Качество крыла самолета

Преобразуем уравнения движения вязкой несжимаемой жидкости к безразмерному виду введением в уравнения безразмерных величин как независимых переменных, так и искомых. Для независимых переменных, имеющих размерность длины, выберем характерную длину /, или масштаб длин. Для тела в форме шара в качестве масштаба длин можно взять радиус шара. Для крыла самолета за характерную длину обычно выбирают среднюю хорду крыла, являющуюся его характерной шириной. В качестве масштаба времени возьмем Т, для скоростей — К, давления — Р. Постоянные величины сами являются для себя масштабами. [c.578]

Как было указано выше, в качестве основного конструктивного узла или блока силовых элементов конструкции самолетов (стрингеры, нервюры, фрагменты обшивки) рассматривают крыло самолета. Отдельное внимание уделяется стойкам шасси, для которых условия нагружения за полет [c.27]

Рассмотрим такую ситуацию на примере моделирования роста трещины в нижней панели крыла самолета Як-42 в районе нервюры 6, схематизированный типовой полетный блок нагружения которой представлен на рис. 8.27. Расчеты длительности роста трещины проводились с учетом и без учета второй компоненты главных напряжений, с последующим сравнением полученных результатов между собой. При расчете с учетом двухосного нагружения было сделано следующее допущение. Для каждого этапа полета в блоке в качестве величины Xf, выбиралось его среднее значение на аналогичном этапе реального полета, полученное по результатам анализа летных экспериментов (см. главу 1). Также предполагалось, что сжимающие циклы нагружения (этап руления) при данном уровне нагрузок не влияют на рост усталостной трещины и в расчетах не учитывались. [c.441]

Для обслуживания местных воздушных линий, удовлетворения нужд санитарной и сельскохозяйственной авиации, несения службы лесного надзора и т. д. в послевоенные годы конструкторскими коллективами А. С. Яковлева и О. К. Антонова были спроектированы и переданы в производство самолеты Як-12 и Ан-2 специального назначения, способные базироваться на небольших грунтовых аэродромах, а в поплавковых вариантах — на водных акваториях. Четырехместные монопланы Як-12 с каркасом крыла из дюралевых профилей, дюралевым носком и полотняной обшивкой поступили в серийное производство в 1947 г. II получили широкое распространение как в гражданской авиации, так и в Советской Ар.мии в качестве связных самолетов. Цельнометаллические бипланы АН-2, также начатые постройкой в 1947 г., продолжают успешно эксплуатироваться в различных модификациях на местных воздушных линиях и в различных отраслях народного хозяйства СССР. [c.380]

Промышленная радиография Контроль качества изготовления ответственных изделий из металла (крылья самолетов и т. п.) с помощью рентгеновского излучения То же / [c.358]

Аналогично ряд стержней с прямолинейной или криволинейной осями можно выделить в качестве расчетной схемы элементов и других конструкций. Например, в случае фюзеляжа (рис. 1.4, б) и крыла самолета или корпуса корабля (рис. 1.4, г) такой расчетной схемой могут быть представлены все элементы набора — шпангоуты, [c.26]

Несмотря на кажущуюся простоту расчетной схемы (когда упругие элементы рассматриваются как стержни), возникающие вопросы при исследовании динамических процессов являются не всегда простыми как по применяемым методам решения, так и по содержанию конечных результатов. В качестве примеров на рис, 6.1—6.8 показаны реальные конструкции и элементы конструкций, которые можно рассматривать как гибкие или абсолютно гибкие стержни. На рис. 6.1 показана ракета, которая из-за случайных возмущений или в результате действия управляющих усилий может совершать малые изгибные колебания. Различного вида высокие конструкции, мачты, трубы и т. д. (см. рис. 6.2), находящиеся в потоке воздуха, из-за срыва потока (вихрей Кармана) могут очень сильно раскачаться в плоскости, перпендикулярной к вектору скорости потока. Аналогичные задачи возникают и при расчете висящих мостов, которые в первом приближении могут рассматриваться как одномерные конструкции (стержни). Крыло самолета в первом приближении (см. рис. 6.3) можно рассматривать как стержень [5]. В потоке воздуха на крыло действуют [c.131]

Аэродинамическое качество самолета меньше аэродинамического качества крыла из-за того, что фюзеляж и подвески создают дополнительное лобовое сопротивление. [c.150]

