Крыло большого относительного удлинения

Теория несуш их линий Прандтля крылья большого относительного удлинения [c.61]

Третье ограничение заключается в том, что теория несуш,их линий не дает хорошего приближения для крыльев малого относительного удлинения. Если размах не слишком большой но сравнению со средней [c.62]

Стреловидное крыло большого удлинения с элероном (рис. 1). Степени свободы у (Zi) — вертикальные прогибы по оси жесткости х (Zj) — горизонтальные прогибы ( i) — углы закручивания относительно оси жесткости бэ — угол отклонения элерона. [c.480]

Аэродинамические свойства крыла, так же как и плоской пластинки, сильно зависят от отношения размаха крыла I к его ширине Ь (это отношение I Ъ называется относительным размахом, или удлинением)-, а именно, коэффициент лобового сопротивления Су,, соответствующий определенному значению коэффициента подъемной силы Са, тем меньше, чем больше относительный размах. Наоборот, коэффициент подъемной силы, соответствующий определенному значению угла атаки, тем больше, чем больше относительный размах. До тех пор, пока обтекание крыла происходит плавно, без отрыва потока, такое поведение указанных коэффициентов легко объяснить на основе теоретических соображений относительно движения жидкости без трения. При этом сопротивление трения, а также сопротивление давления (если имеет место отрыв потока) остаются, конечно, неучтенными, что [c.276]

Осенью 1934 г. коллектив, руководимый А. Н. Туполевым, получил задание на постройку дальнего бомбардировщика ДБ-2 (АНТ-37). За основу проекта самолета была взята аэродинамическая схема самолета АНТ-25 с крылом большого удлинения и с относительно небольшой удельной нагрузкой на площадь. [c.339]

Своей аэродинамической, весовой и конструктивной компоновкой современный сверхзвуковой самолет существенно отличается от самолета, имеющего дозвуковые скорости, что, несомненно, влияет на характеристики его устойчивости и управляемости. Например, у современного самолета-истребителя обычной схемы (с фюзеляжем и хвостовым оперением) в соответствии с требованиями аэродинамики сверхзвуковых скоростей крыло, хвостовое оперение и фюзеляж имеют малую относительную толщину. У такого самолета сравнительно малы удлинение и площадь крыла, а угол стреловидности большой. Все это благоприятно сказывается на уменьшении лобового сопротивления. Так как внутренние объемы крыла из-за уменьшения его относительной толщины и увеличения набора силовых элементов сократились, практически все топливо и оборудование размещаются в фюзеляже. [c.107]

Аэродинамические характеристики позволили получить высокое аэродинамическое качество как на сверхзвуковом режиме благодаря большой стреловидности и небольшой относительной толщине крыла, так и на дозвуковом режиме благодаря небольшой стреловидности и большому удлинению. [c.218]

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]

Самолет имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения, большую роль в создании подъемной силы берет на себя фюзеляж с плоской нижней поверхностью. [c.509]

Теорию крыла конечного размаха позволило создать использование основополагающей теоремы Н. Е. Жуковского о связи подъемной силы с циркуляцией и модели течения с присоединенным вихрем, так что эта теория является логическим продолжением и развитием идей, составляющих фундамент теории крыла бесконечного размаха, В 1910 г. С. А. Чаплыгин в докладе на тему Результаты теоретических исследований о, движении аэропланов сформулировал общие представления о вихревой системе крыла конечного размаха. В 1913 и 1914 гг. им были получены первые формулы для подъемной силы и индуктивного сопротивления. Они были доложены на третьем воздухоплавательном съезде в Петербурге. В дальнейшем основное распространение получила теория несущей линии, предложенная в Германии Л. Прандтлем для крыльев большого относительного удлинения. В рамках этой схемь было получено интегро-дифференциальное уравнение, связывающее изменение циркуляции и индуктивный скос потока. Задача свелась к отысканию различных приближенных методов его решения. В работе Б. Н. Юрьева (1926) был применен геометрический прием, в котором использовалось предположение о том, что распределение циркуляции близко к эллиптическому и что отклонения от этого распределения повторяют форму крыла в плане. Аналитические методы, применявшиеся на начальном этапе развития теории для получения приближенных решений, состояли в требовании удовлетворения основному уравнению в ограниченном числе точек по размаху. Так, в методе тригонометрических разложений В. В. Голубев (1931) заменил бесконечный тригонометрический ряд тригонометрическим многочленом, сведя бесконечную систему уравнений к конечной системе, в которой число неизвестных соответствует числу членов разложения циркуляции и числу точек на крыле. С целью более точного учета формы крыла в плане при ограниченном числе решаемых алгебраических уравнений Я. М. Серебрийский (1937) предложил для решения интегро-дифференциального уравнения использовать способ наименьших квадратов. [c.92]

