Крыло щелевое

Крылья— щелевые закрылки действуют при помощи гидравлического управления. [c.214]

Схема комбинированного органа управления (так называемого реактивного закрылка) приведена на рис. 1.9.12. Основным его элементом является поворотное сопло, обычно устанавливаемое у задней кромки крыла или оперения и выполняемое в виде узкой щели (щелевое сопло). Управляющее усилие возникает в результате истечения воздуха из сопла, наклоненного под определенным углом к хорде. Это усилие складывается из двух компонент. Одна из них равна нормальной составляющей силы [c.87]

На рис. 1.12.7 показаны некоторые типы закрылков. При отклонении вниз простого закрылка (рис. 1.12.7,а) изменяется характер обтекания и создается дополнительный подпор под крылом, в результате чего увеличивается подъемная сила. Такой же эффект достигается применением щелевого закрылка (рис. 1.12.7,6), перед которым расположена хорошо профилированная щель. Благодаря сдуву пограничного слоя через эту щель улучшается обтекание верхней стороны крыла, что приводит к повышению его несущей способности. При использовании в ы - [c.107]

Сплав Инконель 718 обладает гораздо более высокой стойкостью к коррозии в щелевых условиях, что, несомненно, объясняется наличием в его составе 3 % Мо. Этот сплав хорошо использовать в таких конструкциях, где требуется стойкость к эрозионной коррозии и высокая прочность. В последнее время Инконель 718 используется для изготовления подводных крыльев, болтов и гребных винтов. [c.86]

Закрылки применяются различных форм поворотный (рис. 4.14, а), однощелевой (рис. 4.14, б), двойной (рис. 4.14, в), выдвижной (рис. 4.14, г). При выпуске закрылка увеличивается давление на нижней поверхности крыла и повышается разрежение на верхней (из-за кривизны поверхности). Все это приводит к росту подъемной силы по сравнению с немеханизированным крылом при одном и том же угле атаки. Щелевые закрылки эффективнее поворотных. [c.149]

Рис. 163. Крыло со щитком (наверху) и крыло с щелевым закрылком и предкрылком (внизу)

При взлете и посадке самолета, когда скорость полета сравнительно невелика, крылья самолетов, рассчитанных на высокие скорости полета, не могут дать достаточной подъемной силы. В таких случаях для повышения подъемной силы применяются различного рода специальные приспособления, из которых лучше всего оправдали себя щитки и щелевые закрылки (рис. 163). Щиток представляет собой пластинку, вплотную примыкающую к нижней поверхности крыла около его задней кромки и отгибаемую вниз при взлете и посадке. При опущенном щитке в пространстве между ним и задней кромкой крыла возникает очень сильное понижение давления, распространяющееся затем и на верхнюю поверхность крыла. Это понижение давления и приводит к увеличению подъемной силы. Щелевой закрылок представляет собой небольшое крыло, при нормальном полете вплотную прилегающее к основному крылу. При взлете и посадке закрылок опускается, вследствие чего резко увеличивается кривизна крыла и, кроме того, создается щель [c.275]

Щелевой закрылок (рис. 1.8, в) повышает подъемную силу путем увеличения кривизны профиля и отсасывания пограничного слоя благодаря профилированной щели между крылом и закрылком. [c.22]

Выдвижной закрылок (рис. 1.8, 5) представляет собой профилированное крылышко, расположенное в задней нижней части крыла. Он изменяет кривизну профиля, увеличивает площадь крыла и создает щелевой эффект путем смещения точки отрыва пограничного слоя к задней кромке. Эти закрылки получили наибольшее распространение. [c.23]