Условия работы лопасти НВ вертолета во многом отличаются от условий работы крыла самолета. Основная особенность в том,что действующие на нее нагрузки являются переменными во времени. Поэтому при выборе материала элементов лопасти в качестве главных выдвигаются следующие требования [c.30]

Опишите общую картину обтекания крыла самолета. Что называют разгонным и присоединенным вихрями Поясните механизм образования разгонного вихря и укажите направление его вращения. По какой причине образуется присоединенный вихрь Каково окружное движение присоединенного вихря Объясните появление подъемной силы крыла самолета. Почему подъемная сила зависит от угла атаки Как изменяется подъемная сила при увеличении угла атаки Как при этом изменяется лобовое сопротивление Что такое поляра крыла и как по ией определить угол атаки, при котором качество крыла W наибольшее [c.312]

Связь между подъемной силой крыльев самолета и циркуляционным движением воздуха вокруг них осознали и исследовали трое людей очень разного склада ума и обучения. Во-первых, мне следует отметить англичанина Фредерика У. Ланчестера (1878-1946). Оп был инженером-практиком, более или менее математиком-любителем, а по профессии автомобилестроителем. Поработав в качестве инженера над разработкой газовых двигателей и создав новый стартер для пуска дви- [c.42]

При выпуске взлетно-посадочных закрылков происходит ухудшение аэродинамического качества крыла и, следовательно, увеличение угла снижения самолета 0. Однако угол снижения при необходимости уменьшают путем увеличения тяги двигателей, что видно из следующей формулы [c.24]

В качестве возбудителей второго вида обычно выступает кинематическое возбуждение, передающееся на роторы через их опоры. Примерами таких возбуждений могут быть колебания двигателя вместе с конструкцией самолета, например с крылом самолета, где он установлен, или в фюзеляже. Такие колебания, как правило, происходят в вертикальной плоскости с низкими частотами. Несмотря на это они могут дать повышенные амплитуды колебаний силовой установки на рабочих частотах вращения роторов, усиленные резонансными явлениями. [c.356]

Снабженный дополнительными подвесными бензобаками под крыльями самолет использовался для дальней разведки. Сняв с него вооружение, его применяли кж тренировочный самолет. Поставленный на поплавки самолет предназначался для морской разведки. При усилении неподвижного оружия машина использовалась в качестве двухместного истребителя. Как бомбардировщик он нес бомбодержатели под крыльями и фюзеляжем и был оборудован бомбардировочным постом. Наконец, как войсковой самолет он был снабжен радиостанцией, фотоаппаратом и кошкой для подхватывания донесений. [c.316]

Другая составляющая FJ , направленная поперек потока, носит название подъемной силы. В качестве важнейшего примера рассмотрим возникновение подъемной силы при обтекании воздухом крыла самолета. Типичная картина безотрывного обтекания воздухом профиля крыла самолета при небольшом угле атаки а изображена на рис. 4.24а. Уже из одного только факта, что поток после обтекания приобрел составляющую импульса, направленную вниз, следует, что такой же импульс, направленный вверх, приобретает крыло. В случае ламинарного обтекания крыла, исходя из структуры линий тока, можно проанализировать распределение сил давления [c.81]

Отметим, что при увеличении угла атаки растет и лобовое сопротивление. Отношение полезной подъемной силы к вредной силе лобового сопротивления определяет качество крыла . Для легких спортивных самолетов и истребителей это отношение находится в пределах 12 +15, а для тяжелых грузовых и пассажирских самолетов оно достигает величин 17 + 25. Аэродинамическое качество повышается при улучшении обтекания (уменьшении С ) и увеличении отношения размаха крыла Ь к длине его хорды Ь. Из распределения сил давления следует, что равнодействующая этих сил смещена к передней кромке крыла. Это необходимо принимать во внимание при определении моментов сил, действующих на крыло и определяющих устойчивость самолета. Весьма поучительным является опыт с тонким диском, находящимся в потоке воздуха. Если струю от вентилятора направить на диск, который может свободно вращаться вокруг вертикальной оси (рис. 4.31), то диск займет устойчивое положение, при котором его плоскость перпендикулярна потоку воздуха. Если диск случайно повернется, и кромка окажется ближе к вентилятору, чем кромка К , то возникнет подъемная сила, точка приложения которой будет расположена между кромкой и осью вращения диска. Момент этой силы повернет диск в исходное устойчивое положение. Отметим, что положение, при котором плоскость диска направлена по потоку, является также положением равновесия, однако это равновесие является неустойчивым. [c.84]