В современных специальных курсах аэродинамики самолета излагаются многочисленные методы решения уравнения Прандтля (109), в том числе и методы, использующие машинную технику счета. Как уже упоминалось, изложенная теория несущей линии пригодна лишь для расчета крыльев самолета с большим относительным удлинением. Теория крыльев малого удлинения основывается на замене крыла вихревой поверхностью, приходящей на смену вихревой несущей линии . Литература в этой области как в Советском Союзе, так и за рубежом весьма обширна. Отошлем к Сборнику теоретических работ по аэродинамике , Оборонгиз, 1957, где (в статьях П. И. Чушкина и Г. А. Колесникова) излагаются методы расчета крыльев малого удлинения и приводится основная библиография по этому вопросу. [c.311]

Хотя для аэродинамических характеристик, особенно для благоприятного аэродинамического качества и дальнего действия, очень большое относительное удлинение было бы желательно, но конструктивные соображения ограничивают практические значения для самолетов со средней скоростью пределом от восьми до десяти. Важное ис-ключепие — транспортный самолет, недавно построенный Дюбуа-Юре во Франции, относительное удлинение крыла которого примерно равно двадцати пяти. Несомненно, что вставленная между фюзеляжем и крылом специально разработанная распорка обеспечивает необходимую жесткость конструкции крыла без избыточного превышения в весе. Для самолетов, приближающихся или превосходящих звуковую скорость, индуктивное сонротивлепие относительно малое, по сравнению с другими составляющими сонротивления следовательно, в таких самолетах конструкторы обычно применяют малые относительные удлинения крыла, вплоть до двух или даже полутора. [c.74]

Прежде всего упростим физическую задачу, заменив крыло птицы или полулунный хвостовой плавник рыбы (в предположении, что они имеют большое относительное удлинение) двумерной несущей поверхностью, совершающей вертикальные и продольные колебания в волновом потоке (рис. 1). [c.114]

Главной особенностью аэродинамической схемы самолета АНТ-25 являлось применение на нем крыла с необычно большими значениями относительного удлинения и сужения, равных соответственно 13,1 и 5,3. Такое большое относительное удлинение обеспечивало снижение индуктивного сопротивления крыла, связанного с величиной подъемной силы, и поэтому особенно значительного для самолета АНТ-25, полет которого длительное время выполнялся с большой полетной массой и при относительно небольшой крейсерской скорости, то есть на больших углах атаки. Выигрыш от снижения индуктивного сопротивления в этом случае намно- [c.332]

Решение задач, поставленных теорией крыла конечного размаха, шло несколько иным путем по сравнению с целым рядом других задач гидроаэромеханики. Конкретная техническая направленность этой проблемы требовала решения и методов расчетов, приемлемых для непосредственного практического использования. Чрезвычайно эффективным оказалось использование схематических моделей течения. Основное распространение получила схема несущей линии, предложенная Л. Пранд-тлем (1918 г.) для крыльев конечного размаха сравнительно большого относительного удлинения. В рамках этой схемы было получено интег- [c.284]

Следовательно, в соответствии с теорией несущих линий Прандтля, коэффициент индуктивного сопротивления ироиорционален квадрату коэффициента подъемной силы и обратно ироиорционален относительному удлинению крыла, но крайней мере, большему относитель- [c.69]

Треугольное крыло сохраняет преимущества большого стреловидного крыла и имеет дополнительные вследствие малой относительной толщины. Малая относительная толщина центральной части сохраняется благодаря использованию больших длип хорды. Поскольку на высокой скорости, околозвуковой или сверхзвуковой, неизбежное профильное сопротивление относительно велико по сравнению с индуктивным, то малое относительное удлинение приемлемо. Большая хорда позволяет иметь относительно большую емкость внутри крыла, которую можно использовать в качестве резервуара для топлива [c.138]

