Крыло несущее

Самолет можно представить себе схематически состоящим из а) центральной части, в грубом приближении призматической, называемой фюзеляжем и несущей мотор и летный состав б) одной или большего числа поверхностей крыльев (несущих поверхностей) [c.49]

Несколько идеализируя схему, заменим присоединенный вихрь крыла несущей вихревой линией, представленной отрезком —I 1 оси Oz,. [c.303]

Обозначим через S площадь крыла в плане, т. е. проекцию его на плоскость xOz, содержащую скорость набегающего потока и ось крыла (несущую линию). Введем в рассмотрение коэффициенты индуктивного сопротивления xi и подъемной силы с у, положив [c.308]

Влияние присоединенных вихрей. Чтобы ввести взаимодействие присоединенных вихрей, рассмотрим, следуя Прандтлю, две бесконечно тонкие вихревые трубки с напряжениями и Г2, заменяющие крыло (несущие линии), и вычислим элементарную скорость, которую элемент вихревой трубки индуцирует в точке элемента [c.354]

Обычно задача минимального индуктивного сопротивления формулируется следующим образом найти циркуляцию вокруг крыльев несущей системы так, чтобы при заданной полной подъемной силе индуктивное сопротивление было минимальным. [c.416]

Несколько идеализируя схему, заменим присоединенный вихрь крыла несущей вихревой линией, представленной отрезком —оси Ог, а свободные вихри расположим в плоскости хОг в виде уходящих в бесконечность лучей, параллельных оси Ох (рис. 139). Свободные [c.389]

Внизу откосной части крыла, несущей выдвижной планки, кюветной части и балластного подкрылка установлены на болтах подрезные ножи, предназначенные для срезки грунта и улучшения качества планировочных работ. На путевом струге имеется набор подрезных ножей для выполнения различных работ. [c.19]

На советских серийных истребителях и бомбардировщиках второй половины 30-х годов (И-15, И-16, Ср, ДБ-3) уже был реализован ряд достижений аэродинамики (механизация крыла, несущие профили, винты изменяемого шага, новые средства обеспечения пилотажных характеристик)-, прочности и моторостроения, но относительные размеры элементов самолета и нагрузка на крыло не были еще оптимизированы и не позволяли внедрить все достижения авиационных наук. Размеры самолетов, выбранные в начале 30-х годов, уже не позволяли разместить необходимые оружие, оборудование и снаряжение. [c.377]

В сравнении с крылом несущий винт имеет ряд принципиальных особенностей, о которых указывалось выше, например крыло создает подъемную силу самолету, не создавая тяги для поступательного движения несущий винт вертолета создает подъемную силу [c.74]

Такой вид поверхности используется в строительной технике при конструировании оболочек покрытий промышленных и общественных зданий (рис. 280), при конструировании устоев мостов и других несущих гидротехнических сооружений. Поверхностями коноидов оформляются арки для окон и дверей в прямых стенах зданий (рис. 281), проемы в цилиндрических башнях водозаборных сооружений (рис. 282). В кораблестроении коноиды используются при конструировании носа ледореза, носа быстроходного теплохода или катера на подводных крыльях в авиационной промышленности — при конструировании летательных аппаратов. В сельскохозяйственном машиностроении коноидами представляются отвалы плугов, шнеки, конические прямоугольные пружины и т. д. [c.192]

Другим распространенным типом летательного аппарата являет ся вертолет (рис. 371). Он не имеет крыльев подъемной силой является сила тяги расположенного горизонтально винта больших размеров, приводимого во вращение мотором (так называемый несущий винт). Для того чтобы при вращении винта корпус вертолета вместе с мотором не вращался в противоположную сторону (как это происходит, например, с электромотором, на статор которого не действует внешний момент см. рис. 205), на хвосте вертолета устанавливается небольшой вспомогательный винт, также приводимый в движение мотором и вращающийся в вертикальной плоскости. Этот винт при небольшой силе тяги, благодаря большому выносу от центра тяжести вертолета, создает большой момент относительно вертикальной оси вертолета. Этот момент и является тем внешним моментом, который поддерживает вращение несущего винта, т. е. останавливает вращение корпуса вертолета в обратном направлении. (В некоторых системах вертолетов для устранения вращения корпуса вертолета применяются два несущих винта, вращающихся в противоположные стороны). [c.577]

В гл. 1—3 книги в форме вопросов и задач рассматриваются основные сведения из аэродинамики, кинематика и динамика газообразной среды, позволяющие глубоко изучить важнейшие математические модели аэродинамики (уравнения Эйлера, Навье—Стокса, неразрывности и цр.). В гл. 4 и 5 приводится необходимая информация о скачкообразных процессах и расчете параметров при сверхзвуковом течении газа (метод характеристик). Широкий круг вопросов и задач, помещенных в гл. 6—8, относится к одному из основополагающих направлений аэродинамики— теории и методам расчета обтекания профиля крыла, а также несущей поверхности как одного из элементов летательного аппарата. [c.4]

