратно пропорционально корню квадратному из абсолютной температуры. При этом в случае неизменного объема камеры и [c.166]

Из соотношений (3) и (4) следует, что для определения внутренних сил в поперечных сечениях рабочих лопаток необходимо располагать проекциями на оси X, у я г главного вектора и главного момента распределенной внешней нагрузки, отнесенной к единице длины оси лопатки. В дальнейшем на основе выражений (3) и (4) будут выведены формулы для внутренних сил, возникающих как за счет вращения ротора, так и от аэродинамической нагрузки. Поэтому предварительно установим величины проекций на оси х, у я г главного вектора и главного момента распределенной внешней нагрузки, отнесенной к единице длины оси лопатки. [c.61]

Чтобы вычислить начальную массу ракеты-носителя или стартующего с околоземной орбиты межпланетного аппарата, нужно подсчитать необходимые суммарные характеристические скорости. При этом надо учесть гравитационные и аэродинамические потери скорости при старте с Земли и гравитационные — при посадке. Следуя некоторым работам, мы потери скорости при старте с Земли здесь и в дальнейшем будем оценивать в 1,6 км/с, т. е. примерно в 20% первой или 14% второй космической скорости (ср. данные о потерях при полетах кораблей Аполлон , приведенные в I гл. 3). Потери при посадке также будем оценивать в 14% планетоцентрической скорости освобождения г/ св. Остаются в силе соображения, высказывавшиеся в конце 5 гл. 10 об использовании орбиты ожидания. Именно поэтому мы и считаем потери одинаковыми независимо от того, используется ли при старте или посадке промежуточная орбита. [c.323]

О сопоставлении гипотезы Кармана (16.1) с данными измерений характеристик турбулентности за решеткой в аэродинамической трубе мы скажем немного ниже пока же поясним ее смысл. Уже первые опыты по изучению турбулентности за решеткой показали, что возмущения, создаваемые решеткой, быстро перемешиваются и превращаются в приблизительно изотропную турбулентность. При этом можно предполагать, что в процессе перемешивания эти возмущения каким-то универсальным образом приспосабливаются друг к другу, так что в конечном итоге начальные условия влияют лишь на характерные масштабы длины и скорости образующейся турбулентности, но не на общий характер ее статистических характеристик. Можно также ожидать, что достигнутое универсальное равновесие некоторое время не будет нарушаться, а изменяться будут лишь интенсивность турбулентности v t) (уменьшающаяся со временем) и характерный масштаб l f) (который будет возрастать, так как мелкие возмущения затухают быстрее, чем крупные) именно это предположение и приводит к гипотезе Кармана (16.1). Приведенное рассуждение делает естественным также дальнейшие обобщения гипотезы (16.1) можно надеяться, что если даже эта гипотеза и не верна, то хотя бы часть возмущений турбулентности за решеткой в какие-то периоды времени будет изменяться автомодельно. В дальнейшем мы еще обсудим эти обобщения подробнее пока же выясним (следуя в основном Седову (1951)), что дает гипотеза (16.1) в ее первоначальном виде. [c.162]

На пути к дальнейшему увеличению скорости полета, кроме возрастающего сопротивления, которое преодолевается, естественно, увеличением мощности двигателя и соответствующим подбором аэродинамических форм самолета, возникает еще одно препятствие — низкий коэффициент полезного действия винта. При больших скоростях полета самый совершенный винт не в состоянии создать необходимую тягу. Поэтому следующим шагом в развитии авиации явился переход к реакции прямого действия, иначе говоря — к воздушно-реактивным дви гателям. [c.13]

Выводы о характере течений газа в трубах переменного сечения нашли применение в конструкциях сопел современных реактивных двигалелей и аэродинамических труб больших скоростей. Для получения больших сверхзвуковых скоростей выходящего из сопла газа следует сначала сопло сужать, чгобы получить звуковую скорость газа в узком сечении сопла, а затем сопло надо расширять для дальнейшего увеличения скорости выходящего из него газа (рис. 180). Наибольшая скоросгь, которая можег бьггь получена па выходе из сопла, зависит от плон],ади выходного сечения и должна обеспечиваться необходимым для каждой скоросги давлением на входе в сопло. [c.592]