Если учитывать упругие эффекты, то теория крыла становится сложнее, чем она представляется из главы П. Для жесткого крыла эффективный угол атаки относительного воздушного потока при любом иоиеречном сечении, который определяет подъемную силу и сопротивление сечения, получен как результат объединения скорости полета и индуктивного скоса потока. Для упругого крыла величина и направление относительного воздушного потока зависят также от упругой деформации, на которую в свою очередь влияет то же распределепие подъемной силы. Это мы пытаемся рассчитать. Сирс предложил приближенный метод расчета такого взаимного действия [8]. Аэроупругие эффекты важны для всех высокоскоростных самолетов. Если относительное удлинение большое, то кручение крыла значительно. Для са- [c.162]

В качестве основных характеристик деформаций используются полу-разности компонент основного метрического тензора в деформированном и недеформированном состояниях (К. 3. Галимов, 1946, 1949, 1955 И. И. Гольденблат, 1950, 1955 В. В. Крылов, 1956 Д. И. Кутилин, 1947 В. В. Новожилов, 1948, 1958). Для описания больших деформаций используются и другие характеристики, среди которых укажем, например, следующие логарифмические (или истинные) деформации компоненты тензора, совпадающие в главных осях деформации с главными относительными удлинениями компоненты тензора, контравариантные составляющие которого являются полуразностями соответствующих компонент метрических тензоров в деформированном и недеформированном состояниях. При рассмотрении различных вопросов предпочтительны те или иные характеристики. Для правильной обработки результатов важно, чтобы принятым обобщенным характеристикам деформации отвечали соответствующие (в выражении для элементарной работы) обобщенные напряжения (В. В. Новожилов, 1951). В монографии Л. И. Седова (1962), подводящей итог более ранним работам (Л. И. Седов, 1960 В. Д. Бондарь, 1960, 1961 М. Э. Эглит, 1961), при рассмотрении деформации элемента тела [c.72]

Проектные исследования параметров самолета, удовлетворяющего требованиям ВВС, показали, что он будет иметь значительную полетную кассу, крыло площадью около 305 м и с размахом 51 м. Использование для такого самолета классической однолодочной схемы было связано с большими весовыми и аэродинамическими потерями из-за необходимости применения высокой и широкой лодки с большим миделем поперечного сечения для получения требуемых водоизмещения и мореходности самолета, обеспечения его поперечной остойчивости, что, в свою очередь, определяло наличие на самолете или больших <жабр>, или подкрыльевых поплавков также с большими размерами и миделем поперечного сечения, так как большой размах крыла приводил даже при малых углах крена самолета к большим линейным перемещениям концов крыла, к необходимости защиты их от ударов о воду. Уменьшение размаха крыла и его относительного удлинения с целью понизить высоту лодки и уменьшить геометрические размеры поплавков поперечной остойчивости, как показал опыт создания в Германии в 1929 г. самого большого в те годы гидросамолета Дорнье-Х с крылом, имевшим удлинение, равное 5,-привело бы к резкому ухудшению аэродинамического качества и летных даияых самоле га. особенно высоты и дальности полета [4]. [c.277]

Общая тенденция изменения стреловидности х удлинения X и относительной толщины с крыла для достижения максимальной величины /(max — увеличение стреловидности, уменьшение удлинения и относительной толщины крыла с ростом числа М. При полете на малых дозвуковых скоростях более высокие значения /(max имеют крылья малой стреловидности (x = 0- 20°), большого удлинения (Х = 8-4 10) и сравнительно большой относительной толщины (i = 0,12-f-0,]6), при околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях —(Крылья большой стреловидности (х== = 50- 60°), малого удлинения (X=2-f-3) и малой 0тн0 ителы10Й толщины (с = 0,04-г-0,06). [c.6]

Особенности формирования такого гистерезиса в аэродинамических характеристиках, полученных для крыльев большого удлинения при малых числах Рейнольдса, изучены в [1-5]. В [1] рассматривался статический гистерезис аэродинамической зависимости Су = с ,(а) для прямоугольного крыла (X, = 5) с профилем МАСА-23012 в диапазоне чисел Ке = (1-4) 10 при дозвуковых скоростях. Результаты исследований гистерезисных зависимостей коэффициентов аэродинамических сил и моментов от угла атаки а в диапазоне числа Ке = (0.2-0.8) 10 для крыльев большого удлинения с относительными толщинами с 3= 0.12 изложены в [2-7]. Показано, что на режимах испытаний модели, соответствующих верхней и нижней границам области гистерезиса, существуют различные структуры отрывных течений на поверхности моделей. Отмечается, что при углах атаки, с которых начинается гистерезис, релизуются разлитаые структуры течений, при этом ветви зависимостей с ,(а), т, а) на обратном ходе могут не совпадать между собой [6,7]. [c.199]

