Стреловидность крыла

Заметим, что при появлении на стреловидном крыле местной сверхзвуковой зоны течения, замыкаемой скачком уплотнения, последний является косым скачком, фронт которого приблизительно параллелен передней скошенной кромке крыла. Поэтому волновое сопротивление стреловидного крыла меньше, чем у прямого крыла. [c.102]

Наличие составляющей скорости вдоль размаха стреловидного крыла вызывает перемещение в этом же направлении пограничного слоя. Это приводит к ухудшению обтекания и к уменьшению критического угла атаки у концевых профилей. На практике для устранения этого вредного влияния вязкости применяют гребешки —выступы, располагаемые вдоль хорды и препятствующие перетеканию пограничного слоя. [c.102]

При расчете аэродинамических характеристик профилей стреловидных крыльев следует учитывать эффект скольжения, который, как видно из задач, приведенных в следующем разделе, в значительной степени определяет аэродинамические свойства стреловидных крыльев конечного размах.з. С учетом отмеченного -аффекта скольжения для расчета аэродинамических характеристик профилей, принадлежащих стреловидным крыльям, или скользящих крыльев можно использовать все указанные выше методы расчета. [c.172]

Определите соответствующие производные для коэффициентов момента тангажа и крена при симметричном и несимметричном движениях стреловидного крыла по известному распределению производных безразмерной циркуляции Г и Г г [c.252]

Для стреловидного крыла (удлинение р = 2,5, сужение т = оо) известна производная = —0,1827 (при Мае = 0), отнесенная к размаху I. Найдите соответствующее значение производной /и"/, вычисленное по средней аэродинамической хорде. [c.255]

Вычислите аэродинамические производные стреловидного крыла со [c.261]

Вычислим некоторые геометрические характеристики стреловидного крыла концевая хорда = Ьр/т) = 2 м площадь в плане S ,p =0,5 ( ) + b ) I = = 22,5 м2 размах I = (XS p) = 7,5 м текущая хорда b I bn = — ,i (1 — [c.321]

Для стреловидного крыла (Я р == 2,5 =оо) имеем [c.347]

В работе [3) приводятся зависимости для производных стреловидных крыльев при очень больших числах Струхаля (и оо) [c.464]

Правило площадей применяют для получения такой компоновки летательного аппарата, которая обусловливает наименьшее сопротивление в области трансзвуковых скоростей. Для этого, определив очертания тела вращения с минимальным сопротивлением подбирают стреловидность крыльев, оперения и вместе с тем соответственно уменьшают поперечные размеры корпуса так, чтобы закон распределения поперечных сечений летательного аппарата был таким же, как у эквивалентного тела. [c.637]

Укажите место отрыва пограничного слоя при больших (закритических) углах атаки у прямого, трапециевидного и стреловидного крыльев. Какие меры принимаются для предотвращения отрыва пограничного слоя на концевых участках стреловидного крыла [c.671]

Рис. 12.7. Распределение подъемной силы по размаху стреловидного крыла

Распределения коэффициентов подъемной силы по размаху крыльев при углах атаки аз, соответствующих отрывным режимам обтекания их верхних поверхностей, приведены на рис. 12.5—12.7. Пунктиром на этих рисунках показаны кривые, которые имели бы место при безотрывном обтекании, сплошными линиями — при отрывном. Для стреловидного крыла характерным является увеличение толщины пограничного слоя в его концевых сечениях за счет составляющей скорости вдоль размаха. Для предотвращения преждевременного отрыва потока применяются аэродинамические гребни — пластины на верхней поверхности крыла, препятствующие стеканию пограничного слоя к концам крыла. [c.679]

При большой стреловидности поперечная статическая устойчивость может оказаться чрезмерно большой, затрудняющей управление по крену. Для обеспечения устойчивости, при которой достигается необходимая управляемость по крену, стреловидное крыло выполняется по схеме обратная 1/-образность . [c.69]

При использовании стреловидного крыла или оперения необходимо учитывать некоторые особенности их обтекания, оказывающие отрицательное воздействие на статическую поперечную устойчивость и управляемость [c.69]

