Интерцептора

Рис. 1.9.8. Управление при помощи интерцептора

I — крыло 2 — интерцептор 3 — выдвинутая часть интерцептора [c.80]

Интерцептор представляет собой тонкую пластинку, которая располагается в крыле и может выдвигаться над его поверхностью (рис. 1.9.8). Управляющий эффект обусловлен торможением потока, когда интерцептор находится в выдвинутом положении [15]. При торможении потока происходит увеличение давления на части поверхности крыла перед интерцептором. Кроме того, при дозвуковых скоростях полета интерцептор способствует повышению скорости обтекания противоположной стороны крыла и, следовательно, некоторому снижению давления, что приводит к увеличению результирующего управляющего усилия. Оно изменяет подъемную силу крыла и создает момент крена. [c.80]

Управляющий эффект интерцептора как органа поперечного управления несколько снижается из-за уменьшения давления за ним, происходящего вследствие турбулизации пограничного слоя, роста его толщины и, как следствие, отрыва, зона которого при значительном выдвижении интерцептора простирается до задней кромки. Этот отрицательный эффект невелик, когда поверхность за интерцептором небольшая. [c.80]

Если полет осуществляется при сверхзвуковых скоростях, то картина обтекания выдвинутого интерцептора меняется (рис. 1.9.9,а). Перед интерцептором и за ним происходит срыв потока, образуются застойные зоны. Внешний поток движется около этих зон подобно потоку около непроницаемых клиньев, образуя систему ударных волн и волн разрежения. График распределения давления, изображенный на рис. 1.9.9,6, показывает. [c.80]

Рис. 1.9.9. Схема взаимодействия интерцептора с обтекающим потоком а—спектр обтекания б—распределение давления 1, 2 — застойные зоны 3,4, 5— ударные волны 6 — волны разрежения

В некоторых конструкциях летательных аппаратов используется реактивный интерцептор, работающий принципиально по той же схеме, что и реактивный закрылок. Основными элементами такого интерцептора являются профилированные щели, расположенные на обеих сторонах крыла. Струя газов направляется через эти щели вверх или вниз, в результате чего изменяется направление действия результирующей управляющей силы. Недостатки комбинированных органов управления связаны с их относительно малой эффективностью в разреженных слоях атмосферы, а также при полете с небольшой скоростью. [c.88]

УПРАВЛЯЮЩИЕ СИЛЫ, СОЗДАВАЕМЫЕ ИНТЕРЦЕПТОРАМИ [c.294]

Экспериментальные исследования позволили установить, что в каждый момент времени картина течения около колеблющегося интерцептора практически остается такой, как и в случае установившегося обтекания с соответствующим числом М] . Это дает основание проводить расчет колеблющихся интерцепторов, используя гипотезу стационарности. Для таких интерцепторов нормальная сила [c.295]

Рис. 3.7.1. Зависимость коэффициента нормальной силы Асу, создаваемой интерцептором, от числа Мь и размеров интерцептора

Рис. 3.7.2. Зависимость отношения коэффициентов нормальной и продольной сил, создаваемых интерцептором, от числа Мь и размеров интерцептора

Расчет управляющих сил, создаваемых интерцептором, осуществляется в такой последовательности. Вначале подсчитывается число Рейнольдса = УхХ / ) (1 1 — скорость потока в точке отрыва з перед интерцептором Хх — расстояние от передней кромки пластины до этой точки V — кинема- [c.295]

Рис. 3.7.3. Схема к расчету интерцептора (Я — точка присоединения)

Полагая, что граница застойной зоны прямолинейна и проходит через вершину интерцептора, подсчитывают коэффициент нормальной силы, создаваемой интерцептором за счет отрыва потока перед ним [c.296]

Рис. 3.7.4. Зависимость коэффициента донного давления от числа Мх И высоты интерцептора к

Давление за интерцептором может быть вычислено также следующим образом. Вначале подсчитывается угол косого скачка перед интерцептором [c.297]

Рис. 3.7.6. График для определения коэффициента в зависимости от числа Мз на верхней кромке интерцептора

Пример 3.7.1. Определить нормальную и осевую силы, создаваемые интерцептором, расположенным на расстоянии xi = 0,14 м от передней кромки крыла и обтекаемым потоком воздуха (fe = 1,4) с числом Mi = 1,83. Высота интерцептора h — 8 мм, ширина /и = 100 мм.Полет происходит на уровне моря высота траектории Я = 0), [c.298]

На рис. 11 изображен установленный на самолете Боинг-737 экспериментальный интерцептор, изготовленный из эпоксидного углепластика. Это хороший пример использования методик рас- [c.50]

