Нагрузка на крыло

Удельная нагрузка на крыло (отношение полетного веса к площади крыла), кг/ж 56,6—67,0 73,1—78,2 81,2—61.3 78,1—87,8 86,4— 109,0 [c.339]

За основу была принята схема свободнонесущего, хорошо обтекаемого скоростного самолета-моноплана с увеличенной нагрузкой на крыло, с гладкой обшивкой и потайной клепкой, закрытой кабиной летчика и с убирающимся в полете шасси, определившая значительное снижение лобового сопротивления (примерно на 45% у самолетов-истребителей и на 30—33% у тяжелых самолетов). Кроме того, были применены так называемые средства механизации крыльев (щитки, закрылки, предкрылки и выдвижные подкрылки с воздушными, гидравлическими и электромеханическими системами привода) для увеличения подъемной силы при посадочных углах атаки. Тогда же началось освоение авиационных двигательных установок большой мощности с хорошо обтекаемыми капотами и радиаторами, с воздушными винтами изменяемого шага и с приводными нагнетателями, намного увеличившими высотность двигателей (свойство сохранения постоянства мощности до расчетных высот полета). К тому же времени относилось использование новых конструкционных материалов — различных марок высокопрочной стали и легких сплавов. [c.343]

Удельная нагрузка на крыло, кг мС- 66,8 68,5 57,3 63,7 58,3 69,0 84,2 90,0 [c.351]

Удельная нагрузка на крыло, кг/м Максимальная скорость у земли, км/час 93,0 93,0 176,0 163,5 [c.352]

Удельная нагрузка на крыло, кг/м Бомбовая нагрузка, кг 110,5 136—160 183,5— 209 212—231 140 154 126,7— 169,6 143,2— 170 [c.354]

В дальнейшем тот же коллектив разработал конструкцию тяжелого самолета сверхдальнего действия Ту-85. Этот самолет с размахом крыла 65 м и удельной нагрузкой на крыло до 390 кг/м- был самым крупным в СССР его [c.377]

На основании результатов изучения основных направлений, исследований и разработок в области гражданской аэронавтики, позволивших определить размеры правительственной помощи на развитие авиации, среди прочего рекомендовано ...усилить внимание снижению шума транспортных самолетов,. .. разработке новых систем самолетов с коротким разбегом и пробегом [7]. При обслуживании трасс протяженностью 95—950 км будут несомненно использоваться летательные аппараты укороченного или вертикального взлета и посадки нескольких классов — от вертолетов до самолетов со стационарным крылом. К аппаратам всех классов предъявляется требование по ограничению уровня шума. Предполагается, что на многих летательных аппаратах с коротким разбегом и пробегом и со стационарным крылом будут использоваться большие поворотные плоскости (закрылки), взаимодействующие с истекающими потоками от компрессоров или вентиляторов реактивных двигателей. Такие агрегаты будут применяться взамен укрупненных крыльев для того, чтобы обеспечить высокие летные характеристики и качество управления, поддерживать на протяжении большей части полета высокую нагрузку на крыло. [c.69]

Площадь крыла, м= Удельная нагрузка на крыло, кг/м [c.124]

В 1910—1911 гг. начали строить и применять морские самолеты, способные взлетать и садиться на воду [5, с. 246]. Одной из причин их появления было увеличение необходимых скоростей взлета и посадки в результате роста нагрузки на крыло. Эту задачу решали, либо устанавливая на самолет обычной конструкции поплавки вместо колесного шасси, либо [c.277]

Нагрузка на крыло удельная 2SS Накопители телеграфных сигналов [c.502]

Поскольку удельная нагрузка на крыло у современных сверхзвуковых самолетов значительно возросла, то это привело к некоторому увеличению скорости планирования. Низкое аэродинамическое качество (ТС = 4 5) сверхзвукового самолета на малых приборных скоростях с выпущенными шасси и закрылками обусловило увеличение угла планирования и уменьшение дальности планирования. [c.33]

Посадочные характеристики самолета зависят от конструктивных и эксплуатационных показателей. К конструктивным относятся — нагрузка на крыло, аэродинамическое качество, эффективность тормозных устройств и др. к эксплуатационным — посадочный вес, атмосферные условия, коэффициент трения колес [c.36]

