Качество аэродинамическое летательного аппарата

Качество аэродинамическое летательного аппарата 55J Клапейрона уравнение 25 Коллектор 576 Кольцо вихревое 259 Конус Маха 344 [c.619]

В результате экспериментальных исследований тела вращения в аэродинамической трубе определен коэффициент центра давления Сд = Хд/х . Это тело используется в качестве летательного аппарата в трех случаях, для каждого из которых взаимное расположение центров масс и давления показано на [c.15]

При расчетах в качестве таких размеров для летательных аппаратов самолетных схем принято выбирать 5 — площадь крыла (площадь проекции крыла па базовую плоскость крыла, т. е. такую плоскость, которая содержит центральную хорду рассматриваемого крыла и перпендикулярна плоскости симметрии летательного аппарата) I — размах крыла (расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными базовой плоскости летательного аппарата и касающимися концов крыла) Ь — хорда крыла. Если крыло имеет переменную по размаху хорду, то в качестве характерного размера выбирается Ьд — средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла. [c.28]

В качестве примера рассмотрим пересчет коэффициентов моментов тангажа и нормальной силы, а также соответствующих производных устойчивости, вычисленных относительно центра приведения, расположенного в точке О, для нового положения этого центра Ох, находящегося на расстоянии X (рис. 1.1.5). Аналогичная задача решается, в частности, при определении аэродинамических характеристик оперения относительно центра масс, который является центром вращения летательного аппарата в полете и совпадает, следовательно, с центром моментов. [c.22]

Управление обтеканием, проявляющееся в непосредственном воздействии на поток газа около летательных аппаратов, используется для улучшения их аэродинамических свойств и позволяет решать две основные задачи. Одна из них связана с таким воздействием на обтекающий газ, при котором достигаются заданные суммарные аэродинамические характеристики или их составляющие. Например, может обеспечиваться нужное значение максимального коэффициента подъемной силы или наивыгоднейшее аэродинамическое качество, требуемое изменение (повышение или снижение) лобового сопротивления, сохранение устойчивости ламинарного пограничного слоя и, как результат, уменьшение трения и теплопередачи. Решение второй задачи позволяет формировать таким образом управляющий поток, чтобы улучшить условия обтекания органов управления и стабилизирующих устройств (оперения) и тем самым повысить управляющий и стабилизирующий эффекты. Кроме того, соответствующие устройства, управляющие движением газа, используются для повышения эффективности реактивных двигателей (в частности, путем улучшения обтекания воздухозаборников), а также отдельных средств механизации летательных аппаратов (щитки, предкрылки, закрылки и др.). [c.103]

Космос — земля . На рис. 1.15.1 показаны летательные аппараты этого типа, выполненные по схеме баллистических капсул. Они не имеют аэродинамических органов управления и могут быть снабжены газодинамическими (струйными) управляющими устройствами, используемыми в качестве стабилизирующих средств. Некоторые капсулы для обеспечения их статической устойчивости могут иметь стабилизирующие юбки в виде пустотелой хвостовой части конструкции. [c.126]

Отличительная особенность этих летательных аппаратов состоит в том, что они входят в плотные слои атмосферы с очень большой скоростью, а поэтому испытывают сильное влияние аэродинамического нагрева. С целью предохранения от разрушения, вызванного этим нагревом, поверхность этого аппарата должна быть снабжена теплозащитой. Снижение скорости при спуске обеспечивается при помощи тормозных двигателей и парашютов. Существенные недостатки баллистического спуска связаны со значительными перегрузками летательных аппаратов. Эти перегрузки можно уменьшить, если использовать конструкцию спускаемого летательного аппарата с повышенным аэродинамическим качеством, т. е. с увеличенной подъемной силой. При такой подъемной силе ограничение перегрузок одновременно сопровождается снижением угла входа, т. е. уменьшением захвата атмосферой спускаемого аппарата. Это позволяет значительно снизить тепловые нагрузки, повысить маневренность. [c.126]