Этим задерживается его срыв и обеспечивается увеличение подъемной силы. Полный прирост подъемной силы обусловлен собственным ее значением для предкрылка, которое может достигать при больших углах атаки 20% подъемной силы крыла. Возникающий скос потока за предкрылком препятствует срыву потока и тем способствует дополнительному увеличению подъемной силы. Такие предкрылки применяются как на прямых, так и на стреловидных крыльях, причем в некоторых случаях они устанавливаются не по всей длине консоли крыла, а только перед отклоняющимися рулями, чтобы предотвратить срыв потока с них и тем самым повысить эффективность при больших углах отклонения. [c.107]

Число М также существенно влияет на величину сопротивления и на другие аэродинамические характеристики. Для обычных самолетов существует так называемый звуковой барьер, который характеризуется тем, что при приближении скорости самолета к скорости звука коэффициент лобового сопротивления резко возрастает и дальнейшее увеличение скорости сопряжено с необходимостью значительного увеличения мощности двигателя. Число М, при котором где-либо вблизи обтекаемого тела скорость газа достигает местной скорости звука, что приводит к резкому увеличению сопротивления, называется критическим числом М и обозначается М р (рис, Х.2). Значение М р для крыла меняется в пределах 0,7—0,8. Для уменьшения лобового сопротивления строят самолеты со стреловидным крылом. При этом М,ф возрастает до 1,5—2,0 и несколько больше. [c.231]

Исследовать влияние коэффициента температуропроводности на уровень и распределение температур в носовом профиле стреловидного крыла сверхзвукового летательного аппарата кратковременного действия, имеющего форму затупленного клина (рис. 17.2). Аэродинамический нагрев тел, обтекаемых потоком воздуха, обусловлен эффектами диссипации энергии, повышением температуры в зонах динамического сжатия потока и высокой интенсивностью теплоотдачи, характер- р с 172 ной для носовых частей затупленных тел. Информация о тепловом режиме элементов конструкции необходима для прочностных расчетов. Температурное поле в носовом профиле помимо условий обтекания, формы и геометрических размеров тела в условиях неустановившегося полета зависит также от физических свойств материала, из которого изготовлен профиль. В частности, неравномерность распределения температур и, следовательно, величины термических деформаций зависят от коэффициента температуропроводности материала а = = Х/(ср). [c.263]

Геометрические размеры профиля (см. рис. 17.2) R = = 8-10 м L — 40-10 0 = 5° угол стреловидности крыла у = 60°. [c.269]

При проектировании летательных аппаратов угол стреловидности крыла у может быть различным в различных вариантах конструкции. Как повлияет величина угла у. на уровень аэродинамического нагрева носового профиля Вычислить температуру в передней критической точке крыла при углах стреловидности у, равных 10, 20, 30, 40, 50, 60 и 70° в момент времени т — 80 с при < 4 = 15° С, Fo = = от// " =- 12,24 Ь =- = 13,4 кВт с 2/(м2 К) ст Геометрические размеры носового профиля крыла 8 мм L — 40 мм 0 — 5°. [c.271]

Летом 1947 г. были начаты летные испытания реактивного истребителя Ла-160 — первого отечественного экспериментального самолета со стреловидным крылом, развивавшего скорость до 1050 км час. Несколько позднее [c.373]

Рис. 7. Схема обтекания стреловидного крыла.

Это исследование имеет значение для управления пограничным слоем на стреловидном крыле. [c.109]

Принципиально решена простейшая задача обтекания бесконечного стреловидного крыла, причем показана независимость профилей скорости в проекциях на образующую крыла и перпендикуляр к ней. [c.442]

Для уменьшения разворачивающего момента самолета со стреловидным крылом тормозной парашют сбрасывают на значительно большей скорости после пробега 300—400 Л1. На самолетах с треугольным крылом тормозной парашют может использоваться на всей длине пробега и даже при сильном боковом ветре. [c.39]

Поведение дозвуковых самолетов. На дозвуковых самолетах со стреловидным крылом при полете с числом М = 0,7 0,9 наблюдаются следующие явления [c.56]

Обратная реакция самолета со стреловидным крылом по крену при отклонении руля направления при числах Мж I. Она связана с изменением эффективности стреловидного крыла при скольжении. Если М > 1, то на обоих половинах крыльев преобладают сверхзвуковые зоны и указанное явление исчезает. [c.57]

