Движение стреловидного крыла

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]

В качестве третьего примера на применение этого метода рассмотрим сверхзвуковое движение стреловидного крыла, симметрично расположенного по отношению к оси z. Задача о таком движении была решена М. И. Гуревичем в цитированной выше работе, ly Обозначим через 8 угол стреловидности (рис. 125) и через р угол атаки. Рассмотрим сперва тот случай, когда угол стреловидности будет больше чем aj, так что наше крыло выходит из конуса характеристик. [c.309]

Пограничный слой на скользящем цилиндре. В техническом отношении большой интерес представляет трехмерный пограничный слой, образующийся на крыле при таком его обтекании, когда передняя кромка не перпендикулярна к скорости набегающего течения. Подобного рода случай имеет место при боковом скольжении обычного крыла или при обычном движении стреловидного крыла. Из практики известно, что при таких движениях крыла на его подсасывающей стороне в пограничном слое возникает интенсивный перенос жидкости по направлению к консольной части, что весьма неблагоприятно отражается на аэродинамических свойствах крыла. [c.241]

В 1935 г. А. Буземан изложил основные положения о механизме действия стреловидных крыльев, о движении крыла со скольжением и указал на возможность использования таких крыльев для сдвига критических явлений в сторону больших чисел М. Это была весьма заманчивая перспектива, и эксперименты (среди них следует отметить опыты немецких исследователей, проводившиеся в 1940—1942 гг., и более поздние опыты в ЦАГИ) подтвердили соображения Буземана. [c.323]

Существует эффективный метод отсрочки помех, связанных с околозвуковым полетом, при высоких числах Маха. Все знакомы с картинами, где изображены самолеты, имеющие стреловидные крылья, т. е. крылья, передние кромки которых образуют значительный угол относительно перпендикуляра к нанравлению полета. Основную теоретическую идею, лежащую в основе использования таких форм крыла в плане, можно описать следующим образом. Допустим, что крыло с постоянным профилем и бесконечным размахом двигается по воздуху в направлении, наклонном к своему размаху. Можно сказать, что движение крыла составлено из движения перпендикулярного размаху и движения бокового скольжения вдоль размаха. Если мы пренебрегаем силами трения, то последняя составляющая движения не должна повлиять па силы, действующие на крыло. Поэтому можно сделать вывод, что структура потока относительно крыла определяется эффективным числом Маха , соответствующим составляющей скорости полета, перпендикулярной размаху. Если, нанример, стреловидный угол составляет 45°, то эффективное число Маха — примерно 70 процентов числа Маха полета, так что критическое значение последнего, где появляются околозвуковые помехи, увеличится почти на 40 процентов. [c.137]

Рассмотрим расчет сопротивления стреловидных крыльев с до-звуковыми передними кромками, обтекаемых сверхзвуковым потоком под углом атаки. Как известно из предыдущего, по своим свойствам возмущенный поток около таких крыльев в направлении нормали к передней кромке является дозвуковым. Такое обтекание сопровождается перетеканием газа нз области повышенного давления в область, где оно меньше (с нижней стороны на верхнюю или обратно) и является причиной соответствующего силового воздействия на крыло. Для определения этого воздействия можно воспользоваться результатами исследования возмущенного движения несжимаемой жидкости около профиля в виде плоской пластинки, расположенной в потоке под углом атаки (см, 6,3). [c.363]

На режиме захода на посадку и посадке угол стреловидности крыла 20°. Все секции закрылков отклонены на угол 35°, предкрылки отклонены на угол 17°. Все секции интерцепторов могут использоваться для управления величиной подъемной силы, т. е. в этом случае они могут отклоняться одновременно на обеих плоскостях крыла. Воздушные тормоза используются для управления траекторией движения самолета на посадке. [c.67]

Если естественное демпфирование мало или недостаточна устойчивость, автомат демпфирования оказывает благоприятное влияние на поведение самолета и его управляемость. При включении демпфера уменьшаются забросы параметров, более быстро затухают возникающие колебания, увеличиваются излишне малые расходы ручки управления и усилия на ней, что упрощает пилотирование самолета. Особенно благоприятное влияние оказывает автомат демпфирования для погашения слабозатухающих боковых колебаний у современных самолетов с изменяемой стреловидностью при большом угле стреловидности крыла, когда движение крена преобладает над движением рыскания. [c.400]

Волновое сопротивление (см. 53), возникающее при движении в среде тел со сверхзвуковой скоростью, связано с возбуждением в ней ударных волн и в основном определяется формой передней части тела. Форма задней части тела играет значительно меньшую роль, чем в случае обтекания его при дозвуковых скоростях. Для уменьшения волнового сопротивления самолетов, летающих со сверхзвуковой скоростью, применяют крылья стреловидной или [c.241]