Планирующие траектории (рис. 1.15.6, траектория 2). Летательные аппараты движутся по такой траектории в плотных слоях атмосферы без приложения силы тяги. В их схеме должны быть предусмотрены крылья, позволяющие обеспечить необходимую подъемную силу и максимальное аэродинамическое качество с целью достижения наибольшей [c.129]

Рикошетирующие траектории (рис. 1.15.6, траектория 3). Летательные аппараты с такими траекториями занимают промежуточное положение между двумя предыдущими. Головная часть выполняется по схеме крылатого управляемого аппарата, благодаря чему обеспечивается рикошетирующий характер полета на пассивном участке траектории, при котором пребывание в плотных слоях атмосферы чередуется с движением в разреженной среде. Это позволяет получить достаточно большие дальности и обеспечить приемлемый тепловой режим полета. Для достижения максимальной дальности необходимо, чтобы в тот период времени, когда рикошетирующая ракета находится в плотных слоях атмосферы, органы управления обеспечили максимальное аэродинамическое качество. [c.130]

Настильные траектории (рис. 1.15.6, траектория 4). К летательным аппаратам, обладающим такой траекторией, относятся, в частности, обычные самолеты, скорости полета которых могут быть как до-, так и сверхзвуковыми. Их аэродинамическая схема включает в качестве необходимого элемента крыло. Так как полет происходит в плотных слоях атмосферы, то используют комбинированные или аэродинамические органы управления. В схеме должны быть предусмотрены средства, обеспечивающие стабилизацию и управление в условиях, когда старт осуществляется при помощи специальных ускорительных двигателей. Особенно важным является сохранение устойчивости летательных аппаратов в полете при их заправке со специальных самолетов-заправщиков. [c.130]

Такое явление особенно характерно для летательных аппаратов, стартующих или опускающихся в атмосферах планет. Стремление получить максимальное аэродинамическое качество заставляет в момент взлета создавать наибольшую подъемную силу, в том числе за счет составляющих силы тяги управляющих двигателей либо путем поворота сопла основных (маршевых) двигателей. При этом в течение некоторого промежутка времени оперение (крыло) может испытывать наибольшее воздействие от газовых струй. В неблагоприятных условиях не исключается потеря устойчивости аппарата. Из сказанного следует важность достаточно точной оценки изменения коэффициента подъемной силы несущей поверхности от воздействия струй. Это изменение определяется разностью коэффициентов подъемных сил, получающихся при воздействии соответственно возмущенного [c.371]

Пристального внимания требуют вопросы размещения воздухозаборника на летательном аппарате. Это объясняется тем, что воздухозаборник интерферирует с планером летательного аппарата и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу, которые при правильной компоновке (для воздухозаборников некоторых схем) могут даже увеличиваться на определенных режимах полета. Наоборот, неудачная компоновка воздухозаборника может привести к ухудшению аэродинамических характеристик летательного аппарата. С другой стороны, воздушный поток, возмущенный элементами летательного аппарата, может иметь значительную неравномерность перед входом в воздухозаборник, особенно при эволюциях. В этом случае выбор места расположения воздухозаборника должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки и скольжения, значительно изменяющихся в условиях полета. Образующиеся при обтекании поверхностей летательного аппарата пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника и оказывать отрицательное влияние на его внутренний процесс. [c.254]

Для входа в атмосферу пилотируемых аппаратов с несущим корпусом показано, что маневр захвата летательного аппарата атмосферой должен выполняться таким образом, чтобы не были превышены ограничения по аэродинамическим нагрузкам и чтобы аппарат при этом не вышел за пределы атмосферы. Проведено сравнение устойчивости траекторий, требований к аэродинамическому качеству аппарата и коридоров входа для различных планет. Например, показано, что при полете к Марсу система наведения на среднем участке траектории способна обеспечить попадание аппарата в допустимый коридор входа. В качестве иллюстраций приведены результаты моделирования входа аппаратов с несущим корпусом маневры погружения в атмосферу, выход за пределы атмосферы и маневры на конечном участке снижения. [c.125]