Крыло самолета монококовой схемы (рис. 20) могло также быть использовано в качестве бака для топлива. [c.32]

Силовую основу крыла ЦАГИ составляет каркас, представляющий собой пространственную ферму. На рис. 11 [8] показана в качестве примера отъемная часть крыла самолета АНТ-9 (1928 г.). Каркас включает лонжероны (рис. 12 [9]), изготовленные из труб (алюминиевых [c.355]

Вывод из опыта конструирования планеров вытекает такой используя крыло большого удлинения, можно существенно повысить маневренные качества и самолета. При этом площадь крыла может быть небольшой, а удельная нагрузка, соответственно, значительной. [c.95]

Далее, самолет с большим удлинением крыла летает на меньших углах атаки, а значит, с более высоким аэродинамическим качеством. Такой самолет меньше теряет высоту при выполнении пилотажа, меньше расходует энергии на искривление траектории. Поэтому он сохраняет большую скорость при выходе на восходящую вертикаль и может выполнить более сложные вертикальные фигуры. [c.95]

Достоинства утки хорошо известны. Вкратце они сводятся к следующему в отличие от нормальной схемы, у статически устойчивой утки подъемная сила горизонтального балансирующего оперения суммируется с подъемной силой крыла. Поэтому при тех же несущих свойствах площадь крыла можно, грубо говоря, уменьшить иа величину площади оперения, в результате чего уменьшаются размеры, масса и аэродинамическое сопротивление самолета, а его аэродинамическое качество растет (рис 97). Еще более выгодным является тандем, который по способу балансировки принципиально не отличается от утки , но позволяет создать еще более компактную машину. По сути дела, в тандемной компоновке общая несущая площадь разбивается на два равных или приблизительно равных крыла, линейные размеры которых примерно в 1,4 раза меньше аналогичного крыла самолета нормальной схемы. [c.119]

Кавендиша опыт 318 Карданов подвес 440 Качение катушки 430 Качения трение 431 Качество крыла самолета 560, 569 Квазистационарности условие 483 Кеплера законы тяготения 313 Когерентные источники 712 [c.748]

Рис. 6.23. Один из первых экспериментов по использованию в США ротора Флетнера в качестве крыла самолета (1930 г.)

Автоколебания имеют большое значение для многих практических задач и ставят в ряде случаев серьезные проблемы перед конструкторами при создании новых машин. Примером таких сравнительно сложных задач, связанных с автоколебаниями, является, в частности, флаттер, представляющий собой изгибнокрутильные автоколебания крыла самолета в аэродинамическом потоке. В качестве другой весьма ответственной задачи может быть названа проблема автоколебаний управляемых колес автомобиля на большой скорости движения. [c.499]

Такое распределение, полученное эк спериментально, изображено на рис 336. Давление под крылом оказывает ся повышенным по сравнению с дав лением в набегающем потоке, а давление над крылом -Р пониженным по сравнению с давлением в набегающем потоке. Результирующая этих сил, направленная вверх, —это и есть подъемная сила. Повышенное давление у передней кромки крыла создает лобовое сопротивление. Ясно, что крылья самолета тем лучше будут выполнять свое назначение, чем большую подъемную силу они позволят развивать и чем меньше при этом будет лобовое сопротивление. Поэтому качество крыла определяется отношением подъемной силы к лобовому сопротивлению. [c.556]

Коэффициент подъемной силы Су с увеличением угла атаки растет сначала быстро, а затем медленнее и после критического угла атаки начинает падать. Коэффициент лобового-ттопротивления растет сначала медленно, а затем быстрее. На рис. 343 приведены графики зависимости и Су от угла атаки а для одного из типов крыльев, применяемых в авиации. Так как во всей области практически применяемых углов атаки величина С много меньше, чем Су, то для того, чтобы обе кривые удобно было нанести в одном масштабе, на графике отложена величина 5Сх. От крыла самолета требуется большая подъемная сила при малом лобовом сопротивлении. Крыло тем лучше будет удовлетворять этому требованию, чем больше величина ft = Су/С , которая поэтому называется качеством крыт. [c.560]

Потребная сила тяги зависит от отношения К — j y, которое называется качеством самолета (аналогично качеству крыла , 131). Минимальная тяга потребуется при горизонтальном полете с таким углом атаки, для которого отношенне jt/ y имеет наибольшее значение. Этот наивыгоднейший угол атаки для современных самолетов лежит в пределах 3—8°. При этом отношение j y достигает 10, т. е. [c.569]