Существующие в настоящее время конструкции устройств и аппаратов на воздушной подушке (АВП) можно классифицировать на определенные группы по характерным признакам. Одним из таких признаков является схема (способ) образования воздушной подушки. Согласно классификации, приведенной Г. Ю. Степановым [18], аппараты на воздушной подушке по схеме образования последней разделяют на четыре группы (рис. 1). В аппаратах первой группы (рис. 1, а) сжатый воздух подается в центральную часть аппарата и выходит во все стороны через узкую щель между опорной поверхностью и днищем аппарата. Повышенное давление под аппаратом поддерживается только вследствие вязкости воздуха и плавно уменьшается до нормального при выходе в атмосферу, т. е. между опорной поверхностью и аппаратом образуется воздушный подшипник , работающий при малых зазорах. В аппаратах второй группы (рис. 1, б) вентилятор нагнетает воздух в камеру под аппаратом, в которой создается избыточное давление, необходимое для истечения воздуха по периферии под кромками камеры. Избыточное давление под аппаратами третьей группы (рис. 1, в) создается и поддерживается струйной завесой, образующейся при истечении воздуха через щелевое сопло на периферии аппарата на воздушной подушке. Подъемная сила аппаратов четвертой группы (рис. 1, г) создается избыточным давлением под крылом аппарата при его движении вблизи опорной поверхности. Эта схема эффективна при больших скоростях движения аппарата. [c.5]

А — полет с большой скоростью 5 — боевое маневрирование С — взлет и посадка / — предкрылок (носок крыла) 2 — интерцептор 5 — верхняя панель закрывания щелн 4 — щелевой закрылок 5 — нижняя панель закрывания щели [c.65]

Крыло по всему размаху оборудовано предкрылками и простыми щелевыми закрылками (рис. 2.16). Предкрылки и закрылки отклоняются на взлете, посадке и в полете при выполнении маневров. Максимальный угол отклонения предкрылков— 17°, закрылков — 35°. Предкрылки на каждой консоли крыла разделены на две секции, а закрылки— на три секции две основные (средняя и внешняя) и одну вспомогательную (внутреннюю). При различных режимах [c.65]

В качестве механизации задней кромки используются различные типы закрылков (простые, щелевые, многозвенные, выдвижные). Принцип работы простого закрылка состоит в изменении кривизны крыла и в торможении потока под крылом при отклоненном закрылке и разгоне его над крылом. В результате возрастает подъемная сила крыла (рис. 3.3). Увеличение угла отклонения закрылка приводит к росту положительного градиента давления. На верхней поверхности закрылка развивается срыв потока и в результате замедляется рост коэффициента подъемной [c.169]

Внутренняя часть крыла демонстрировала стреловидность 42°, которая была снижена у средней части до 38°. Внешние плоскости для улучшения характеристик на малой скорости были с еще меньшей, приблизительно на 15, стреловидностью. Крыло было оборудовано на нижней стороне, перед рулями, щелевыми посадочными щитками. Для последующего улучшения летных качеств самолета на малых скоростях полета были предусмотрены, в виде опыта, предложенные Людвигом Бельковым предкрылки, которые после войны стали стандартными на современных высокоскоростных самолетах. Внешние рули действовали как элероны и во время посадки отклонялись вверх. [c.187]

Крыло двухлонжеронного типа с работающей обшивкой, снабжено щелевыми компенсированными элеронами между элеронами по всему размаху идут закрылки. [c.189]

Крыло состоит из трех частей центро плана, несущего моторы, бомбы, баки с горючим, и двух отъемных частей крыла, образующих кессоны с щелевыми элеронами длиной 8,2 м. [c.212]

Крыло совершенно идентично и взаимозаменяемо с крылом описанного нами скоростного бомбардировщика Бреге-462. По всему размаху крыла поставлены щелевые элероны. [c.219]

Отъемные консоли крыла однолонжеронные с косым вспомогательным лонжероном в корневой части. Консоли крыла изготовлены с использованием деталей со списанного КАИ-11. Носок консоли до лонжерона имеет дюралевую обшивку и воспринимает все нагрузки от кручения крыла. Хвостовая часть консоли обшита полотном. Такая конструкция обеспечивает минимальный вес свободнонесущего крыла. Относительная толщина профиля 15,5%. Крыло снабжено щелевым [c.31]