В качестве примера в табл. 7.1 приведены компоненты аэродинамических характеристик летательного аппарата, движущегося на одной высоте при числах Маха М о = 4 6 20, полученные из решения уравнений идеального газа и пограничного слоя. Видно, что в некоторых случаях компоненты аэродинамических характеристик за счет сил вязкости вносят заметный вклад в суммарные характеристики аппарата. Ниже будет показано, что эти эффекты значительно усиливаются при вдуве газа в пограничный слой при гиперзвуковых скоростях полета. [c.158]

Этот метод эффективно используют в промышленности, например, для соединения фрикционных накладок к тормозным колодкам легковых автомобилей. С помощью склеивания достигается гладкость соединения в конструкциях летательных аппаратов, что повышает их аэродинамические качества. Легкие сотовые наполнители надежно склеиваются с листами обшивки различных элементов самолетов, в результате чего достигается увеличение их жесткости. ( [c.479]

Отношение подъемной силы к силе сопротивления или отношение веса к силе тяги при горизонтальном полете с постоянной скоростью называется аэродинамическим качеством летательного аппарата к [c.21]

В современном понимании главным преимуществом аэродинамической схемы утка считается повышение маневренности самолета, что привлекает к этой схеме создателей военной техники. Более высокие маневренные качества самолетов такой схемы оказались очень полезными в совершенствовании характеристик некоторых из созданных в последнее время ультралегких летательных аппаратов. [c.10]

Позднее военные специалисты пришли к выводу, что планеры как летательные аппараты, имеющие низкую стоимость при высоких аэродинамических качествах, могут быть с успе- [c.68]

На успех в создании экспериментальных летательных аппаратов в наше время может рассчитывать только тот, кто располагает базой и средствами для серьезных аэродинамических исследований. Времена, когда открытия делались в сарае, уже прошли. И еще одно замечание экспериментальные машины должны быть безупречны в отношении качества изготовления, прочности и надежности, то есть должны быть исполнены на гораздо более высоком техническом уровне, чем обычные самоделки. Только так эксперимент может дать желаемый результат. [c.129]

Мы познакомились с основными теоретическими положениями аэродинамики. Теперь можем рассмотреть вопрос о том, какой по внешним очертаниям должна быть ракета, какие формы должны иметь выступающие ее части (крылья, стабилизирующие и управляющие поверхности), чтобы при полете в атмосфере она имела наименьшее лобовое сопротивление, наибольшую подъемную силу, устойчиво летела, хорошо управлялась, меньше нагревалась, попадала в заданную точку, т. е. чтобы ракета была аэродинамически совершенна. Выполнение этих требований обеспечит наибольшую дальность полета. Степень аэродинамического совершенства любого летательного аппарата определяется величиной аэродинамического качества. [c.94]

Аэродинамическим качеством называется отношение величины аэродинамической подъемной силы к силе лобового сопротивления. Чем больше это отношение, тем выше аэродинамическое качество. Если отношение приближается к 4—5, то считают, что летательный аппарат имеет высокое аэродинамическое качество. [c.94]

Один и тот же летательный аппарат может иметь различное аэродинамическое качество, если он совершает полет на разных углах атаки. Установлено, что с увеличением угла атаки качество сначала увеличивается, а затем уменьшается существует вполне определенный угол атаки, на котором качество максимально. Этот угол называется наи- [c.106]

Среди всех летательных аппаратов самое большое качество при полете с наивыгоднейшим углом атаки имеют спортивные планеры (рис. 78). Степень их аэродинамического совершенства характеризуется величиной качества 30 и более. [c.107]

В 1897 — 1899 гг. К.Я. Данилевский построил два гибридных аппарата. На первом в качестве аэродинамического средства использовались громоздкие и сложные крылья. На втором их заменили двумя поперечно расположенными несущими винтами, приводимыми во вращение педалями. Это было первое в России использование несущих винтов для получения подъемной силы. Кроме того, под баллоном этого аппарата располагалась система поворачивающихся поверхностей, выполняющих функции как крыла, так и руля управления. При подъеме или спуске на установленных соответствующим образом поверхностях возникала аэродинамическая сила, обеспечившая поступательное перемещение. Данилевский считал, что при помощи аппарата весьма удобно производить опыты и вырабатывать данные для постройки нового летательного снаряда без баллона . В качестве следующего шага к аппаратам тяжелее воздуха изобретатель разрабатывал [c.61]

