Поляра самолета

Поляра самолета — зависимость коэффициента лобового сопротивления самолета Сх от коэффициента подъемной силы Су. [c.149]

Поляра самолета отличается от поляры крыла большими коэффициентами лобового сопротивления из-за дополнительного сопротивления фюзеляжа, оперения и подвесок. [c.150]

Зависимость аэродинамических коэффициентов от угла атаки при неизменном числе Af. Поляра самолета [c.66]

Взаимозависимость Су и Сх можно показать не двумя (как на рис. 2.22), а одной кривой, которая называется полярой самолета. На рис. 2.24 изображена поляра, построенная по данным графика на рис. 2.22. Каждая точка поляры соответствует определенному углу атаки. Однако разметка углов атаки на поляре вовсе не обязательна— надо только иметь в виду, что изменения Су и Сх создаются изменением угла атаки, а не как-нибудь иначе (скажем, не отклонением закрылков или изменением числа М). [c.68]

Если вместо самолета брать с, крыла, то получится поляра крыла. Она проходит левее поляры самолета, так как в этом случае равен коэффициенту профильного сопротивления и не включает коэффициент вредного сопротивления. [c.69]

Рис. 2.26. Поляры самолета при докритических числах М

Посмотрим, как волновой кризис влияет на вид поляры самолета. [c.73]

Рис. 8.09. Поляры самолетов с крыльями разных удлинений при дозвуковом обтекании

Рис. 3.26. Поляры самолета с выпущенными и убранными закрылками (шасси выпущено)

Обычно вместо данных о и А используют поляры самолета для различных чисел М, получаемые при обработке результатов испытаний модели в аэродинамической трубе или теоретическим путем. Покажем на примере, как выполняется расчет. [c.147]

Необходимые для расчета поляру самолета и кривые располагаемой мощности получают следующим образом. [c.21]

Построение поляры самолета. Если поляра крыла или коробки крыльев уже имеется, поляра всего самолета м. б. получена добавлением дополнительного вредного лобового сопротивления всех частей самолета, находящихся в потоке, за исключением крыла при этом следует учесть эффект интерференции (взаимного влияния частей). Обычно [c.21]

Разбег будет тем меньше, чем меньше величина Сх — /Су, точка поляры самолета, отвечающая условию (С , — f y) i м. б. найдена проведением к поляре касательной, параллельной прямой, ур-ие к-рой [c.28]

Дальнейшее преобразование выражения (3.45) возможно при аппроксимации поляры самолета во взлетной конфигурации квадратичной параболой вида [c.52]

При аппроксимации поляры самолета зфавнением (3.46) известны следующие зависимости [c.53]

При аппроксимации поляры самолета уравнением (3.46) известна следующая зависимость [c.54]

При аппроксимации поляры самолета квадратичной параболой [c.133]

Основные результаты исследований по аэродинамике и динамике самолета вошли в Руководство для конструкторов , выпущенное в 1943 г. В этом коллективном труде в сжатой конкретной форме, кроме упомянутых. результатов, было дано описание экспериментальной базы и методики проведения испытаний в аэродинамических трубах, а также практически исчерпывающие данные, необходимые для аэродинамического проектирования самолетов с поршневыми двигателями. Были приведены общие указания по аэродинамической компоновке самолета, методике расчета потребных и располагаемых мощностей и летных данных самолета. Излагались методика определения основных распределенных и суммарных аэродинамических характеристик, а также способ расчета поляры самолета. [c.293]

Во второй половине 20-х годов исключительную актуальность приобрела задача исследований в полете аэродинамической поляры самолета и зависимости аэродинамических коэффициентов самолета от угла атаки. Основанием интереса к этой задаче было начало разработки и постройки отечественных опытных самолетов в условиях использования двигателей зарубежного производства. Недостаточная уверенность в результатах продувок маломасштабных моделей в аэродинамических трубах, отсутствие сведений о сходимости этих данных с натурой, [c.325]

В предположении, что поляру самолета можно представить уравнением квадратичной параболы вида = с +(1/Язф)с у , производная Ё определится с помощью достаточно обозримой формулы [c.385]

Рис. 1.10. Поляры самолета для различных чисел М полета

Изменение стреловидности поворотной части крыла вызывает соответственно изменение поляры самолета (изменяются Сд. и А), аэродинамического качества, в том числе и максимального аэродинамического качества Ктах- Образно выражаясь, переход к другой стреловидности — это переход к другому по своим летным свойствам самолету. [c.23]

Кроме Су я с (а если размечены углы атаки — также якр и ао), по поляре можно найти максимальное аэродинамическое качество самолета и соответствующий ему угол атаки, называемый наивыгоднейшим. Для этого нужно провести из начала координат прямую, касательную к поляре. Нетрудно убедиться в том, что в точке касания качество выше, чем в любой другой точке поляры. В нашем примере анв = 4°,9, а [c.68]

У различных самолетов поляры разные. Чем левее распола- [c.68]

Максимальное аэродинамическое качество самолета при данном числе М находится в обратной зависимости от коэффициентов и А. Это мы выяснили при анализе поляры в 18, гл. 2. [c.87]