Эксперты сомневались в расчетных летных данных из-за оценки потерь, вызванных необычными воздухозаборниками ТРД, с которыми казались возможными даже неудачи технического характера . Головоломкой также были до сих пор еще не испытанные на практике разрезные предкрылки, которые можно было заменить, пожалуй, обычными предкрылками. Представители DVL выразили опасения и относительно недостаточной жесткости (кручения) крыла, что по причине относительно большого удлинения крыла и бесхвостой схемы самолета при высокихскорос- [c.190]

Прямоугольное крьшо (рис. 4.1,о) привлекает простотой изготовления в связи с единообразной формой профиля, что упрощает оснастку. С аэродинамической точки зрения оно уступает трапециевидному крылу, однако его применение оправдано на недорогих частных самолетах малой серии, когда небольшая начальная стоимость самолета является важным фактором его конкурентоспособности. Прямоугольное крыло хорошо сочетается с применением эффективных закрылков по всему размаху, когда конструктивные усложнекшя компенсируются относительной простотой закрылков с постоянной хордой. Прямоугольное свободнонесушее крыло обычно бывает небольшого относительного удлинекшя для снижения веса, но подкосные крылья могут иметь большое удлинение, несмотря на отсутствие сужения. [c.68]

Новый самолет должен был нести примерно на 1500 кг большую массу нагрузки, чем ТБ-4 и в соответствии со своим основным назначением эксплуатироваться с относительно небольших аэродромов, длина разбега его при взлете должна была составлять всего 350—400 м (вместо 8W м у ТБ-4). В связи с этим было спроектировано крыло, имевшее большую площадь и большее удлинение, чем крыло ТБ-4, при относительно небольшом увеличении нагрузки на площадь. Соответственно и силовая установка состояла уже из восьми редукторных двигателей М-34ФРН общей мощностью 7200 л. с., из которых шесть двигателей устанавливались в носке крыла, а два, как и на ТБ-4, в тандемной установке над фюзеляжем. Все двигатели снабжались деревянными воздушными винтами диаметром 4,0 м. Увеличение диаметра воздушных винтов повышало КПД силовой установки при работе с толстым крылом, имевшим максимальную высоту прюфиля на участке центроплана 2,2 м. Выбранное число двигателей для самолета АНТ-20 должно было обеспечивать его горизонтальный полет без снижения при остановке в полете любых двух двигателей. Управление силовой установкой самолета сосредоточивалось в кабине летчиков и на пультах в кабинах бортмехаников пр>авой и левой крыльевых, а также тандемной силовых установок, располагавшихся соответственно в правом и левом полукрыле и в фюзеляже под тандемной установкой. С пульта кабины механика тандемных двигателей осуществлялось также управление подачей горючего к двигателям. Благодаря наличию бортовой компрессорной установки запуск всех восьми двигателей выполнялся в течение 3 мин. [c.320]

Лекгий поплавковый многоцелевой гидросамолет создан в 1996 г. в ОКБ Тайфун и АО Дубненский машиностроительный завод . Инициатор постройки — Б.Келазв, опытный конструктор и летчик-испытатель легких самолетов. Дубна -2 — цельнометаллический высокоплан с толкающим двухлопастным винтом. Фюзеляж состоит из двухместной остекленной кабины и хвостовой балки. Нодкосное крыло относительно большого удлинения с элеронами и закрылками, возможна установка второго управления. Самолет показали на авиасалоне Геленджик-98, он строился малой серией. [c.223]

В аэродинамических трубах ЦАГИ был проведен большой объем работ по продувке моделей самолета Т-4, выполненных по различным аэродинамическим схемам, с крыльями различной стреловидности, с разным удлинением и относительной толщиной, формой в плане, деформацией срединной поверхности. Аналогичные исследования проводились с фюзеляжами различного удлинения, имеющими выступающий в воздушный поток фонарь или без него, с гаргротом и без. Продувались также модели с передним горизонтальным и вертикальным оперениями, имеющими различные геометрические характеристики, включая различные формы оперения в плане. Тщательно подбирались места установки на самолете переднего горизонтального и вертикального оперений. [c.44]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...