Важной характеристикой любого летательного аппарата тяжелее воздуха (как самолета, так и модели) является аэродинамическое качество — К. Оно равно отношению подъемной силы к силе лобового сопротивления К= /Х. Аэродинамическое качество показывает, во сколько раз подъемная сила крыла больше силы сопротивления модели. [c.69]

Для создания требуемых управляющих усилий и необходимых тормозных качеств возможно применение нескольких близко расположенных в одной поперечной плоскости щитков (фиг. 1, в). В этом случае проявляется их взаимная интерференция, изменяющая аэродинамические характеристики летательного аппарата. [c.173]

Аэродинамическое качество всего летательного аппарата с увеличением плотности горючего будет возрастать до тех пор, пока топливные баки не станут столь малыми, что их можно будет вписать в толщу крыла и аэродинамическое качество всего аппарата приблизится к максимально возможному. При этом вес оболо Лки баков станет малым, а относительный запас горючего будет наибольшим. Дальнейший рост плотности горючего (т>2) практически не окажет влияния на возможную дальность полета, так как 5м.ф минимальна, Рпол= onst и k k . [c.152]

Отсюда аэродинамическое качество тонкой пластины К == yl =(1,139 — — 0,4789/)/(0,6618 + 0,732/). Вычисляя для значений / = 0 0,8 и 1, получаем соответственно/С = 1,721 0,606 и 0,4736. Такой характер изменения качества летательного аппарата объясняется тем, что при уменьшении / величина f также убывает, а это приводит к уменьшению величины и увеличению Су. [c.725]

Одним из важных последствий управляющего воздействия является устойчивость (или неустойчив-оеть) летательного аппарата в полете. Для более глубокого осмысления этого явления представляется удобным ввести понятие о статическое устойчивости как способности аппарата сохранять ориентировку (равновесие) по отношению к заданной траектории. В качестве управляющих устройств, обеспечивающих такую способность, используются стабилизаторы в виде хвостового оперения или каких-либо других несущих поверхностей, включающих в некоторых случаях и крылья. В книге рассматриваются возможные формы оперения (несущих поверхностей), используемые для аэродинамической стабилизации, а также излагается широко распространенный в практике метод гироскопической стабилизации. [c.5]

Применение вспомогательных поверхностей. Повышению аэродинамического качества летательного аппарата, улучшению характеристик его устойчивости и управляемости спссобствует применение некоторых вспомогательных поверхностей на отдельных элементах конструкции. К числу их относятся аэродинамические гребни (рис. 1.12.2), представ.яяющие собой небольшие выступы на верхней поверхности крыла, параллельные продольной оси летательного аппарата. На каждой консоли располагается несколько таких гребней. Их назначение состоит в том, чтобы воспрепятствовать перетеканию пограничного слоя вдоль размаха крыла и уменьшить срыв потока с его боковых кромок. Этой же цели служат и концевые шайбы (рис. 1.12.2), установленные у этих кромок. Как и гребни, они способствуют улучшению обтекания, что проявляется в меньшем воздействии на крыло концевых вихрей. В результате снижается индуктивное сопротивление, возрастает аэродинамическое качество. [c.105]

Целесообразно в качестве двух таких параметров выбрать и 2- Действительно, из (3.6.8) видно, что коэффициенты А = 2 и В = пЬ в основном зависят от условий полета, размеров и аэродинамических параметров летательного аппарата и в меньшей степени от характеристик роллерона (значения 8р, Гр, Сур в выражении для коэффициента В). Коэффициент С = определяется производной демпфирования роллерона гпш, величина которой должна быть вполне определенной для обеспечения стабилизации. В соответствии с этим анализ устойчивости удобнее проводить при фиксированных значениях параметров Ь , и [c.289]

Крылья из СВКМ были испытаны в аэродинамической трубе типа АТ-6 в 1953 г. С этого времени СВКМ стали широко использоваться для изготовления защитных куполов радиолокационных антенн, рулей, закрылков и обтекателей [1 ]. Однако проблемы надежности и контроля качества, а также низкая жесткость и прочность при сжатии этих материалов в основном ограничивали их использование в летательных аппаратах военного назначения, хотя они были успешно использованы при изготовлении двух легких гражданских летательных аппаратов Пилер Кэб и Игл I (рис. 28.1) исследовательской фирмы Винде-кер [2]. [c.541]