На рис. 3. 34 изображены примерные поляры сверхзвукового самолета со стреловидным крылом, у которого изменяется с ростом числа А/ приблизительно так, как показано на рис. 3.33. Точки пересечения поляр с осью Сх определяют величины при соответствующих числах М. Так, из рис. 3.34 для А/= 0,8 получаем [c.103]

Проще всего рассчитать продольную перегрузку Пх, если известны тяга и лобовое сопротивление самолета, по формуле (5.06). Допустим, что необходимо рассчитать Пх при заданных Пу, числе М и высоте полета на режиме располагаемой тяги, которая известна, а также известны полетный вес самолета, площадь крыла и имеется поляра для данного числа М. [c.133]

Расчет Пх можно упростить, если заранее рассчитать величины лобового сопротивления при различных перегрузках Пу и числах М на данной высоте и результаты расчета представить в виде графика, на который нанести также кривую располагаемой тягн для той же высоты. Такой график показан на рис. 5.12 он построен для самолета, имеющего площадь крыла S—37,5 и поляры, изображенные на рис. 3.34, и справедлив для Я=11 км а 0=10 000 кг. [c.134]

Пример. Требуется определить потребную тягу для полета у земли со скоростью, соответствующей М = 1,1, если самолет имеет G = 10 ООО кг, S = 37,5 поляры на рис. 3.34. [c.147]

Сделанные предположения об аэродинамических коэффициентах означают, что поляра самолета апроксимируется параболой. Так как движение происходит на заданной постоянной высоте, то [c.224]

Поляра самолета 199, 224 Потенциал скоростей 279 Погребная тяга при нестацион-арном режиме 216 Прандтль 331 Принцип Гамильтона 128 [c.395]

И. с. в н а у ч н о-и сследователь-ских институтах и заводских летных станциях для научного исследования вопросов аэродинамики и прочности или для изучения работы тех или иных элементов конструкции в полете являются весьма разнообразными. В этом случае самолет является своеобразной летающей лабораторией. Частое расхождение расчетных данных и результатов испытаний моделей в аэродинамич. трубах с результатами полетных испытаний привело к широкой постановке опытов в натуру. Конструктивные усовершенствования после подтверждения их целесообразности на моделях в аэродинамич. трубах вводятся на опытные самолеты только после предварительного опробования их в полете на каком-либо из уже построенных и испытанных самолетов. С целью уточнения методов расчетов и определения методов перехода от результатов продувки модели в трубе к натуре проводится работа по определению в полете поляры самолета, характеристик винтов, распределению давления по крылу, фюзеляжу и оперению, шарнирных моментов на органы управления, кривых продольной статич. устойчивости и т. п. [c.233]

Схжд снимается для того же значения С,,) и получают поляру самолета, увеличивая коэф. лобового сопротивления модели на величину ДСа,,р. Если продувка крыла отсутствует, значение Ср может быть определено по средней относительной толщине крыла ив продувок серии профилей, соответствующих профилю крыла или близких к нему. Если ожидаемые скорости самолета превосходят ок. 350 км/ч, а продувка модели крыла, послужившая источником для определения Ср, была произведена для малых чисел Рейнольдса, влияние последнего приближенно можно учесть по ф-ле [c.22]

В работах 1938 г. (А. В. Чесалов) даны инженерные методы определения основных летных данных на различных этапах проектирования самолета и в различных приближениях. Развивались аналитические методы аэродинамического расчета (Ф. Г. Гласс, Н.Н. Фадеев). Был разработан метод, основанный на параболическом представлении поляры самолета и обобщенных характеристиках располагаемой мощности (для винта фиксированного шага), и установлены приближенные связи основных конструктивных параметров 0/8, Яэф, /8 и др. с основными летными данными самолета. Эти соотношения, не давая достаточной [c.292]

По поляре самолета определить значение коэффициента подъемной ГИЛЫ С.,. , соответствующей максимапьному аэродинамическому 9а н ь [c.173]

Пример 10. Опредглпть перегрузку самолета У-2 при выходе пз пикирован тя. Поляра самолета У-2 дана на фиг. 211, [c.36]

Поляра самолета, определяемая величинами и Л, изменяется в зависимости от внешней конфигурации самолета. Подвеска внешних объектов типа ракет и бомб, выпуск шасси, закрылков, тормозных щитков и т. п. могут привести к существенным изменениям величины коэффициента лобовош сопротивления, аэродинамического качества, а также к изменениям несущих свойств и других характеристик самолета. Так, например, за счет подвески внешних объектов, которые увеличивают коэффициент самолета на величину ДС , относительное изменение максимального аэродинамического качества /Стах и наивыгоднейшего коэффициента подъемной силы может быть оценено по сле- [c.22]

Если при каком-то числе М волновой кризис возникает только на больших углах атаки, то получается, как и при срыве потока (рис. 2.26), отвал поляры для данного числа М выше соответствующего Су. Если же число М настолько велико, что в олновое со противление имеется при всех углах атаки, то при этом числе М для любого Су получается повышенное значение с и поляра оказывается правее. Смещение поляры вправо свидетельствует об уменьшении максимального качества самолета. [c.73]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...