При рассмотрении условий равновесия момегггов сил следует выбрать оси, проходящие через центр тяжести самолета. Чтобы обеспечить равновесие моментов, при проектировании самолета стремятся прежде всего к тому, чтобы момент каждой из действующих сил от1юсптельно центра тяжести в отдельности по возможности был близок к нулю (для силы тяготения это получается само собой). Далее, ось винта располагают так, чтобы она проходила через центр тяжести и чтобы момент силы тяги относительно центра тяжести был равен нулю. Наконец, при выборе положения крыльев стремятся к тому, чтобы равнодействующая аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления) проходила через центр тяжести самолета. (Конечно, совершенно точно этого сделать нельзя, но, как будет видно из дальнейшего, это и не требуетс51.) Из сказанного ясно, какое значение имеет положение центра тяжести самолета или центровка самолета. [c.570]

Большое значение для дальнейшего углубления тео-, рии распада струи под воздействием малых возмущений имеют работы по ультразвуковым генераторам. Согласно результатам исследования гидро- и аэродинамических излучателей следует, что вихревой свисток, конструкция которого напоминает центробежную форсунку, генерирует колебания, частоты которых зависят от основных размеров свистка и могут достигать ультразвуковых. Проведя аналогию с центробежной форсункой, можно считать, что и она также генерирует колебания, и при некоторых частотах, определяемых размерами и режимом работы форсунки, эти колебания способствуют дроблению струи на капли. Такое предположение авторы допускают на основании анализа многочисленных опытных данных, в которых периодически встечаются резкие отклонения значений тонкости распылидяния пт пфирй зависимости. [c.17]

Регулирование процесса в реакторе достигается простым изменением расхода теплоносителя уменьшение расхода Газа приводит к увеличению уровня температуры и реактора, а увеличение расхода газа — к уменьшению. При увеличении расхода газа сверх номинального возникает так называемый режим псевдокипения шаровой насадки. Он характеризуется особым аэродинамическим состоянием, при котором шары, подбрасываемые встречным потоком газа, находятся как бы в слое пониженной плотности. Уменьшение плотности упаковки слоя приводит к увеличению из-лучательной поверхности шаров (квадратный метр на 1 кг массы) и активной зоны, росту потерь нейтронов из нее и, следовательно, к уменьшению мощности реактора. Процесс образования псевдокипящего слоя можно представить следующим образом [12] при номинальном расходе газа, поступающего снизу в слой, газ фильтруется через слой, состоящий из неподвижных шаров, аналогично фильтрации газа через пористое твердое тело. По мере увеличения расхода (скорости) газа шары в слое как бы раздвигаются. При этом между шарами образуются газовые прослойки, вследствие чего объем слоя увеличивается, а контакт между шарами уменьшается. В результате наступает режим спокойного псевдокипения (начальная стадия), при котором перемешивание шаров и газа незначительно, а существенные проскоки газа через слой отсутствуют. При дальнейшем увеличении расхода газа движение газа и шаров становится неустойчивым и сопровождается выбросами не только отдельных шаров, но и их скоплений (комков). [c.71]

Возрастание давления приводит к увеличению коэффициента kn в выражении (4-25), а следовательно, н к увеличению скорости вращения машины (4-23). Дальнейшего увеличения числа оборотов, как следует из того же выражения, можно достигнуть, применяя вентиляторы по аэродинамическим схемам, имеющим высокую удельную быстроходность %д. Как видно из табл. 4-1, наивысшей быстроходностью отличаются одноступенчатые осевые вентиляторы, применение которых для рассматриваемых случаев становится весьма перспективным. Правда, следует отметить, что даже при этих условиях скорость вращения воздуходувок не превысит 1 ООО—1 300 o6jMUH, в то время как для турбин желательно иметь скорость вращения не менее 4 000— 5 000 o6Jmuh и поэтому необходимо применять понизительный редуктор. [c.99]