Результаты расчета линеаризованного сверхзвукового обтекания треугольных крыльев можно использовать для определения аэродинамических характеристик несущих поверхностей в виде четырех-, пяти- и шестиугольных пластин. Если задние и боковые кромки таких крыльев сверхзвуковые, то их обтекание характеризуется отсутствием зон взаимного влияния хвостовых и боковых участков, ограниченных пересечением конусов Маха с крылом. Вследствие этого коэффициент давления на поверхности крыла такой, как в соответствующей точке треугольной пластины, и формула для его расчета выбирается с учетом вида передней кромки (дозвуковой или сверхзвуковой). [c.214]

Один из распространенных методов расчета нестационарных аэродинамических нагрузок на крыло состоит в его замене вихревой поверхностью, расположенной в базовой плоскости, и последующем определении напряженности циркуляции, по которой находятся распределение давления, силы, моменты и соответствующие аэродинамические производные. Какие должны быть выполнены условия при определении напряженности циркуляции, соответствующие принятой вихревой модели несущей поверхности, обтекаемой циркуляционным и бесциркуляционным потоками [c.249]

Вихревая модель плоской несущей поверхности представляет собой совокупность множества дискретных вихревых систем, каждая из которых представляет собой нестационарный подковообразный (прямой или косой) вихрь. Такой вихрь размещается в элементарной ячейке поверхности, расположенной на пересечении разграничивающих линий, идущих вдоль размаха крыла, с прямыми, параллельными корневой (центральной) хорде (сечениями крыла). Рассмотрите методы деления полосы (сечения) на ячейки, а также размещения в них дискретных нестационарных вихрей и контрольных точек, для которых определяются граничные условия. [c.249]

Выведите уравнения, используемые для определения потенциала скоростей линеаризованного неустановившегося дозвукового потока (1>Мео>0), обтекающего тонкую несущую поверхность крыла при малых числах Струхаля. [c.253]

Покажите, что решение задачи о неустановившемся обтекании тонкого крыла сжимаемым потоком можно свести к определению параметров нестационарного течения несжимаемой жидкости около несущей поверхности видоизмененной формы в плане. [c.253]

Для нахождения потенциальной функции и ее производных при нестационарном обтекании сжимаемым потоком заданной несущей поверхности следует решить задачу о неустановившемся обтекании несжимаемым потоком преобразованного крыла при соответствующих граничных условиях. Найдите зависимости, [c.253]

В соответствии с гипотезой Чаплыгина—Жуковского при плавном обтекании крыла поток обычно не огибает заднюю кромку, а сходит с нее (рис. 9.13, в). При этом скорости на острых задних кромках несущей поверхности конечны. Сход потока с таких кромок сопровождается образованием начального (разгонного) вихря и, как следствие, формированием свободных нестационарных вихрей, отделяющихся от присоединенных. Изменение интенсивности присоединенных вихрей вызывает сход с них пелены свободных вихрей, параллельных присоединенному вихрю. Эта вихревая пелена располагается на самой несущей поверхности и за ее пределами, сходя с задней кромки. Таким образом, в этом случае циркуляция по произвольному контуру, охватывающему сечение крыла, не равна нулю. [c.289]

Таким образом, задача о нестационарном обтекании сжимаемым газом плоского крыла с гармоническим законом изменения кинематических параметров при малых числах Струхаля сведена к задаче о неустановившемся течении несжимаемой жидкости около преобразованной несущей поверхности с видоизмененными граничными условиями на стенке. [c.328]

Размеры преобразованного крыла (в соответствии с данными для исходной несущей поверхности на рис. 9.7) [c.329]

АМгб, В48-4-3, АМг-61 — для изготовления легких оболочек АЛ2 — для изготовления деталей сложной конфигурации (кожухи, кронштейны, крышки), не несущих значительных ударных нагрузок АЛ-4 — для изготовления деталей любой конфигурации, несущих статические нагрузки АЛ8, АЛ27, АЛ27-1 —для изготовления деталей средней сложности (подвески, корпуса, кронштейны, крылья), несущих большие статические и ударные нагрузки. [c.90]

Вслед за этим возник технологический феномен чрезвычайной важности. Прогресс в аэродинамической теории привел к изменениям в мышлении конструкторов Англии, Германии и Италии. Они уяснили, что из-за вихревого сопротивления на две трети снижается мощность самолета, летающего на обычной тяге, применили к осевым компрессорам и турбинам прандтлеву теорию крыла ("несущей плоскости") с ее концепцией подъемной силы и поняли, что сверхзвуковые реакции на кончиках пропеллеров не позволят аэропланам двигаться намного быстрее 650 км/ч. В совокупности эти три фактора привели к технологическо]и парадигме — концепции самолета с реактивным двигателем. И это была не эволюция, а революция. [c.18]