Для предупреждения этого явления применяют особой формы сопряжение крыла с корпусом, называемое зализом, а также щелевой капот [c.252]

На фиг. 33 даны кривые Су по а профиля крыла Р-11-а с щелевым закрылком при разных углах отклонения закрылка. Длина хорды закрылка равнялась 25% хорды исходного профиля. Из диаграммы видно, что при углах отклонения закрылка больше 40 подъемная сила начинает падать, что указывает на срыв обтекания. Увеличение подъемной силы в этом случае сопровождается уменьшением критического угла атаки. При нейтральном положении критический угол равен 20°, отклонение закрылка на 30° [c.46]

Опыты в аэродинамической трубе с щитками-закрылками показывают, что при открытии щитка между задними кромками крыла и щитка образуется зона пониженного давления. Пониженное давление у задней кромки крыла создает отсос пограничного слоя с верхней поверхности крыла, затягивая момент образования обратного течения в пограничном слое, что обеспечивает плавное обтекание профиля на больших углах атаки, чем у исходного профиля. Отсюда следует, что первой причиной повышения Су является увеличенное разрежение на верхней поверхности крыла. Второй причиной, как и в крыле Со щелевым закрылком, будет повышенное давление на нижней поверхности профиля. [c.46]

Угол атаки крыла а 0. Изменением угла атаки крыла можно улучшить характеристики комбинированных органов управления. С увеличением а у обычного крыла растут су и Сх , причем при небольших значениях а рост Сха сравнительно мал. У крыла со щелевым соплом увеличение а при бс = onst приводит к дополнительному возрастанию Су , так как растет вертикальная составляющая реактивной силы при этом Асх в большом диапазоне значений а остается неизменным. Отсюда ясно, что для достижения заданных величин Асу в случае а ф 0 можно уменьшить с , что приведет в конечном итоге к уменьшению Асх по сравнению со случаем а = 0 [c.353]

Закрылок в отличие от щитка находится в отклоненном состоянии не под крылом, а за ним он является либо отклоняемой задней частью крыла (рис. 3.24), либо поверхностью, выдвигаемой назад из-под крыла (рис. 3.25). Нещелевой закрылок увеличивает Су крыла вследствие увеличения вогнутости профиля. При щелевом закрылке дополнительный эффект создается щелью, проходя через которую воздушный поток увеличивает скорость обтекания на верхней поверхности крыла, предотвращая обратное течение и отрыв пограничного слоя. [c.96]

Щелевое крыло, предложенное независимо Хендли — Пейджем и Лахманом, позволяет повысить энергию течения за счет вдува воздуха через щель и является мощным средством предотвращения потери устойчивости полета, входа в штопор. Щель на передней части крыла снижает пик разрежения, и нарастание пограничного слоя становится незначительным. В результате расширяется рабочий интервал углов атаки, и при дозвуковых скоростях полета и больших углах атаки достигается большой коэффи- [c.205]

Фиг. 376. Американский пикирующий бомбардировщик Х5ВА-1 с щелевыми воздушными тормозами, идущими по кромке крыльев от элеронов до корня крылп.

Свободнонесущее крыло самолета имеет угол стреловидности по 1/4 хорд 25°, угол поперечного V равен 5°30 . Площадь крыла составляет 576 м . Средства механизации крыла включают закрылки, находящиеся перед ними пластинчатые интерцепторы, а также внутренние нещелевые и внешние щелевые предкрылки. В ходе эксплуатации самолетов С-5А было установлено, что крыло обладает недостаточной усталостной прочностью, в связи в чем в 1976—1978 гг. была разработана и реализована программа упрочнения крыла, предусматривающая создание нового кессона крыла с более низким уровнем напряжений, изготовленного из новых сплавов и повышенной стойкостью к повреждениям и антикоррозийной стойкостью. [c.222]