В эксплуатационных условиях наружные поверхности техники подвергаются различным загрязнениям. Наиболее распространенными из них являются вещества неорганического происхождения — пыль, грязь, органического происхождения — масляные пятна, копоть на участках обшивки летательного аппарата, подверженных воздействию выхлопных газов. Кроме того, в условиях НИ31ШХ температур при стоянках летательных аппаратов на его обшивке и воздушных винтах может образоваться тонкий слой льда. В таком состоянии летательный аппарат не может быть выпущен в полет, его поверхность должна быть очищена от льдообразований. При техническом обслуживании следует удалять эти загрязнения, что необходимо производить не только в целях содержания техники в чистом виде, но и для сохранения аэродинамических качеств летательных аппаратов и экономии топлива в полете. [c.103]

Схемы аппаратов с несущим корпусом. Аппараты с несущим корпусом можно классифицировать по отношению ) максимальной подъемной силы к силе сопротивления L/D. Показанный на рис. 7 летательный аппарат (в) имеет на гиперзвуковых скоростях аэродинамическое качество порядка 2—3 у аппаратов с несущим корпусом типа (б) аэродинамическое качество примерно равно 1. Современные пилотируемые космические корабли Джемини и Аполло типа капсулы (а) со смещенным центром масс обладают аэродинамическим качеством от 0,2 до 0,5. Для сравнения укажем, что космический корабль Меркурий входил в атмосферу по баллистической траектории, т. е. имел аэродинамическое качество, равное нулю. [c.136]

Аэродинамическое совершенство летательных аппаратов может характеризоваться значением максимального аэродинамического качества Хмакс-Поэтому для практики весьма важным является умение находить или выбирать формы тел, обладающих высоким значением. йГмакс- [c.38]

Оперируя с коэффициентами сопротивления, необходимо всегда иметь в виду, что их величина для одного и того же тела может быть различна, в зависимости от того, какая площадь S и длина L введены в качестве характерной площади и характерной длины в формулы для аэродинамической силы и момента. Сравнивать между собою численные значения одноименных коэффициентов разных тел, что обычно приходится делать в процессе проектирования летательного аппарата, когда выбираются его формы, можно лишь в том случае, если эти коэффициенты отно сятся к одноименным для всех тел площадям и длинам (наиример, для всех рассматриваемых тел—к площади миделя). Если же имеются коэффициенты сопротивления, относящиеся к разным характерным площадям и длинам, то прежде, чем выбирать по значениям этих коэффициентов форму тела, необходимо предварительно пересчитать их на одну и ту же характерную площадь и длину. Эти характерные площадь и длина обычно выбираются по-разному, в зависимости от назначения сравниваемых форм. Разъясним это более подробно. [c.560]

В связи с бурпым развитием ракетостроения и техники высоких скоростей в последнее время особое значение приобрели исследования новых теплозащитных материалов, используемых для сопловых устройств п обишвкн летательных аппаратов. Это, естественно, потребовало разработки н новых установок для проведения экспериментов. Большинство из этих установок представляет собой экспериментальные реактивные двигатели с различными конструкциями сопловых устройств, а также аэродинамические трубы. В качестве примера можно привести экспериментальный двигатель американской фирмы Кертисс-Райт с конструкцией со ]ла, в которой использованы анизотропные свойства пиролитического графита 143]. Как известно, этот материал имеет высокую температуру разложения (3650 С) и его свойства приближаются к свойствам единичного кристалла. Изменение теплопроводности кристалла в различных направлениях представляет наибольший интерес при рассмотрении свойств материала в области высоких температур. Пиролитический графит является, с одной стороны, гючти абсолютным 98 [c.98]