С-600 Эглон (фиг. 223)—двухместцый учебный и спортивный моноплан с двойным управлением тандем, с низкорасположенным свободнонесущим крылом. Несущую поверхность составляют центроплан и два крыла. Крылья конические. [c.254]

В 1922 г. испанский конструктор Хуан де Сьерва объединил несущий винт вертолетного тина с фюзеляжем обычного самолета, использовав вместо стандартного крыла несущий винт. Винт не был жестко связан с двигателем, и его вращение ини- [c.95]

П.П. Осипов. Проект, 1912. Мещанин г. Солигалича Павел Поли-ектович Осипов в 1912 г. прислал в ГИУ и Министерство торговли и промышленности неплохо проработанный проект преобразуемого аппарата (рис. 84). В проекте говорилось Цель изобретения — соединить достоинство геликоптера и аэроплана, т.е. чтобы аппарат мог бы подниматься с земли вертикально и почти неподвижно висеть в воздухе, как геликоптер, и имел бы большую скорость и возможность планировать, как аэроплан . Это был аппарат с останавливаемыми и превращаемыми в крыло несущими винтами, тянущим пропеллером и рулем поворота. Продольно расположенные двухлопастные несущие винты в горизонтальном полете превращались в тандемные крылья. Проект содержал специально разработанный механизм остановки и фиксации крыльев-лопастей. Изобретатель разумно предложил для уменьшения веса делать их бипланными. Угол установки крыльев-лопастей мог меняты я, благодаря чему предполагалось изменять подъемную силу несущих винтов, а также обеспечивать продольное управление как в самолетном, так и в вертолетном варианте. [c.152]

Геометрический синтаз заключается в конкретизации геометрических свойств проектируемых объектов и включает в себя охарактеризованные выше задачи оформления конструкторской документации, а также задачи позиционирования и синтеза поверхностей и траекторий. К задачам позиционирования относятся задачи взаимного расположения в пространстве деталей заданной геометрической формы, например задачи выбора баз для механической обработки детален сложной формы, синтез композиций из заданных деталей и т. п. К синтезу поверхностей и траекторий относятся задачи проектирования поверхностей, обтекаемых потоком газа или жидкости или направляющих такой поток (крыло самолета, корпус автомобиля, лопатка турбины), синтеза траектории движущихся рабочих органов технологических автоматов, синтеза профилей несущих конструкций и др. [c.72]

Наряду с методом источников, а таюсе вихревой теорией, относящихся к точным, в практических исследованиях достаточно широк з используются приближенные методы оценки аэродинамических производных несущих поверхностей. В их числе методы, основанные па гипотезах гармоничности и стационарности, а также метод касательных клиньев, дающие удовлетворительные результаты для достаточно широкого класса крыльев, обтекаемых дозвуковыми и сверхзвуковыми неустановившимися потоками при иебольш их числах Струхаля, характеризующих эти потоки. [c.242]

Рассмотрите поступательное симметричное движение с постоянной скоростью (Роо == onst) несущей поверхности, совершающей одновременно колебания в вертикальной плоскости, и напишите зависи.мость для разности коэффициентов давления (на нижней и верхней сторонах крыла) в функции соответствующих производных от потенциала скоростей. Найдите формулы, связывающие между собой соответствующие производные для Ар и ф в случае гармонических колебаний. [c.247]

Напишите граничные условия на поверхности крыла, которым должна удовлетворять нестационарная потенциальная функция, для следующих частных случаев 1) крыло движется прямолинейно и одновременно совершает колебательное движение вокруг поперечной оси 2) несущая поверхность накрен> е1ся с, некоторой угловой скоростью 3) траектория крыла представляет собой мертвую петлю . [c.247]

Найдите формулы для перехода от производных аэродинамических коэффициентов видоизмененного крыла к соответствующим их значениям для исходной несущей поверхности. Рассмотрите случаи смметричного и асимметричного движе-ьшй. [c.255]

Рассмотрим схемы дозвукового обтекания сечения несущей поверхности, изображенные на рис. 9.13, а, б. Такой характер обтекания, когда критическая точка сдвинута относительной задней кромки, наблюдается в редких случаях и лишь в начальный момент как следствие резкого изменения параметров движения. В этот момент циркуляция еще не возникает, свободные вихри не отделяются от присоединенных, начальный вихрь не сходит с задней кромки. Таким образом, этому моменту соответствует бесциркуляционное течение, при котором циркуляция по замкнутому контуру, охватывающему любое сечение крыла, равна нулю. Очевидно, в данном случае ни за крылом, ни на его поверхности свободные вихри не появ- [c.288]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...