Скольжение крыла боковое

При скольжении плоской конфигурации дополнительный момент крена, повышающий поперечную статическую устойчивость, возникает только при наличии прямолинейной боковой кромки консоли крыла, когда эта кромка является как бы частью передней кромки. На правой и левой консолях возникают дополнительные нормальные силы, направленные в разные стороны и образующие соответствующий момент. Если летательный аппарат имеет еще и пару вертикальных консолей, дополнительный момент крена, создаваемый поперечными силами на них, будет равен по величине и противоположен по знаку моменту горизонтальных консолей, поэтому суммарный дополнительный момент крена всей комбинации равен нулю. [c.616]

Моменты рыскания и крена. При прямолинейном движении по ВПП в процессе разбега боковая аэродинамическая сила 2р. н. создаваемая рулем направления, уравновешивается боковой реакцией опор Zk (рис. 1.9, а). При отрыве самолета реакция земли исчезает, вследствие чего неуравновешенная сила 2р. н (рис. 1.9, б) искривляет траекторию в сторону полу-крыла с остановленным двигателем и вызывает скольжение на это полукрыло. При этом возникает аэродинамическая сила, [c.28]

Вертолет на режиме висения статически нейтрален относительно отклонений по углам тангажа или крена, поскольку на нем не возникают моменты, непосредственно препятствующие таким отклонениям (разд 1 3.4.5). На этом режиме вертолет статически устойчив по отношению к отклонениям продольной или поперечной скорости вследствие наличия производных Ми и Lv. Аналогична этому динамика бокового движения самолета, который статически устойчив по поперечной скорости (скольжению на крыло), что обусловлено углом V-образности крыла, но [c.762]

Для улучшения боковой управляемости вертолета продольной схемы при полете вперед, согласно работе [А.24], необходимо снизить устойчивость по углу скольжения это же увеличивает устойчивость боковых колебаний. Указанного снижения можно достигнуть установкой на вертолете крыла, что одновременно улучшает управляемость по крену, или применением упругой крутки лопасти, так как момент кручения вызывает изменение углов установки лопасти с частотой вращения винта и амплитудой, пропорциональной изменению поперечной скорости несу- [c.772]

Второй вариант—полет без крена (рис. 16.05), нос небольшим скольжением на остановленный двигатель. Сила Zp.H уравновешивается боковой силой Z k, создаваемой фюзеляжем, крылом и оперением при скольжении, а также поперечной составляющей тяги двигателя. [c.371]

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]

Несколько слов о других движениях — боковом скольжении, крене и рыскании — ио порядку. Эти движения взаимосвязаны между собой. Нанример, если самолету, первоначально находящемуся в установившемся, прямом полете, задать движение рыскания так, чтобы левое крыло двигалось вперед, а правое крыло — назад, то относительная скорость воздуха увеличивается па левом крыле и уменьшается на нравом. Это приводит к увеличению подъемной силы на левом крыле и уменьшению подъемной снлы на нравом, создавая таким образом момент крена самолета. С другой стороны, если самолету задать движение крена, то будет создан момент рыскания, который стремится перемещать опускающееся крыло вперед. В этом отношении движения крена и рыскания связаны между собой. Между движениями существуют также другие виды взаимодействия, так что их следует рассмотреть вместе под термином боковая устойчивость. [c.156]

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]

Смещение килей самолета Р/А-18 вперед по отнощению к стабилизатору приводит к уменьшению плеча управляющей силы и, следовательно, к необходимости увеличения площади килей. Однако в этом случае исключается аэродинамическое затенение рулей направления и большей части поверхности килей при больших углах атаки как крылом, так и стабилизатором. Это обеспечивает сохранение эффективности рулей направления, достаточной для создания искусственной путевой устойчивости и демпфирования. Для исключения неблагоприятного влияния на кили вихрей, сходящих с наплывов крыла при больших углах атаки, кили были отогнуты наружу. При скольжении самолета вихрь от наплыва, проходящий рядом с килем, обращенным в сторону, противоположную направлению скольжения, вызывает у этого киля боковой скос потока, оказывающий стабилизирующее влияние на движение самолета (рис. 2.35). Вихрь, проходящий между килями, оказывает равное и противоположное влияние на оба киля и поэтому не влияет на устойчивость самолета. Кили самолета Р/А-18 разнесены друг от друга на достаточно большое расстояние, позволяющее избежать их интерференции при полете со сверхзвуковой скоростью. [c.94]