Эффект деформации. Уменьшается перегрузка при деформациях стреловидного крыла от изгиба. Деформации фюзеляжа, оперения и системы управления самолетом уменьшают эффективность оперения, что также затрудняет получение больших перегрузок. [c.100]

Реакция обратная по крену самолета со стреловидным крылом 57 Реверс тяги двигателя 40 Регулятор напряжения 226—228 [c.387]

Рис. 13.27. Конечно-элементная модель стреловидного крыла, нагруженная переменным по хорде давлением

Рис. 10.78. Влияние стреловидности крыла с дозвуковым профилем на зависимость производной d ylda от числа Ml < 1

Здесь производную d y/da) определим по линеаризованной теории. Для этого вычислим угол стреловидности крыла х =3r tg[(s j— "цУ- д] =45° и угол Маха Роо = ar sin (1/MJ = 41,83°. [c.613]

На рис. 12.5—12.7 показаны распределения Суа и 4атах по размаху прямого, трапециевидного и стреловидного крыльев при различных углах атаки. У крыла прямоугольной формы в плане [ft(2) = ft = onst I коэффициенты 4Г изменяются приближенно по эллиптическому закону у трапециевидного крыла, близкого по форме к эллиптическому, резко возрастает вблизи концевых частей крыла и затем в корневой части сохраняется неизменной для стреловидного крыла харак- [c.678]

Для этих целей может быть использовано У-образное нестреловидное крыло. Действительно, при наличии скольжения правое выдвинутое вперед крыло будет находиться под большим углом атаки, чем левое (Пп> Кд)-Возникшая разность подъемных сил крыльев приведет к созданию момента крена Мх, отрицательного по знаку, способствующего восстановлению равновесия (рис. 1.8.10). Такой же эффект достигается в случае применения стреловидных крыльев. При этом У-образность может быть и не обязатель- [c.68]

Используя условия задачи 17.17, исследовать влияние критерия Fo = axIR" на уровень и распределение температур в носовом профиле стреловидного крыла в конечный момент полета (т === 20 с) при условии, что Bi = === ajR/k — onst, а Fo изменяется за счет изменения а = к/(ср). [c.269]

В итоге выполнения обширного комплекса исследовательских и конструкторских работ к концу 40-х годов отечественная авиация стала пополняться новыми скоростными самолетами со стреловидными крыльями относительно малой толщины, определившими существенное снижение лобового сопротивления полету в области околозвуковых и звуковых скоростей. Удовлетворяя требованиям безопасности и удобствам пилотирования, конструкторы предусмотрели в новых машинах надежную теплозащиту агрегатов (особенно в зоне размещения форсажных камер двигателей), отклоняющиеся тормозные щитки (воздушные тормоза) для облегчения маневрирования на бо.льших скоростях, гидравлические системы привода механизмов управления, герметизированные кабины и катапультируемые сидения летчиков. [c.373]

Самолет Ту-85 был последним бомбардировщиком с поршневыми двигателями им завершилось развитие этого класса боевых самолетов, начатое еще в 1913 г. постройкой четырехмоторного бомбардировщика Илья Муромец . Дальнейшее развитие тяжелой авиации дальнего и сверхдальнего действия происходило уже в направлении создания крупных многотоннажных самолетов со стреловидным крылом и с мощными турбореактивными и турбовинтовыми силовыми установками. [c.378]

Основываясь на результатах этих испытаний, коллектив Бериева сконструировал и передал в производство реактивный гидросамолет ( летающую лодку ) М-Ю (рис. 110) с двзшя турбореактивными двигателями конструкции А. М. Люлька, со стреловидным крылом и корпусом большого удлинения, обводы которого обеспечивали хорошую мореходность машины. На самолете М-10 в 1961 г. экипажем летчика П. И. Андриевского была достигнута рекордная для гидросамолетов скорость 912 км/час, а экипажем летчика Г. И. Бурьянова установлены мировые рекорды высоты (14 962 л при полете без груза и 11 997 м при полете с грузом 15 т). Тот же конструкторский коллектив создал крупнейший самолет-амфибию М-12 ( Чайка ) с двумя турбовинтовыми двигателями. На нем в октябре 1964 г. экипаж летчика М. И. Михайлова установил мировые рекорды высоты полета (12 185 м без груза, 11 336 м с грузом 2 7п и 9352 м с грузом 10 иг). [c.379]