Размеры купола парашюта зависят от веса самолета, нагрузки на крыло, посадочной скорости, коэффициента сопротивления самого купола, заданного сокращения длины пробега, состояния ВПП и др. [c.39]

Нагрузка на крыло за цикл стоянка—полет—стоянка. Когда самолет находится на земле, на крыло действует отрицательная нагрузка от веса конструкции при взлете крыло воспринимает положительную нагрузку (перегрузка равна примерно единице). Во время набора высоты, крейсерского полета и снижения нагрузки изменяются в зависимости от порывов ветра или выполняемых маневров. В момент приземления нагрузка приобретает отрицательное значение, а за- [c.84]

Общая нагрузка на крыле. В установившемся горизонтальном полете подъемная сила Y уравновешивает вес самолета G. Поэтому на половину крыла дейст- [c.86]

Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа снижает нагрузки на крыло и часть фюзеляжа, находящуюся впереди ГТД, но нагрузки на хвостовое оперение при этом могут возрасти. Нагрузки от реактивной струи максимальны на номинальных и взлетных режимах. [c.91]

Величина скорости отрыва зависит от удельной нагрузки на крыло G/S и коэффициента подъемной силы Су отр [c.175]

Пример. Нагрузка на крыло самолета в неспокойной атмосфере представляет собой случайную функцию. Для того, чтобы определить среднее значение перегрузки Шх (обычно перегрузка находится в пределах от О до 10 г) в данный момент времени, надо собрать сведения о достаточно большом числе самолетов в различных районах страны и вычислить среднее значение перегрузки. [c.183]

Как видим, минимально допустимая скорость есть частный случай потребной скорости, когда Су имеет наибольшую допусти- мую величину. При на дозвуковых скоростях обычно наблюдается довольно интенсивная тряска, которая начинается при несколько меньшем коэффициенте подъемной силы — Этому последнему соответствует скорость начала тряски, которую тоже можно рассчитать по формуле (6.06). Так же рассчитывается теоретическая минимальная скорость, соответствующая максимальному коэффициенту подъемной силы. Конечно, кроме этих характерных скоростей, существует бесчисленное множество и других, соответствующих различным возможным значениям Су. Чем меньше Су, тем потребная скорость больше. Она увеличивается также с увеличением нагрузки на крыло G/S и с уменьшением плотности р. [c.141]

Найти ускорение разгона самолета в горизонтальном полете (Пу—1) иа Я = 15 км при М=1,8, если известно, что предельная высота горизонтального полета самолета с данным весом при этой скорости (статический потолок) равна, 20 км, а нагрузка на крыло G/S — 300 кг/м . [c.193]

Здесь коэффициент —Ко по величине больше единицы и увеличивается с высотой полета. Величина его зависит от конструктивных параметров и тяговооруженности самолета. Уменьшение удельной нагрузки на крыло и увеличение удлинения уменьшают коэффициент Кв- [c.159]

Характеристики движения самолета при сваливании, штопоре и выводе из него являются результатом сложного взаимодействия конструктивно-аэродинамических параметров самого самолета, условий полета и положений рулевых поверхностей, отклоняемых летчиком при пилотировании. Переход к стреловидным и треугольным формам крыла н оперения, рост удельной нагрузки на крыло, увеличение линейных и объемных размеров фюзеляжа и его нагрузки, применение управляемого стабилизатора явились главными [c.163]

Влияние высоты, скорости полета и удельной нагрузки самолета на величину перегрузки св. Для более наглядного представления влияния названных факторов на перегрузки при сваливании самолета покажем на одном примере изменение в зависимости от числа М величин и j/j, для заданных высот и постоянной удельной нагрузки на крыло (рис. 11). [c.170]

Рис. 11. Зависимость величин y j, и Су , от числа М и высоты полета при удельной нагрузке на крыло самолета 400 кг/м

Как видно из формулы, изменение удельной нагрузки на крыло эквивалентно изменению атмосферного давления, т. е. высоты полета. Поэтому зависимость коэффициента Су и перегрузки Псв от удельной нагрузки на крыло может быть представлена графиками, аналогичными приведенным на рис. И и 12. Только в этом случае вместо заданных значений высоты следует вычислить соответствующие им значения GjS (рис. 13 и 14). [c.172]