Рис. 11. Материалы и схема выкладки наполнителя при изготовлении интерцептора самолета Боинг-737 из эпоксидного углепластика (длина 1320 мм, ширина 559 мм, площадь поверхности 146 дм , масса 5,44 кг, экономия массы 15%)

Нагружение, соответствующее давлению в гидросистеме при работе стеклоочистителей, интерцепторов и при повороте передней ноги, осуществляется при помощи дросселя 16 (см. рис, 17). [c.67]

Интерцепторы в комлевой и на концевой частях [c.113]

Аэродинамические органы управления применяются на летательных аппаратах, движущихся с достаточно большой скоростью в плотных слоях атмосферы. Их можно разделить на следующие группы рулевые поверхности, роллероны, интерцепторы и поворотные крылья. [c.75]

Для повышения эффективности интерцепторы приводятся в колебательное движение, амплитуда и частота которого обычно не регулируются. Величина у правляющей силы изменяется путем пере.мещения центра колебания. Чем ближе центр к поверхности крыла, тем больше время, в течение которого интерцептор будет выдвинут и, следовательно, больше время действия управляющей силы. Недостаток интерцепторного управления заключается в том, что оно не обеспечивает летательному аппарату значительного маневра. [c.81]

Рассмотрим некоторые экспериментальные результаты, полученные в аэродинамических трубах для интерцепторов, расположенных на конце плоской пластинки ([61], 1962, № 4—5). На рис. 3.7.1 приведены данные для безразмерного коэсффициента ДСу, равного отношению нор.мальной силы, создавае.мой интерцепторо.м, к величине дМн д = — скоростной [c.294]

На рис. 3.7.2 представлены экспери.ментальные графики, характеризующие зависимость от отношенияД Су/Д с , в котором ДСа = Д Х1 дЫя) (Д X— осевая сила, создаваемая интерцептором). Все расчеты коэффициентов ДСу иАСх по экспериментальным значениям соответствующих сил велись для интерцептора шириной 1 см и, следовательно, площадью, равной к, см . [c.294]

Приведенные результаты указывают на зависимость управляющих сил от геометрических размеров интерцептора (ширины /и, высоты/г), а также числа потока перед интерцептором. При возрастании положительных углов атаки а (рис. 3.7.1) значенияДСу иДс становятся больше увеличение их отрицательных значений приводит к некоторому снижению ДСу. [c.294]

При сверхзвуковых скоростях потока высоту интерцептора следует выбирать по величине 56, гдеб — толщина пограничного слоя перед интерцептором (рис. 3.7.3). [c.295]

По графикам на рис. 3.7.4, построенным по экспериментальным данным ([61], 1962, № 4—5), для известных значений числа М1 и высоты интерцептора к находится коэффициент давления за ним рдон. В соответствии с этим коэффициент продольной силы интерцептора [c.297]

Строго говоря, рассмотренная методика определения коэффициентов АСу иДСж пригодна для интерцепторов бесконечно большой длины или снабженных боковыми шайбами, препятствующими перетеканию газа, т. е. без учета концевых эффектов, которые проявляют себя тем более существенно, чем меньше отношение lalh. [c.298]

Считая режим течения в пограничном слое перед интерцептором турбулентным (Re -, > > R kp = 10 ), найдем коэффициент давления в застойной зоне по (3.7.3) [c.298]

Задаемся давлением в застойной зоне за интерцептором Рдон 0,287 кгс/см х X (2,82 10 Па). Тогда соответствующая газодинамическая функция я (М4) == = 0,287/5,72 = 0,0502. Этому значению в табл. 9 [7] для f = 1,4 соответствует число М4 = 2,62. [c.299]

