Крыло малого относительного удлинения

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]

Развитие теории несуш их линий теория Джонса для крыльев малого относительного удлинения [c.63]

Рис. 27. Крыло малого относительного удлинения. Течение вокруг каждого нонеречного сечения, перпендикулярного нанравлению полета, можно приблизительно приравнять к двумерному течению вокруг такого же нонеречного сечения. II — скорость полета и а — угол атаки. С — С представляет типичное нонеречное сечение.

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]

Когда эксперты DVL доложили о своих сомнениях относительно склонности к флаттеру бесхвостого проекта, аэродинамики и инженеры спроектировали истребитель без горизонтального оперения, чтобы с самого начала избежать этого слабого места конструкции, использовав стреловидное крыло малого удлинения. [c.173]

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]

Однако мне хотелось бы отметить один интересный подход к нрн-блнженномз решению задачи для крыла очень малого относительного удлинения. В этом случае анализ удивительно прост, и появился благодаря изобретательному ученому, принадлежагцему молодому поколению, Роберту Т. Джонсу, который работает в Национальном консультативном комитете по аэронавтике (NA A) [12]. [c.63]

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]

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]

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]

Интересно хотя бы приближенно оценить влияние этого фактора иа распределение коэффициента давления по крылу. С этой целью можно воспользоваться материалами теоретического расчета, выполненного Гессом и Гарднером ) для семейства тре.хосных эллипсоидов, формулы распределения скоростей по поверхности которых в потоке несжимаемой жидкости известны ). Рассмотрим эллипсоид (рпс. 146) с фиксированной малой относительной толщиной т = 1 с и различными относительными удлинениями (26)2 (2/>У 4 л [c.429]

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]

Вследствие смещения фокусов всех частей самолета его фокус в целом при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым также смещается назад. Величина этого смещения в зависимости от аэродинамической компоновки самолета может составлять 15—25°/о длины САХ. Примерный вид зависимости относительной координаты фокуса Хр от числа М полета для ст1рел01Вид Н0(Г0 крыла малого удлинения показан на рис. 4.7. В области чисел М<0,85-т-0,9 в пределах плавного обтекания положение фокуса практически не изменяется. [c.124]

В центроплане, который в данной компоновке выполнял роль несущего корпуса, размещались кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, шасси самолета и основные топливные баки. По аэродинамической конфигурации центроплан представлял собой крыло малого удлинения, набранное профилем СР-15с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерского полета на М=3,0. Деформация и [c.143]

Второй вариант ракеты — 217/И —принципиально отличается от первого и от общепринятых самолетных схем ввиду специфических условий и особенностей. Так как, преследуя подзижную цель, ракета должна быть весьма маневренной и быстро отклоняться от траектории установившегося движения в любую сторону, у гирдовцев возникла мысль о схеме ракеты, симметричной в аэродинамическом отношении относительно продольной оси. 217/П представляла собой четырехкрылую бесхвостую ракету с малым удлинением и симметричным расположением и профилем крыльев. Корпус и размещение в нем порохового двигателя и отсеков для телемеханики и боевого груза аналогичны первому варианту. Руш были расположены на конце каждого крыла и соединены специальной системой управления. Максимальная скорость при вертикальной траектории для ракеты 217/П —265 м/с, наибольшая высота при вертикальном подъеме — 3270 метров, максимальная скорость полета при горизонтальной траектории — 300 м/с, наиболь- [c.265]

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]

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]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...