Для обеспечения боковой устойчивости модели необходимо правильно выбрать площадь киля и угол поперечного V крыла. Киль обеспечивает устойчивость пути модели, возвращая модель в исходное положение, если какая, нибудь внешняя причина (например, порыв ветра) вывела ее из этого исходного положения (рис. 54). Поперечное V крыла помогает возвращению модели в исходное положение в том случае, если порыв ветра накренил модель и она скользит вбок (рис. 55). При этом модель обтекается несимметрично под некоторым углом скольжения р. Благодаря поперечному V крыло, на которое модель скользит, имеет больший угол атаки, чем противоположное, а значит и большую подъемную силу. Разли. чие подъемных сил создает поперечный момент, который [c.82]

При прямолинейном полете поперечный крен вызывает боковое скольжение самолета (самолет скользит на крыло ). [c.9]

Обрыв цепи обратной связи демпфера рыскания может оказаться опасным на современных самолетах со стреловидными и треугольными крыльями, у которых характеристика боковой устойчивости X может достигать больших значений. В этом случае рысканиям с амплитудой по углу скольжения 2—3° могут сопутствовать колебания крена с амплитудой 30—35°. Попытки летчика предотвратить раскачку с частотой более 0,5 Гц могут привести к увеличению амплитуды вплоть до переворота самолета а спину . Прекратить возникшую раскачку в данном случае можно только отключением автомата демпфирования. [c.312]

С этим случаем при одновременном условии, что W = onst, мы встречаемся, например, при косом обтекании цилиндра, а с некоторым приближением — также при боковом скольжении крыла конечного размаха па режиме с нулевой подъемной силой. Поскольку теперь все производные по z равны нулю, система уравнений (11.55) значительно упрощается. Имея в виду, что W = Woo — onst и что [c.243]

Поскольку в подобном положении крыла полная аэродинамическая сила Н наклонена, в сочетании с силой веса С она даст равнодействующую — боковую силу Z, действующую в сторону накрененного крыла. Это приведет к скольжению крыла в сторону крена и, следовательно, обтеканию его воздушным потоком, набегающим несколько сбоку (что характеризуется углом скольжения р). На опускающейся половине крыла подъемная сила возр 1Стет, а па поднимающейся уменьшится. В итоге появится выравнивающий момент Мох, который возвратит дельтаплан к исходному полету. [c.25]

Высота поднятия Купола над плоскостью труб зависит, разумеется, от купольности паруса. Поскольку для дельтапланов класса Стандарт она обычно значительно выше, чем для аппаратов открытого класса, этот фактор будет сказываться сильнее на стандартных дельтапланах. На рис. 12 показан характер влияния высоты купола на поперечную устойчивость. Суммарная сила аэродинамического сопротивления приложена там же, где полная аэродинамическая сила. При скольжении крыла направление действия силы сопротивления меняется в соответствии с направлением набегающего потока. В результате появляется боковая составляющая силы сопротивления, отстоящая от оси Ох на расстояние к. Ясно, что создаваемый при этом момент будет стремиться вернуть дельтаплан в исходный режим полета. [c.26]