Идеальное рабочее тело для двигателя Стирлинга должно обладать рядом свойств, но не все они отвечают предъявляемым к нему требованиям, например доступности, дешевизне, безопасности, возмолгности хранения и т. п. Однако в дальнейшем излолсениц мы будем пренебрегать этими последними факторами и рассмотрим лишь физические свойства переноса, которые влияют на термодинамические, газодинамические и теплообменные характеристики рабочего процесса, происходящего в системе. Вообще говоря, наиболее подходящим будет рабочее тело, имеющее такую комбинацию теплофизических свойств, которая обеспечивает высокую интенсивность теплообмена и одновременно низкие потери на аэродинамическое сопротивление. Чтобы удовлетворить этим требованиям, рабочее тело должно иметь по крайней мере следующие свойства [c.309]

Истоки теории элемента лопасти можно найти в работе Уильяма Фруда (1878 г.), но первое большое исследование в этом направлении выполнил С. К. Джевецкий в промежутке между 1892 и 1920 гг. Джевецкий полагал, что сечения лопасти работают независимо, но он не знал, как выбрать аэродинамические характеристики сечений. Поэтому он предложил нахо--дить характеристики сечений по результатам испытаний серий пропеллеров. Такой подход был типичен для первого этапа разработки и применения теории элемента лопасти. Исследователи принимали в расчет только скорости Qr и V, обусловленные соответственно вращением лопасти и ее обтеканием вдоль оси вращения, а затем выясняли, каким образом использовать характеристики профилей. В импульсной теории скорость на диске винта равна V v, т. е. вследствие наличия подъемной силы винта она больше скорости невозмущенного потока (точ но так же окружная скорость на диске больше Qr вследствие наличия крутящего момента). Однако Джевецкий полагал, что между осевой скоростью, рассматриваемой в импульсной теории, и скоростью, с которой поток действительно обтекает сечение допасти, нет связи, поскольку первая — это средняя скорость, тогда как вторая — местная скорость. Как показано выше, строгая импульсная теория на самом деле не дает никаких сведений об индуктивных скоростях на диске винта (фактически импульсная теория имеет дело со скоростями в дальнем следе). Не сумев дать правильный теоретический анализ скоростей на диске винта, Джевецкий рассматривал только составляющие Qr и V. Когда при таком подходе были использованы характеристики профилей в двумерном потоке, расчетные аэродинамические характеристики винтов значительно разошлись с экспериментальными. Расхождение было приписано выбору характеристик профиля. В то время было уже ясно, ю [c.60]

Займемся дальнейшим развитием, нестационарной теории профиля с тем, чтобы приспособить ее к анализу обтекания вращающейся лопасти. Хотя основы теории уже излагались в предыдущих разделах, приложение ее к лопасти несущего винта требует учета целого ряда дополнительных факторов. Применение схемы несущей линии разделяет задачу расчета нестационарных аэродинамических нагрузок при пространственном обтекании на две части внутреннюю, в которой исследуются аэродинамические характеристики профиля, и внешнюю, состоящую из расчета индуктивных скоростей, создаваемых в сечении лопасти вихревым следом винта. Что касается внутренней задачи, то при стационарном обтекании плоского профиля аэродинамические нагрузки могут быть получены из эксперимента и представлены в виде табулированных зависимостей их от угла атаки и числа Маха. При нестационарном досрывном обтекании применимы результаты теории тонкого профиля. Решение внешней задачи затруднено тем, что система вихрей винта имеет весьма сложную конфигурацию. За каждой из вращающихся лопастей тянутся взаимодействующие винтовые вихревые поверхности, деформирующиеся в поле создаваемых ими индуктивных скоростей с возникновением областей сильной завихренности в виде концевых вихревых жгутов. Аналитическое определение индуктивной скорости на лопасти без весьма существенных упрощений модели вихревого следа (например, представления винта активным диском) оказывается невозможным. На практике неоднородное поле индуктивных скоростей определяют численными методами, подробно обсуждаемыми в гл. 13. Ввиду сказанного ниже не предполагается отыскивать зависимость между индуктивной скоростью и нагрузкой путем введения функции уменьшения подъемной силы. Напротив, сами индуктивные скорости являются фактором, учитываемым явно в нестационарной теории профиля. Для построения схемы несущей линии желательно, чтобы вычисление индуктивных скоростей производилось лишь в одной точке по хорде. Проведенное выше исследование обтекания профиля на основе схемы несущей линии указывает способ, который позволяет аппроксимировать нестационарные нагрузки с достаточно полным отображением влияния пелены вихрей. Применительно к лопасти достаточно рассмотреть лишь часть пелены, расположенную вблизи ее задней кромки. При построении нестационарной теории обтекания вращающейся лопасти надлежит учесть влияние обратного обтекания и радиального течения. Теоретические нагрузки должны быть скорректированы таким образом, чтобы они отражали влияние [c.480]