Сверхзвуковые самолеты с ТРДФ (форсированными ТРД) имеют малую экономичность ввиду очень низкого аэродинамического качества крыльев как при сверхзвуковой, так и дозвуковой скорости. [c.50]

Силовые установки с агрегатами усиления тяги имеют единый двигатель для горизонтального полета и совершения вертикального взлета и посадки, но на взлете и посадке используется агрегат усиления тяги (см. рис. 9). Агрегат усиления тяги может быть выполнен в виде выносного турбовентилятора или газового эжектора, обычно располагаемых в крыле самолета. Достоинствами такой силовой установки являются высокая экономичность на режимах взлета и посадки, малая скорость истечения реактивной струи и возможность применения серийных или модифицированных ТРД и ДТРД в качестве газогенераторов, причем тяга ТВА в 2,5—3 раза превышает тягу газогенератора. Однако такие силовые установки имеют большие размеры и массу, что затрудняет их размещение на самолете, особенно в крыле. Кроме того, истечение больших расходов воздуха с малыми скоростями затрудняет разгон самолета до скоростей, на которых аэродинахмические силы становятся достаточными для управления летательным аппаратом. Наконец, агрегат усиления тяги, так же как и подъемный двигатель, является дополнительным грузом для самолета на всех режимах полета, кроме взлета и посадки. Следует также отметить, что достижение высокой газодинамической эффективности турбовентилятора является очень сложной научно-технической задачей. [c.190]

Материалы на основе углепластиков впервые начали применять в самолете F-14, а для самолета F-18 они уже завоевали себе место в качестве одного из наиболее эффективных конструкционных материалов. Для этого пришлось пересмотреть сложившееся ранее мнение, что алюминий, титан, высокопрочная сталь и другие металлические материалы являются основными конструкционными материалами для изготовления деталей самолетов. Благодаря уменьшению массы сейчас удается создать новые типы более совершенных истребителей. В самолетеY AV-8В около 17% массы приходится на обшивку несущих крыльев, закрылки и вспомогательные крылья, а в новой модификации AV-8B Харриер (рис. 6.8, а) из углепластиков изготовлена также панель фюзеляжа и общая масса деталей самолета из углепластиков составляет около 26%. Конструкция основного крыла самолета AV-8B Харриер показана на рис. 6.8, б. Лонжерон и ребро такого крыла имеют двутавровое сечение, а стенка лонжерона - синусоидальную форму это типичный пример конструкции крыла, изготовленного из композиционных материалов Такая же конструкция использована и в горизонтальном хвостовом one рении бомбардировщика В-1. [c.213]

Физической причиной, вызывающей усталость конструкции самолета, являются переменные нахрузки, действующие в процессе эксплуатации [2]. Источники возникновения этих нахрузок различны, как различна и их физическая природа, в связи с чем характер переменных нахрузок тоже различен как по своей структуре, так и по величине и частотному составу. Вместе с тем можно выделить нагрузки, определяющие долговечность основной силовой конструкции, например, крыла и фюзеляжа, весовое совершенство и прочность которых в первую очередь, характеризуют качество конструкции самолета в целом. Если речь идет о нагруженности и оценке долговечности продольных элементов крыла (лонжеронов, стрингеров, обшивки), то существенными являются лишь переменные нагрузки, характеризующиеся довольно низкой частотой, не превышающей в крайнем случае десятков Герц. К низкочастотным нагрузкам на крыло следует в первую очередь отнести переменную нахрузку, цикл изменения которой соответхлъует одному полету. Эта нахрузка вызвана переходом самолета из стояночного положения, когда на самолет действуют лишь силы веса, в полетное положение, ковда на самолете возникают аэродинамические нагрузки и обратно. [c.411]

У четвертого из представленных типов самолета потолок на сверхзвуковой скорости существенно больше потолка на дозвуковой скорости. Область установившихся режимов этого самолета значительно увеличилась в ширину, ее основная площадь лежит в зазвуковом диапазоне скоростей. Левая граница несколько сдвинулась вправо, так как крыло самолета специально спроектировано для больших скоростей. Поэтому на малых скоростях оно ведет себя хуже — углы атаки на тех же скоростях у него больше, а качество значительно хуже. По этой причине потолок самолета на дозвуковой скорости несколько [c.17]