Рис. 13. Зависимость величин и р. отчисли М и удельной нагрузки на крыло (высота полета 12 км)

Таким образом, увеличение как высоты полета, так и удельной нагрузки на крыло уменьшает перегрузки Псв, при которых наступает сваливание самолета. [c.174]

УДЕЛЬНАЯ НАГРУЗКА НА КРЫЛО — отношение веса самолета к площади крыла. [c.227]

При сверхзвуковом полете значение проблемы объема для аэродинамической отдачи плана весьма сильно возрастает из-за большой нагрузки на крыло. Другими словами, сверхзвуковой самолет принимает форму большого тела с небольшими крыльями и отношение подъемной силы к сопротивлению становится менее благоприятным. [c.70]

Если перейти к крайне большим высотам, то нагрузка на крыло сильно убывает и соотношение между крыльями и фюзеляжем становится более обычным. Таким образом, для самолета больших размеров и для весьма больших высот летящее крыло вновь приобретает свои преимущества и в анализ следует включить объем крыла, которым пренебрегалось в предшествующем рассмотрении. [c.72]

Аэродинамическая нагрузка на крыло самолета принята распределенной по линейному закону. Наибольшая интенсивность нагрузки (у фюзеляжа) равна рл =300 кГ м, наименьшая рв=100кГ/ж вес агрегата Рзг=360 кГ. Построить по оси крыла эпюры Q а М. [c.99]

В 1936 г. конструкторским коллективом С. В. Ильюшина был сконструирован бомбардировщик дальнего действия ДБ-3, снабженный, как и самолет АНТ-37, теми же двумя двигателями М-85 (позднее последовательно заменявшимися двигателями М-86 и М-87А), с крылом относительно небольшого удлинения и с повышенной удельной нагрузкой на крыло. Он развивал в полете на дальность среднюю скорость около 310—340 км1час и был принят на вооружение ВВС как основной тип самолета этого класса. Высокие летные качества его позволили летчику В. К. Коккинаки установить в 1936 г. мировые рекорды по поднятию 1000—2000 кг груза на высоту 11—12 тыс. м и выполнить в 1938—1939 гг. беспосадочные перелеты из Москвы на Дальний Восток (7600 км) и из Москвы в США — до острова Мискоу на западном побережье Атлантики (около 8000 км) — со средней скоростью 348 км1час. [c.355]

Еще в середине 1910-х годов появились самолеты-истребители с повышенной скоростью и маневренностью, достигавшимися за счет снижения дальности и грузоподъемности. Истребители по сравнению с прочими типами самолетов имели меньший удельный вес и больший относительный вес двигателя, а также более высокую нагрузку на крыло (до 35—40 кг/м ) [16, с. 37]. Первыми такими самолетами были созданные в 1915 г. германские монопланы Фоккер Е-1 и Альбатрос , французский Моран-Солнье и др. [5, с. 32]. Это, в свою очередь, вновь привело к повышению взлетно-посадочных скоростей и стимулировало развитие морской авиации (к лучшим самолетам этого типа относились русские летающие лодки М-9 и М-11 Григоровича) [21, с. 224, 227]. [c.280]

Для ведения воздушного боя в борьбе с воздушными разведчиками в 1915 г. были созданы специальные одноместные самолеты-истребители, вооруженные одним-двумя пулеметами и значительно превосходившие разведчиков в скорости и маневренности [68]. Истребители, по сравнению с прочими типами самолетов, имели меньший удельный вес и больший относительный вес двигателя, а также более высокую нагрузку на крыло (до 35—40 кг/м ) [69, с. 37]. Первыми такими самолетами были германские монопланы Фоккер Е-1 и Альбатрос , французский Моран-Солнье (1915 г.) и др. На последнем самолете был впервые установлен пулемет, стреляющий через пропеллер, лопасти которого снабжены дефлектором, а на Фоккере — пулемет, синхронизированный с работой винта [70, с. 173, 247]. [c.427]