При использовании схемы свободного следа предварительно находились нагрузки для жесткого следа. По полученным таким образом значениям интенсивности присоединенных вихрей определялась деформированная форма концевых вихрей. После этого для новой формы вихрей вычислялись индуктивные скорости и аэродинами1 ские нагрузки. Поскольку форма свободного следа мало зависит от деталей изменения циркуляции присоединенного вихря, дальнейшие приближения обычно не требуются. Анализ экспериментальных аэродинамических нагрузок несущего винта показывает, что нагрузки на стороне наступающей лопасти максимальны, когда сошедший с впереди идущей лопасти вихрь впервые приближается к следующей лопасти. С ростом if) во время прохождения лопасти вблизи вихря эта нагрузка уменьшается. В работе [J.30] установлены причины такого снижения нагрузок, которые состоят в следующем. При сближении внешнего вихря и лопасти происходит изменение его свойств, в частности может произойти резкое увеличение (распухание) ядра вихря. Кроме того, внешний вихрь взаимодействует со сходящими с лопасти продольными вихрями, которые объединяются с внешним вихрем в результате диффузии. Причиной снижения вызванных внешним вихрем нагрузок может быть и местный отрыв потока вследствие больших радиальных градиентов давления на лопасти. Эти эффекты моделировались в работе [S.47] путем увеличения ядра вихря при его встрече с лопастью и распространения такого распухания ядра вверх по потоку. Оказалось, что введение вызванного лопастью и распространяющегося вверх по потоку распухания вихря достаточно для удовлетворительного расчета аэродинамических нагрузок. Переход к схеме несущей поверхности приводит к существенному снижению расчетных нагрузок, вызванных приближающимися к лопасти вихрями, но этого оказывается все же недостаточно для того, чтобы такие нагрузки хорошо согласовывались с экспериментальными. Нужно заметить, что описанный выше способ [c.670]

В работе [С.70] развит метод расчета вихревог( следа несущего винта на режиме висения. Поскольку в случае висения поперечные вихри отсутствуют, моделью следа было множество продольных вихрей постоянной по длине интенсивности. Дальний след аппроксимировался отрезками кольцевых вихрей. Свободному следу соответствовало два оборота винта, а дальнему следу — 30 оборотов. Производился расчет формы всех продольных вихрей. Установлено, что деформация вихрей существенно влияет на распределение нагрузок (особенно в концевой части лопасти) и соответственно на аэродинамические характеристики винта. [c.679]

Теория Гутина дает хорошие результаты для шума вращения винта при статических условиях. Результаты расчетов нескольких первых гармоник звукового давления удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными и позволяют получить приемлемую оценку суммарного уровня шума. Для несущего винта вертолета на режиме висения эта оценка обычно неверна. В работе [S.204] установлено, что формулы Гутина существенно занижают все гармоники шума вращения несущего винта на режиме висения, кроме первой, хотя тенденции их изменения в зависимости от концевой скорости и силы тяги винта указываются теорией правильно. При этом отказ от введения эффективного сечения (т. е. интегрирование источников шума по всему диску винта) и от приближения дальнего поля не улучшил сходимости с экспериментом. Так, по расчетам, амплитуды гармоник шума вращения быстро уменьшаются с ростом их номера, тогда как, по данным измерений, они уменьшаются значительно медленнее или даже остаются постоянными, что, по-видимому, связано с тем, что и на режиме висения на лопасти действуют периодические аэродинамические нагрузки. Согласно работам [S.22, S.24], полученный по формулам Гутина шум вращения основной гармоники ниже наблюдаемого на 4 дБ, а амплитуды следующих гармоник быстро уменьшаются с увеличением их номера. В работе [0,11] установлено, что расчеты шума вращения несущего винта по формулам Гутина занижают его уровень, и сделан вывод, что это результат пренебрежения влиянием высших гармоник нагрузки. [c.843]