Самолет имеет нестреловидное свободнонесущее кессонной конструкции крыло. Крылу придан небольшой угол обратного поперечного V — около 2°, вследствие чего концы крыла несколько опущены относительно центроплана. Крыло снабжено мощной механизацией, состоящей из щелевого закрылка со сдвижной осью вращения, отклоняющегося в два положения — взлетное на 15° и посадочное на 38°. Закрылок каждого полукрыла разделен по размаху на две части в месте расположения мотогондол. В мотогондолах установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24ВТ взлетной мощностью 2820 л. с. и один турбореактивный двигатель РУ19А-300 со статической тягой 800 кгс. Двигатель РУ19А-300 используется для создания дополнительной тяги на взлете, при наборе высоты, посадке и при необходимости — в горизонтальном полете, а также для запуска основных двигателей и для питания бортовой электросети при отказе генераторов постоянного тока. [c.280]

Лонжероны центроплана помещаются в углублениях, сделанных в днище фюзеляжа. Конструкция крыла состоит из двух сосновых и фанерных коробчатых лонжеронов, крепких сосновых и фанерных нервюр. Крыло и.меет усиленную фанерную обшивку. Закрылки только у задней кромки цен-гроплана и непрерывео идут под фюзеляже.м. Щелевые элероны с узкой уменьшенной хордой, начинаются от концов крыльев. [c.254]

Одновременно с внедрением в серию самолета Сталь-2 конструкторское бюро А. И. Путилова начало разработку самолета — Сталь-3 аналогичной схемы и конструкции, но рассчитанного на перевозку уже шести пассажиров при двух членах экипажа. От своего предшественника 4Сталь-3 отличался большими геометрическими размерами и массой, более мопщым двигателем воздушного охлаждения М-22, несколько лучшей местной аэродинамикой цилиндры двигателя закрывались кольцом Тауненда, на колесах и в местах пересечения подкосов имелись обтекатели, крыло оборудовалось закрылками и щелевыми элеронами. Первый полет этого самолета состоялся в 1933 г. С полетной массой 2817 кг он имел максимальную скорость 240 км/ч на высоте 1500 м (см. табл. 2) и практическую дальность полета 950 км. С 1935 г. самолеты - Сталь-3 начинают строить серийно взамен самолетов Сталь-2 . Всего за 1933—1936 гг. было выпущено 180 самолетов Сталь-2 и Сталь-3 . Несмотря на относительно небольшой комфорт, предоставляемый пассажирам в полете, и невысокие для середины ЗО-х годов летно-технические данные, эти самолеты в целом как пассажирские самолеты воздушных линий небольшой протяженности себя оправдали. Однако не сбылись надежды на большой срок службы конструкции стальных пассажирских самолетов. Коррозия сварных точек, болтов, пистонов, растрескивание фанерной и полотняной обшивки требовали такого же регулярного ремонта стальных самолетов, как и самолетов выполненных из других конструкционных [c.371]

Элероны —с щелевой компенсацией, разрезные, дуралюмино вые, клепанной конструкции — из двух половин. Нервюры элерона — с отбортованными отверстиями для облегчения, лонжерон — дур алюминовая труба. Каркас элерона снаружи обтянут полотном. Каж дый элерон подвешивается к крылу на трех кронштейнах. [c.4]

При ремонте стыковых узлов необходимо снять обтекатель и щелевые ленты проверить с помощью нивелира V крыла, для чего-самолет надо установить на козелки в линию полета. При овализации и разработке отверстай последние необходимо, при помощи, развертки развернуть до ремонтных размеров, с последующей заменой стыковых болтов на болты увеличен1 ого дийметра. Болты изготовлять по чертежам из стали С40, с последующим фосфатиро- а иием ила оцинковкой, [c.207]