Самолет этот представляет цельнометаллический моноплан со стреловидным крылом, с двумя турбореактивными двигателями АМ-3 и с герметизированными кабинами для пассажиров п экипажа. Значительная энерговооруженность его обеспечивает безопасный полет без снижения при выключении одного из двигателей, большую крейсерскую скорость (800—830 км1час), весьма существенную в экономическом отношении при обслуживании авиалиний протяженностью в несколько тысяч километров, и возможность полета набольших высотах (10000—12 000 м), обусловливающую значительное уменьшение расходования топлива. [c.380]

Коллектив В, М. Мясищ ева приступил к конструированию тяжелого реактивного самолета 201М дальнего действия с четырьмя особо мощными турбореактивными двигателями. Отсутствие практического опыта по созданию таких самолетов в отечественной и в зарубежной авиационной технике выдвинуло в ходе проектирования ряд новых проблемных вопросов выбор рациональной схемы стреловидного крыла большого удлинения и большой площади с размещенными в центроплане крупноразмерными ТРД, конструктивное решение фюзеляжа необычно больших размеров с герметическими кабинами для экипажа, выбор конструкций сложного бортового оборудования и т. д.), потребовавших проведения многих предварительных исследований в стационарных условиях и на специально оборудованных самолетах — летающих лабораториях . [c.389]

Третий период (1946—1953 гг.) ознаменовался дальнейшим повышением энерговооруженности самолетов, совершенствованием их аэродинамических форм и значительным увеличением потенциальных возможностей авиационной техники. В авиации дальнего и сверхдальнего действия в[Олучили распространение особо мощ,ные и экономичные поршневые двигатели. Основу гражданской и спортивной авиации к этому времени составили усовершенствованные двухмоторные самолеты, многоцелевые легкие одномоторные самолеты, средние и тяжелые вертолеты. Самолетный парк ВВС обновлен реактивными самолетами-бомбардировш,иками среднего и большого радиусов действия с дозвуковыми скоростями полета, гидросамолетами и реактивными самолетами-истребителями со стреловидными крыльями и оперением (на истребителях этой группы к 1948 г. была достигнута,, а в 1950 г. превышена в полете скорость звука). Наконец, в 1956 г. на внутренних и международных гражданских авиалиниях началась эксплуатация первых в мире реактивных пассажирских самолетов Ту-104. [c.402]

Аэродинамическое качество на посадке. Обычная посадка самолета возможна при К = 6-h 7. Такое качество на посадке (шасси и механизация крыла выпущены) имеют самолеты с крылом изменяемой стреловидности. Для сверхзвуковых самолетов с треугольным и стреловидным крылом малого удлинения аэродинамическое качество К = 3,5 -т- 4,5, и прн глиссаде снижения с углом 5° потребная тяга ГТД составляет (0,20 0,15)0пос, где Опое — посадочный вес самолета. На оборотах малого газа тяга Рц. г = (0,04 0,06)0пос- [c.32]

Применение парашюта при ветре. Суммарный разворачивающий момент, действующий на самс1лет при разбеге с боковым ветром, складывается из следующих моментов флюгерного, трения колес о землю и тормозного парашюта, т. е. М = Л фл + Wtp + (рис. 1.13). На самолетах со стреловидным крылом [c.39]

Для стреловидного крыла заданной геометрии (рис. 13.24) требуется найти соответствующие конструктивным элементам проектные переменные, минимизирующие суммарный вес [18]. При этом должны удовлетворяться ограничения на напряжения, смещения и размеры элементов. Конструкция крыла состоит из обшивки, трех лонжеронов и ряда нервюр, которые моделируются мембранными элементами (Membrane), а пояса лонжеронов - стержневыми элементами (Rod). В качестве проектных переменных для иоясов лонжеронов выбирается площадь их поперечного сечения, а для обшивки и стенок - их толщина. [c.507]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...