Давление р называют аэродинамическхтм давлением или, еще иначе, в связи с названиями других слагаемых в этом уравнении, статическим давлением. Слагаемое называют скоростным или, иначе, динамическим давлением и слагаемое yz — весовым давлением . Происхождение всех этих названий будет выяснено в дальнейшем. Но следует сразу же отметить, во избежание путаницы в столь важных понятиях, что действительным давлением, в физичес1."ом смысле этого слова, является то.чько статическое или иначе, аэродинамическое давление. [c.65]

Ниже, следуя Нильсену и Синджу ), мы рассматриваем систему аэродинамических сил, действующих на движущийся в покоящемся воздухе вращающийся снаряд. Движение снаряда (по отношению к земле) задается вектором скорости v полюса О и вектором угловой скорости (О. В исследованиях по баллистике за полюс обычно принимают центр инерции снаряда. Такой выбор нелогичен, так как положение центра инерции определяется распределением масс в снаряде, тогда как аэродинамические силы обусловлены геометрической формой поверхности вращения, ограничивающей тело снаряда. Поэтому в дальнейшем за полюс — начало О связанной со снарядом системы осей Oxyz — примем центр тяжести Объема снаряда (центр величины), расположенный на оси снаряда Oz. Впрочем, можно было бы полюсом О считать любую точку на оси снаряда целью последующего является дать такую формулировку зависимостей главного вектора F и главного момента аэродинамических сил от векторов V и (О, которая сохранялась бы независимо от выбора полюса. [c.243]

Дальнейшие систематические исследования рабочего процесса в центробежной ступени подготовили следующий шаг по усовершенствованию аэродинамических схем центробежных вентиляторов.Было установлено, что при увеличении диффузорности кольцевого канала, в котором осуществляется подвод воздуха к лопаткам колеса, т. е. при увеличении ширины колеса, в случае загнутых назад лопаток улучшаются условия обтекания круговой решетки. Местоположение точки отрыва пограничного слоя от переднего диска колеса смещается при этом вниз по потоку за счет естественного подсоса через соплообразную кольцевую щель между рабочим колесом и входным патрубком. На основе этих и других исследований в пятидесятых и шестидесятых годах в нашей стране и за рубежом были разработаны новые схемы центробежных вентиляторов с сильна загнутыми назад листовыми и профильными лопатками с высокими кпд, достигающими 85—89%. [c.850]

Аэродинамические коэффициенты значительно изменяются с изменением высоты нахождения летательного аппарата над палубой корабля, причем на малых высотах они не только резко падают, но и меняют знак. Например, коэффициент подъемной. силы с уменьшением Я с 4 до 2 ма-чале резко возрастает, а с дальнейшим уменьшением Н он резко падает и на Я=1 принимает значительное отрицательное значение. Из приведенных результатов также следует, что расчетные и экспериментальные данные по коэффициентам моментов гПх и Шу достаточно хорошо совпадают. Последнее позволяет успешно пользоваться методикой моделирования на ЭВМ. [c.47]

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]

Проводя дальнейшее исследование элементов простоты и рациональности Зенита , следует обрагить внимание на подвеску элеронов и закрылков, выполненную иа простой рояльной петле. Прн этом аэродинамической компенсации у элеронов нет. Да оиа и ие нужна на этих скоростях. Аэродинамическое сопротивление таких элеронов по сравнению с традиционной щелевой подвеской меньше, а эффективности элеронов для самолета подобного класса вполне хватает. В схеме Зенита обращает на себя внимание применение цельноповоротных киля и стабилизатора без обычных рулей высоты и направления. Но хотя конструкция оперения при этом существенно упрощается, с точки зрения устойчивости и управляемости для легкого самолета это далеко ие лучшее решение. [c.37]

Решая вопрос об углах установки крыла и поверхностей оперения, следует помнить, что если ваш самолет не предназначен для выполнения фигур обратного пилотажа, то нанвыгоднейшим для установки крыла является угол 2—3 (по отиошеиню к продольной оси фюзеляжа). В этом случае при правильно выбранных параметрах самолета в крейсерском полете фюзеляж будет создавать минимальное аэродинамическое сопротивление. У горизонтального оперения иа непилотажном самолете переднюю кромку обычио опускают вниз иа 1,5—2 Возможную ошибку, а она при нормальных центровках будет минимальна, в дальнейшем легко исправить, отогнув иа соответствующий угол триммер-нож на руле высоты. Установку триммер-ножа следует предусмотреть заранее. Его площадь составляет примерно 0,2—0,4 дм . Угол его отгиба легко подобрать, совершив несколько полетов. При этом надо добиваться, чтобы иа крейсерской скорости усилия с ручки управлеиия снимались бы полностью. [c.147]