Фюзеляж аппарата обычной полумоно-кокковой конструкции имеет двухместную кабину экипажа в передней части и грузовой отсек в центральной части, позволяющий разместить до 24 десантников или груз массой до 4540 кг (длина отсека 7,3 м, цло-щадь сечения 5,6 м ). Двухлонжеропное крыло оборудовано щелевыми двухсекционными (на каждой консоли) флаперонами и устанавливается над фюзеляжем на поворотном кольце из нержавеющей стали. С целью уменьшения массы конструкции в ней широко применены композитные материалы на основе угле- и стеклопластиков с эпоксидным связующим (70 % конструкции выполнено из композитных материалов). Силовая установка состоит из двух газотурбинных двигателей Т 406-А0-400 мощностью 4,4 МВт фирмы Эллисон , размещенных в мотогондолах на концах крыла. Трехлопастные винты из стеклопластика диаметром 11,6 м сопрягаются с двигателями посредством понижающих редукторов, также располагающихся в мотогондолах. [c.229]

Большая степень унификации двух соперничающих самолетов позволяла более тщательно выбирать форму 1дя будущего фронтового истребителя, который должен был выпускаться мас. о-вой серией. Крыло имело профи п> ЦАЕИ-С9с, элероны — осевую компенсацию, щелевые закрылки бь ли прямоугольными. [c.182]

Существенное повышение несущих характеристик крыла может быть достигнуто за счет применения закрылков. Сразу отметим одну особенность крыльев с закрылками Су ах такого крыла при отклонеиии закрылка мало зависит от того/ какой Су мах имел исходный профиль, а определяется практически только типом применяемого закрылка. Самый простой закрылок, получивший наибольшее распространение на зарубежных легкомоторных самолетах, и его характеристики показаны на рнс. 110,5. Такие же закрылки используются на самолетах нашего любителя Петра Альмурзина. Более эффективными являются щелевые, двухщелевые и подвесные закрылки (см. рнс. II3.fi). Су мах крыла с однощелевым закрылком может достигать 2,3—2,4 и с двухщелевым — 2,6—2.7. Во многих учебниках аэродинамики приводятся методики геометрического построения формы щели. Но практика показывает, что теоретически вычисленная щель все равно нуждается в доводке и тонкой настройке в аэродинамической трубе в зависимости от конкретной геометрии профиля, формы крыла и тому подобного. При этом щель либо работает, улучшая характеристики закрылка, либо не работает вообще, а вероятность того, что теоретическим путем, без продувок удастся выбрать единственно возможную форму щели, крайне мала. Обычно это не удается даже профессиональным аэродинамикам. Потому в большинстве случаев на любительских самолетах щели на закрылках, даже если они есть, не дают никакого эффекта, и сложный щелевой закрылок работает, как простейший. Конечно, щелевые закрылки можно использовать и fta любительских самолетах, но прежде чем нх установить, в каждом конкретном случае стоит хорошо подумать. Если же есть возможность воспользоваться геометрическими соотношениями щелей и закрылков уже испытанных и хорошо зарекомендовавших себя самолетов, это стоит сделать. В качестве примера в табл. 6 приведены геометрические координаты профиля закрылка (см. рнс. 113, В) самолета Кри-Кри (хорда закрылка 165 мм). [c.138]

Щелевые закрылки создают между собой и основным про филем профилированную щель, действие которой аналогично действию щели в крыле с предкрылком. Увеличение подъемной силы в этом случае происходит, во-первых, за счет повышения скорости потока [c.45]

Разрезные крылья с закрылками применяются в том случае, когда необходимо уменьшить посадочную скорость. Типы конструкций закрылков, встречающиеся в настоящее время, следующие а — щелевой закрылок Ь — щиток типа Цап и с — щиток Шренка (фиг. 39). [c.51]

Таким образом нужно считать, что 60° есть угол, после которого дальнейшее увеличение 8щ не даст желаемого эффекта. В щелевых закрылках увеличение Су щах происходит только до угла отклонения закрылка в 40°, после чего Су начинает резко падать, при наибыгод-нейшей хорде закрылка, равной 25% хорды крыла. [c.52]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...