Летные характеристики А. вытекают из его аэродинамич. характеристик высокий коэф. подъемной силы делает возможным горизонтальный полет с очень малыми скоростями порядка 30—40 км/ч в то же время А. при небольшой нагрузке на 1 Н не уступает самолету в максимальной скорости. Диапазон скоростей А. достигает значений 5—О вместо 2,5—3 для самолета. Возможна очень крутая траектория снижения вплоть до вер-тикал1,ного спуска, скорость к-рого, замеренная в летных испытаниях, составляет 10 м/ск. Кроме того А. имеет возможность планировать полого, по-самолетному. При соответствующей раскрутке ротора перед стартом А. имеет очень короткий разбег (порядка 25—40 м и меньше), разбег А. С-ЗО с непосредственным управлением равен 11 м. Это условие вместе с возможностью посадки бев пробега чрезвычайно сокращает размеры потребного аэродрома, позволяя А. работать в условиях неподготовленных посадочных площадок. Т. к. качество ротора ниже качества крыла, А. обладает худшей (примерно на 15%) скороподъемностью и- более низким потолком, чем самолет. Однако в угле валета он не уступает. [c.62]

Можно выделить три уровня сложности систем машинной графики. На первом дисплей используется главным образом в качестве выходного устройства. С его помощью цифры и данные, заранее записанные в память ЭВМ или полученные в результате вычислений, воспроизводятся на экране. Например, это может быть график частотной характеристики электрической цепи, чертеж крыла самолета в условиях динамического флаттера или кривая напряжения в ребре некоторой конструкции. После того как лользователь увидел решение, представленное ему графически, он может изменить исходные данные задачи, пользуясь для этого вводом информации с перфокарт, клавиатурой пульта или непосредственно световым пером, а затем вновь посмотреть результаты решения. В некоторых случаях, добавив соответствующие операторы ввода и вывода на экран, программист может модифицировать уже существующие программы, работающие в режиме пакетной обработки данных. При этом он получает возможность применить данный уровень машинной графики для визуального ознакомления с результатами решения задачи в истинном масштабе времени. [c.76]

Опорные узлы и тележки, иа которые укладывают перемещаемые грузы-изделия, являются очень важными элементами конвейера, особенно, если он служит в качестве сборочного. Конструкция опорного узла или тележки должна обеспечивать удобную, надежную и простую установку и съем грузов и их устойчивое положение на всем пути конвейера, т. е. на всех его рабочих местах в процессе сборки изделия. В случае необходимости, на опорном узле должны быть предусмотрены крепления, фиксаторы, зажимы, а также приспособления для наклона, поворота или подъема изделия, необходимые в процессе сборки. Центр тяжести изделия-груза должен находиться внутри опорного контура тележки на всех позициях сборки. Если же по условиям сборки необходимо консольное расположение изделия на тележке (например, при сборке крыла самолета или заднего моста автомобиля), то конструкция конвейера должна обеспечивать устойчивое положение изделия и тележки путем устройства дополнительных контршин или упоров. Для громоздких тяжелых или длинных изделий применяют двухцепные конвейеры с раздельными небольшими тележками, прикрепленными отдельно к каждой тяговой цепи. Катки тележки, как правило, устанавливают на подшипниках качения. [c.285]

На самолете используется крыло большого удлинения с су-перкритическими профилями и с вертикальными законцовка-ми, повышающими его аэродинамическое качество. Крыло оснащено эффективной взлетно-посадочной механизацией. [c.217]

В начале 50-х годов фирма Боинг в инициативном порядке разработала свой первый реактивный транспортный самолет модели 367-80. Самолет предназначался для использования в качестве военного самолета-заправщика и транспортного самолета. Опытный образец, построенный в варианте самолета-заправщика, совершил первый полет 15 июля 1954 года. Самолет представлял собой цельнометаллический низкоплан с фюзеляжем овального поперечного сечения, гибким узким крылом со стреловидностью на передней кромке 35° и с четырьмя турбореактивными двигателями J-57 фирмы Пратт и Уитни с тягой около 4300 кгс каждый, установленными в четырех мотогондолах, выступающих на пилонах за переднюю кромку крыла. В августе 1954 года ВВС США выдали фирме Боинг заказ на постройку увеличенной модели этого самолета, которая получила обозначение КС-135 Стратотанкер . Грузовой вариант самолета получил обозначение С-135 Стратолифтер . По сравнению с опытным образцом эти самолеты [c.229]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...