Иными словами, чем больше скорость полета, тем больше вертолет должен быть наклонен в направлении полета. Однако, если с наклоном вектора полной аэродинамической силы Я в сторону движения величина ее будет сохраняться неизменной, то вертикальная ее составляющая, которая должна уравновешивать вес вертолета, будет уменьшаться. Следовательно, для того, чтобы полет был горизонтальным, необходимо при увеличении скорости полета не только наклонить вектор силы Я, но и увеличить силу. Тем не менее отсюда не следует, что для увеличения полной аэродинамической силы несущего винта в любом случае необходимо увеличивать мощнооть, затрачиваемую на несущий винт. При увеличении скорости установившегося горизонтального полета от нулевой до так называемой экономической скорости мощность, потребная для создания необходимой тяги, уменьшается (рис. 1114). При дальнейшем увеличении скорости установившегося горизонтального полета потребная мощность возрастает, поэтому необходимо увеличивать мощность, подводимую к несущему винту. [c.117]

Задача о самоиндуцированном движении двух вихрей в идеальной жидкости. Рассматриваются два симметричных противоположно закрученных вихревых образования, сошедших с поверхности самолета в сечении х = 0. Пусть поперечный размер вихря намного меньше расстояния между вихрями, высоты вихрей над землей и продольного радиуса кривизны вихревого образования. В этом случае, так же как и в [1, 7, 8], считается, что в дальнем следе течение внутри каждого вихря осесимметрично. Закон изменения завихренности по радиусу произволен. Система координат, обозначение компонент скоростей, возмущений, геометрических и аэродинамических характеристик течения описана в предыдущем пункте. Самолет совершает гармонические колебания. Возмущения сносятся вниз по потоку со скоростью и . Высота полета /г(0). Высота вихрей над землей h x). При этом /(г, х) < h x). Нужно найти, как растет амплитуда колебаний вихрей в следе с увеличением расстояния от самолета. [c.124]

Исследуем сначала, что происходит в ближнем поле. Число Струхаля Sh = составим из характерных для колеблющегося крыла величин, например средней аэродинамической хорды крыла, скорости набегающего потока и периода колебаний. Для реальных летательных аппаратов число Струхаля - малая величина. Это означает, что течение в ближнем следе за крылом можно рассматривать как квазистацио-нарное. Возмущения в главном приближении передаются без изменения в пределах области Их значения будут начальными условиями (х = 0) для распространяющихся в дальнем следе возмущений. [c.124]

Экспериментальная установка представляла собой аэродинамическую трубу с открытой рабочей частью. Схема успокоительной камеры установки приведена в работе [12]. В выходном сечении получается течение с плоским профилем средней скорости по всему сечению, за исключением пограничных слоев на стенках сопла. Интенсивность продольных пульсаций скорости на оси не превышала 0.5% от средней скорости. Измерения проводили при скорости на оси трубы 17 м/с. Воздух в успокоительную камеру подавался от вентилятора DIS А 55D41/42. После конфузора устанавливался сменный отрезок трубы длиной 100 мм, внутренним диаметром 49 мм и толщиной стенки 2 мм. Исследования воздействия акустики на струю проводили при пяти конфигурациях торца трубы, схемы которых приведены на фиг. 1. В дальнейшем различные формы кромок обозначаются 1-5. Были исследованы следующие формы кромок острая кромка, заточенная с внешней стороны под 45° (/) округлая кромка (2) острая кромка, заточенная с внутренней стороны (J) пилообразная кромка, образованная разбиением торца трубы на N частей и последующей их заточкой под углом 45° попеременно с внешней и внутренней стороны (4(А/)) острая кромка / с надетым на внешнюю стенку трубы металлическим цилиндром (5). Пилообразная кромка исследовалась в двух видах 4(8) и 4(36) с 8-ю и 36-ю зубцами, соответственно. [c.27]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...