Случай А — криволинейный полет с такой же перегрузкой, как и в случае А, но при наибольшей возможной или допустимой скорости 1 максмакс самолета. Для истребителей скорость этого случая соответствует скорости пикирования, лсоэффициентсу меньше, чем су макс> а коэффициент f = 1,5. Этот случай введен потому, что суммарная нагрузка на крыло здесь такая же, как в случае А, но распределение нагрузки при малых углах атаки из-за влияния сжимаемости воздуха другое центр давления,сдвинется назад, и элементы крыла, расположенные к задней кромке, нагружаются больше, чем в случае Л изменяется также распределение нагрузки по размаху крыла. [c.94]

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]

Эта переменная нагрузка, действующая с частотой порядка 10 Гц, называется нахруз-кой функционирования, так как она неизбежно сопутствует функционированию самолета и предопределяет его назначение как летательного аппарата. К переменным нагрузкам относятся также дополнительные, в определенном смысле паразитные нахрузки, реально возникающие из-за воздействия атмосферной турбулентности и неровностей аэродромов. Частота этих нахрузок находится в диапазоне от десятых долей до единиц герц. Наконец, промежуточное положение между нагрузками функционирования и дополнительными нагрузками занимают маневренные нагрузки. Некоторые из них являются неизбежными гфи выполнении полета, другая же часть связана с управлением самолетом в процессе воздействия атмосферной турбулентности. На практике для пассажирских самолетов маневренные нагрузки на крыло и нагрузки от воздействия турбулентности рассматриваются совместно. [c.411]

СХОДЯТ, продольные свободные вихри, образующие тянущуюся за крылом пелену. Индуктивные скорости вычисляются в точках присоединенного вихря. Внутренняя задача состоит в установлении связи между нагрузкой в сечении крыла и индуктивной скоростью, а внещняя — в определении зависимости индуктивной скорости от распределения нагрузки по размаху крыла, поскольку оно определяет интенсивность свободных вихрей. В результате совместного рещения этих двух задач теории несущей линии определяется нагрузка на крыле. [c.430]

Сказанное особенно сильно проявляется у современных скоростных самолетов, обладающих настолько большой кинетической энергией, что даже небольшое ее уменьшение вызывает значительный прирост высоты. Так, если у реактивного самолета со стреловидным крылом и нагрузкой на крыло, равной 400—420 кг м , летящего на исходном режиме горизонтально на высоте 10 000 м с приборной скоростью 385 км час (эти условия соответствуют полету на втором режиме), летчик, не трогая рычагов управления двигателями, уменьшит скорость до 365 км1час , то самолет за счет части своей кинетической энергии наберет около 200 м высоты. Правда, этот подъем будет лишь временным. После того как новое значение скорости установится, самолет уже не будет лететь горизонтально, так как теперь он находится в области второго режима, где избыток мощности стал отрицательным, а перейдет йа установившееся снижение с вертикальной скоростью около 0,4—0,5 м1сек. В результате он вновь снизится до той начальной высоты, на которой был начат маневр, й будет снижаться дальше. Но как легко подсчитать, снижение до исходной высоты будет продолжаться 6—8 мин по истече- [c.32]

Что касается вопроса мощности, потребной для полета, то тот факт, что птицы действительно летают по воздуху, предоставил опреде-леппую твердую поддержку для предположений. Довольно рано было иризиапо, что в расчетах важную роль должны играть две характеристические величины. Одна из них — соотногпение между весом W и площадью крыла S. Мы называем это соотношение удельной нагрузкой на крыло W/S. Вторая величина — это соотношение между весом W и располагаемой мощностью Р. Соотношение W/P называется нагрузкой па единицу мощности. В случае полета птицы, располагаемая мощность — это мышечная энергия, которую птица может прилагать в полете. Можно допустить, что последняя величина приблизительно пропорциональна весу птицы. [c.27]

Тогда основной вопрос заключался в оценке потребной мощности и сравнении ее с располагаемой мощностью. Потребная мощность рассчитывается на основе предположения, что парящая птица, не работая крыльями, потеряла бы определенную высоту в единицу времени она называется скоростью снижения. Для того чтобы летать горизонтально, птица должна выполнить, по крайней мере, столько работы, сколько необходимо для подъема ее тела со скоростью, достаточной для противодействия скорости снижения. Эта оценка привела к выводу, что потребная мощность на единицу веса (т. е. обратная величина нагрузке на единицу мощности) пропорциопальна квадратному корню удельной нагрузки на крыло. [c.27]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...