Привод(ы) (F 02 [(генераторов электрической энергии в системах зажигания D 1/06 В 61/00-67/00 нагнетателей В 39/(02-12) распределителей и прерывателей в системах зажигания Р 7/10) ДВС роторов газотурбинных установок С 7/(268-277)] В 66 (грейферов С 3/06-3/10, 3/12 грузоподъемных элементов автопогрузчиков F 9/20-9/24 домкратов (F 3/02, 3/24-3/42 передвижных F 5/02-5/04) канатных, тросовых и ценных лебедок D 1/02-1/24 подъемников в жилых зданиях и сооружениях В 11 /(04-08) рудничных подъемных устройств В 15/08 для талей, полиспастов и т. п. D 3/12-3/16) грохотов и сит В 07 В 1/42-1/44 В 66 (лебедок D 3/20-3/22 подвесных тележек подъемных кранов С 11/(16-24)) В 61 <ж.-д. стрелок, путевых тормозных башмаков и сигнальных устройств L 5/00-7/10, 11/(00-08), 19/(00-16) в канатных дорогах В 12/10 шлагбаумов L 29/(08-22)) клапанов (аэростатов и дирижаблей В 64 В 1/64 F 16 (в водоотводчиках, конденсационных горшках и т. п. Т 1/40-1/42 вообще К) силовых машин или двигателей с изменяемым распределением потока рабочею тела F 01 L 15/00-35/00) для ковочных молотов В 21 J 7/20-7/46 колосниковых решеток F 23 Н 11/20 машин для резки, перфорирования, пробивки, вырубки и т. п. разделения материалов В 26 D 5/00-5/42 В 23 (металлообрабатывающих станков G 5/00-5/58 ножниц для резки металла D 15/(12-14)) F 04 В (насосов (гидравлические 9/08-9/10 механические 9/02-9/06 паровые и пневматические 9/12) органов распределения в компрессорах объемного вытеснения 39/08) (несущих винтов вертолетов 27/(12-18) новерхноетей управления (предкрылков, закрылков, тормозных щитков и интерцепторов) самолетов 13/(00-50) гпасси самолетов и т.п. 25/(18-30)) В 64 С для отстойников В 01 D 21/20 переносных инструментов ударного действия В 25 D 9/06-9/12 пневматические F 15 В 15/00 В 24 В (полировальных 47/(00-28) шлифовальных 47/(00-28)) устройств поршневых смазочных насосов F 16 N 13/(06-18)J Привод(ы) F 01 [распределительных клапанов (L 1/02-1/10, 1/26, 9/00-9/04, 31/(00-24) пемеханические L 9/00-9/04) ручных инструментов, использование машин и двигагелей специального назначения для этой цели С 13/02] регулируемых лопастей [(воздушных винтов 11/(32-44) несущих винтов [c.150]

После постановки на входе в вентилятор специальных интерцепторов, турбулизирующих поток, общая динамическая картина поведения вентилятора существенно изменилась. Проявившиеся ранее резонансные колебания практически исчезли. Взамен возникли нерегулярные колебания рабочего колеса, максимальный размах которых превышал максимальные амплитуды резонансных колебаний. Спектральный анализ показал, что этим нестационарным колебаниям, носящим случайный характер, соответствуют частоты, отвечающие полосе сгущения собственных частот системы (точки на рис. 8.12), т. е. нерегулярные колебания преимущественно происходят по формам колебаний с большим числом волн по окружности. Эти результаты свидетельствуют о возможности радикального из менения дивамического состояния рабочих колес вентиляторов и компрессоров в зависимости от конкретных условий, которые складываются во входном устройстве. [c.160]

Требования к пассажирским самолетам. Для транспортных и пассажирских реактивных самолетов, летающих на больших высотах, важное значение имеет возможность быстрого снижения в область средних высот полета в случае самопроизвольной разгерметизации кабины самолета, опасной для жизнеобеспечения пассажиров. Для быстрой потерн высоты уменьшают тягу двигателя до минимальной, увеличивают скорость самолета до предельной и используют все имеющиеся на самолете средства торможения (интерцепторы, воздушные тормоза, выпуск шасси и др.). Но при быстром снижении резко падает давление в кабине, воздух в ней становится пер енасыщенным водяными парами, в результате на несколько секунд образуется туман, затрудняющий выдерживание и контроль режима полета на снижении вблизи предельной скорости и числа М полета. [c.57]

В Японии различные авиационные конструкции на основе углеплас тиков разрабатываются в основном под эгидой Управления обороны Проводятся летные испытания самолетов Т-2 (рули направления и створ ки люков шасси из углепластика), PS-1 (направляющие предкрылки из углепластика) и С-1 (главные интерцепторы и другие детали из угле- [c.213]

Применение углепластиков в гражданском авиастроении отличается от их использования в военных самолетах. Исходя из требований безопасности новые материалы для гражданских самолетов до их использования в серийном производстве самолетов обычно проходят различные испытания в течение 50 ООО ч. В США такие испытания проводятся различными авиастроительными фирмами совместно с НАСА. Первыми в 1973 г. были испытаны следующие детали из углепластиков интерцепторы для самолета Боинг В-737 и рули направления самолета D -10. Интерцепторы самолета Боинг В-737 представляют собой сандвичевую конструкхщю с внешним слоем из углепластика и алюминиевым заполнителем. Благодаря использованию углепластиков достигнуто снижение массы интерцепторов с 6,4 до 5,45 кг, т. е. приблизительно на 15%. В рулях направления самолета D -10 использована коробчатая конструкция, состоящая из лонжеронов и ребер с внешним слоем из углепластика. При этом достигнуто снижение массы рулей направления примерно на 35% (рис. 6.10). [c.217]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...