Особенность двухкрылой схемы связана с большой маневренностью аппарата в вертикальной плоскости, которая обеспечивается крыльями, создающими значительные по величине управляющие силы. Вместе с тем такая маневренность в боковой плоскости оказывается очень малой. Это особенно четко видно в случае плоскога разворота, выполняемого с использованием малой по величине боковой силы, создаваемой корпусом и вертикальным оперением при наличии угла скольжения р. Этот угол регулируется при помощи рулей направления. При этом заметим, что и без того малая боковая сила еще больше снижается за счет возникновения обратной по направлению боковой силы рулей, отклоняющихся на угол б а, противоположный по знаку угла р. [c.122]

У самолетов со стреловидными и треугольными крыльями на больших углах атаки очень велика поперечная устойчивость, пов-тому при сильном боковом ветре не хватает полного отклонения элеронов для уравновешивания поперечного стабилизирующего момента, создаваемого при скольжении. Это не позволяет осуще ствить прямолинейное скольжение под нужным углом. [c.352]

Рассмотрим тонкое крыло произвольной формы в плане, движу-1цееся со скоростью L/(, иод углом атаки а и углом скольжения р. Введем связанную систему координат O.xyz, у которой ось Ох направим вдоль корневой хорды назад. При безотрывном обтекании крыла со скольжением с его задней и боковых кромок сходят вихревые пелены, которые образуют систему свобод-11ь[х вихрей I, сходящих с задней кромки, и две системы свободных вихрей 11 и II, сходящих с боковых кромок (рис. 9.4). [c.225]

Крыло. Площадь его подбирается из условий постоянства оборотов ротора в полете и не должна превосходить 0,8 от действительной площади лопастей. В целях обеспечения надлежащей продольной устойчивости А. крыло должно иметь центровку в пределах 25—. 35% средней аэродинамич. хорды. Отгибы на концах крыльев (фиг. 1), служившие для увеличения поперечной, статич. устойчивости и противодействия боковому скольжению, на последних А. устранены, причем их действие компенсировано увеличением поперечного V крыльев до 8—10°. Стреловидность крыла назад в плане, выгодная конструктивно, м. б. полезна из соображений продольной и поперечной устойчивости. Все оота.тты1ые агрегаты А. (фюз еляж, винтомоторная группа) ничем существенно не отличаются от таковых у самолета (см. Самолетостроение). [c.61]

Большинство летчиков обращает слишком большое внимание на указатель скольжения. Следует заметить, что шариковый указатель -скольжения явлнется составной частью указателя почорота и указывает лишь очень небольшой крен или скольжение. В большинстве указателей поворота и скольжения шарик указателя скольжения откатывается в самый конец трубки при очень небольшом крене, или когда крыло наклонено при боковом скольжении (без разворота) на 5—10°. [c.84]

Возникновение скольжения самрлета кроме кренения может стать причиной ряда других нежелательных явлений. Во-первых, на малых скоростях полета (больших углах атаки) скольжение может привести к преждевременному срыву потока и энергичному сваливанию на крыло с отказавшим двигателем. Во-вторых, скольжение может вызвать помпаж воздухозаборника с последующим отказом работающего двигателя. Заметим, что несимметричное развитие помпажа воздухозаборника с боковыми входами сопровождается несимметричным изменением давления на левой и пра- [c.188]

И наконец, на путевую устойчивость модели влияют ее боковые (вертикально расположенные) поверхности. У классиче-еких моделей такой поверхностью является прежде всего вертикальное оперение, которое Б Основном и определяет нутевую устойчивость. У бесхвостых моделей боковая поверхность фюзеляжа вместе с килем и концевые шайбы расположены относительно близко к вертикальной оси модели у. Боковые силы 2аф и 2аш этих поверхностей, появляющиеся при скольжении, действуют на малом плече относительно центра тяжести (рис. 89), и стабилизирую-1ДИЙ момент ДМ ,з от них невелик. Как показывает опыт, путевая устойчивость моделей летающего крыла, которая особенно важна при их буксировке на леере во время запуска, может быть улучшена путем увеличения площади вертикальных шайб, устанавливаемых на расстоянии /з полу- [c.77]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...