Исследовакия показывают, что в реальных условиях обтекания у осесимметричных летательных аппаратов даже при небольшом изменении углов атаки может наблюдаться существенное перемещение центра давления. Это особенно заметно у аппаратов с несимметричной конфигурацией или при отклонении рулен, кoтopьie нарушают имеющуюся симметрию. В этих условиях центр давления неудобен для применения в качестве характерной точки при оценке положения равнодействующей аэродинамических сил и возникающего момента тангажа относительно центра масс. В рассматриваемых случаях удобнее оценивать летные свойства аппарата по фокусному расстоянию. Чтобы установить смысл этого понятия, рассчотрим несимметричный профиль и вычислим момент Мг относительно ПРОИЗВОЛЬНОЙ точки Ра с координатой Хп, лежащей па хорде профиля. Непосредственно из рис. 1.3.5,5 видно, ЧТО [c.40]

Потребная тяга R определяется пол-етным весом и аэродинамическим качеством летательного аппарата ka [c.374]

В Киевском центре авнацнонного научно-техннче-ского творчества под руководством Сергея Орлова. Аппарат отмечен премией ЦК ДОСААФ СССР как лучший летательный аппарат спортивного назначения. Урфнн Джюс изготовлен в основном из пластика, имеет жесткое крыло большого удлинения, что способствует повышению аэродинамического качества, улучшению летных данных, снижению расхода топлива. [c.78]

Представьте себе прямоугольный параллелепипед, состоящий из множества маленьких кубиков. Три ребра параллелепипеда — три кита , о которых мы говорили. Ребра разбиты на отрезки. Каждый отрезок соответствует определенному способу создания подъемной снлы, горизонтальной тягн, управления и балансировки, а каждому маленькому кубику соответствует собственная комбинация способов создания подъемной силы, тягн и балансировки. В каждом нз них своя, порой абсолютно оригинальная и неожиданная схема летательного аппарата. Несмотря на то что все изобретенные за последние восемьдесят лет схемы являются комбинацией перечисленных качеств трех китов и укладываются в свои кубики, в нашем параллелепипеде заполнены иа сегодняшний день далеко не все клетки. Представляем читателю возможность самостоятельно проанализировать каждый кубик и нарисовать свою схему. Например, так на первой грани выбираем жесткое крыло в качестве несущего элемента, на второй — воздушный виит как элемент, создающий горизонтальную тягу, на третьей — аэродинамический способ балансировки с помощью киля и стабилизатора. В результате получаем обычиый самолет. [c.116]

Дискообразное крыло давно привлекает советских конструкторов-любителей. Еще в начале 50-х годов в СССР был создан Дископлан-1 (рис. 105, А), который успешно прошел летные испытания, прекрасно выполнял фигуры высшего пилотажа, не срывался в штопор на большнх углах атаки. Все это считается достоинством дискообразного крыла. Планер Дископлаи-1 имел аэродинамическое качество 7, площадь крыла составляла 10 м а взлетная масса — 230 кг. Планер Дископлан-2 (рис. 105, В) создан в 60-е годы. На больших углах атаки он устойчиво парашютировал, ие имея тенденции к сваливанию иа крыло. Результаты этих работ были использованы при проектировании возвращаемых космических летательных аппаратов. [c.127]

Разработке методов управления ламинарно-турбулентным переходом уделяется большое внимание в теоретической и экспериментальной аэродинамике как с целью увеличения аэродинамического качества летательных аппаратов [1], так и с совершенствованием аэродинамических труб [2, 3]. Среди активных методов управления наиболее полно изучен метод ламинаризации пограничного слоя отсосом через обтекаемую поверхность небольшого количества заторможенного газа широко известны возможности управления развитием пограничного слоя посредством теплового метода (охлаждения) [4]. Охлаждение делает профиль скорости в пограничном слое более выпуклым, что увеличивает критическое число Рейнольдса. При нагреве обтекаемой поверхности тепловой поток направлен к пограничному слою, что понижает устойчивость ламинарного слоя и приводит к более раннему возникновению турбулентного режима течения. В последнее время опубликован ряд теоретических и экспериментальных работ по управлению развитием малых возмущений и затягиванию ламинарно-турбулентного перехода локальным нагревом передней кромки обтекаемого тела [5-10]. [c.32]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...