В данном частном примере можно наблюдать соответствие мелсду статической и динамической устойчивостью или неустойчивостью. Однако для общего случая движения летательного аппарата такое соответствие необязательно. Можно иметь статически устойчивый аппарат, который, однако, не обладает динамической устойчивостью и в своем стремлении к положению равновесия будет совершать колебания с возрастающей амплитудой. На практике такие случаи наблюдались у некоторых самолетов при малых скоростях полета, а также аппаратов типа летающее крыло при небольшой стреловидности передней кромки. [c.44]

При малых скоростях, например при взлете, движение аппарата совершается с прямым крылом. Соответствующее изменение стреловидности способствует увеличению подъемной силы, некоторому смещению центра давления в сторону головной части и повыщению эффективности аэродинамических органов управления. [c.109]

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]

Существуют и другие подходы для определения критических параметров (в частности, скорости полета) на границе устойчивости. Для этого в уравнениях свободных колебаний (38) полагают Я, = ш и находят значения скорости, удовлетворяющие этим уравнениям. Критическую скорость флаттера можно также определить экспериментально в аэродинамической трубе на динамически подобной модели и в процессе летных испытаний летательного аппарата. В последнем случае прибегают к экстраполяции, чтобы по тенденции определяющих флаттер параметров с ростом скорости полета найти приближенно величину критической скорости флаттера. Возникновение флаттера связано с определенным тоном свободных упругих колебаний в потоке воздуха. Распределение деформаций по конструкции при потере устойчивости определяет комплексную форму колебаний флаттерного тона. В зависимости от преобладания амплитуд той или иной части ЛА и характера деформированного состояния различают виды флаттера. Например изгибно-крутильный флаттер крыла, изгибно-изгибный флаттер в системе стреловидное крыло — фюзеляж, изгибно-элеронный флаттер, рулевой флаттер и т. д. Для характеристик флаттера несущих поверхностей часто определяющее значение имеют различные грузы, размещенные иа них двигатели, подвесные баки с горючим, шасси. Существенными параметрами являются жесткости крепления этих тел на поверхности крыла. Вообще для флаттера принципиально важны параметры связаииости форм движения. Например, для совместных колебаний изгиба и кручения крыла такими параметрами являются координаты точек (линий) приложения сил аэродинамического давления, инерции и упругости. Смещение центра масс относительно оси жесткости вперед способствует стабилизации системы. Совмещение всех трех точек развязывает виды колебаний, и в этом случае флаттер невозможен. Это свойство обычно имеют в виду при динамической компоновке конструкции. Важными параметрами являются распределенные нли сосредоточенные жесткости. Последние характерны для органов управления [c.490]

Бленк при помощи своего метода исследовал также и другие крылья, кроме прямоугольного, расположенного перпендикулярно к направлению движения например, крылья в виде параллелограма или прямоугольника, отклоняющиеся на угол о (фиг. 26.6,6 и в),стреловидное крыло (фиг. 26.6, г) и др. Ниже мы вернемся к этим случаям, применяя к ним метод, более простой, быстрее приводящий к результатам и дающий общие формулы. [c.298]

Самолет создан в 1988 году в АНТК им. ГМ. Бериева, он представляет собой свободнонесущий двухдвигательный моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и Т-образным хвостовым оперением. В планере самолета широко использованы сотовые клееные конструкции и неметаллические материалы. Фюзеляж однореданный большого удлинения. Впервые в мировой практике для него разработано днище переменной килеватости, что позволило улучшить устойчивость и управляемость самолета при движении по воде, а также уменьшить перегрузки при взлете и посадке. В передней части фюзеляжа за обтекателем антенны РЛС находится кабина экипажа, за ней расположен отсек радиоэлектронного оборудования, а в задней части фюзеляжа — отсек вооружения. [c.113]

Особенностью движения летательного аппарата со скольжением является возможность трансформации сверхзвуковой стреловидной передней кромки отстающего крыла в дозвуковую. При этом подъемная сила у такого крыла может оказаться меньше, чем у выдвинутого вперед. В результате появится момент рыскания в сторону, иротивоположную скольжению, т. е. обратная реакция по крену. [c.70]

Заключения, приведенные в разделе 5, об отс> тствии волнового сопротивления у крыльев бесконечного размаха с достаточно большой стреловидностью применимо также и к теории несущей поверхности. Действительно, непосредственно видно, что если угол стреловидности будет больше чем 90—а, где есть угол Маха, то условия течения должны быть такие же, как и при движении крыла с дозвуковой скоростью нормально к его оси. [c.41]

Наконец, нам следует рассмотреть совместное влияние упругих и иперциопных сил. Одип следуюгций простой пример. Предположим, что стреловидное упругое крыло выполняет снижение. Увеличение наклона благодаря снижению стремится изогнуть концы крыла вверх. Но поскольку снижение замедляется возросшей подъемной силой, то силы инерции стремятся изогнуть концы вниз. В этом примере видна сугце-ственная разница между реальным полетом и его моделированием в аэродинамической трубе в аэродинамической трубе движение модели обычно ограничено, так что снлы упругости моделируют, но без ком-иенснруюш,их нх сил инерции. [c.163]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...