Крылья Давления аэродинамически

Интерцепторы (прерыватели) представляют собой тонкие непрерывно колеблющиеся пластинки. Эти пластинки, установленные в середине или на концах крыльев или стабилизаторов, во время полета ракеты непрерывно выдвигаются вверх или вниз за плоскость крыла— стабилизатора. Если в одном из положений они задерживаются дольше, чем в другом, то создают аэродинамическую силу как горизонтальные воздушные рули, так как поток, обтекающий крыло, наталкивается на выдвинутую пластинку и создает момент, а затем срывается с поверхности крыла. Давление на эту поверхность крыла уменьшается, вследствие чего появляется подъемная сила. Если интерцепторы установлены на вертикальных крыльях и выдвигаются вправо и влево, то они действуют как рули управления по направлению. [c.107]

Распределение давления по профилю опытным путем получают чаще всего в результате продувок дренированных моделей крыльев в аэродинамических трубах. Это распределение давления графически представляют с помощью векторной и координатной диаграмм, причем в качестве величины, характеризующей давление, используется безразмерный параметр р, равный избыточному давлению р—роо, отнесенному к скоростному напору роо V /2 набегающего (невозмущенного) потока [c.155]

Для несимметричного профиля крыла (рис. 1.11) экспериментальным путем найдена зависимость между коэффициентами аэродинамической нормальной силы с,1 и аэродинамического момента тангажа /Пг относительно точки О передней кромки (эта зависимость графически показана на том же рисунке). Для заданных условий определите коэффициент центра давления Сд = Хд/Ь и безразмерную координату фокуса по углу атаки хр = Хр/Ь. [c.15]

Из анализа выражений (1.13) — (1.15) можно сделать вывод, что каждую из аэродинамических сил можно разделить на составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательным напряжением, возникающим при движении вязкой жидкости. При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части (донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления разделяют, в свою очередь, на две составляющие сопротивление от давления на боковую поверхность — головное сопротивление и сопротивление от давления на донный срез — донное сопротивление. Поэтому, например, для суммарного сопротивления и соответствующего аэродинамического коэффициента [c.26]

В аэродинамической трубе переменной плотности испытывается модель крыла с хордой = 150 мм. Скорость воздушного потока в трубе У = 25 м/с, а температура воздуха Т = 303 К. Определите, при каком давлении надо проводить испытания, чтобы обеспечить аэродинамическое подобие по числу Re. Натурное крыло имеет хорду = 1,2 м, а скорость его движения У = 90 м/с. [c.75]

Основной задачей аэродинамики крыльев конечного размаха, обтекаемых сверхзвуковым потоком, является расчет распределения давления, подъемной силы и волнового сопротивления, а также соответствующих аэродинамических коэффициентов. [c.213]

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]

Найдите распределение давления, подъемную силу, сопротивление и мо мент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для плоского тре угольного крыла в виде тонкой пластинки (рис. 8.5), обтекаемой сверхзвуковым [c.216]

Основой расчетов нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (в частности, крыла) являются общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. выраженные через производные коэффициента давления по кинематическим пара-,метрам. При формулировке вопросов и составлении соответствующих задач, связанных с исследованием нестационарной аэродинамики крыльев, предусмотрено нахождение как суммарных производных коэффициентов нормальной силы, моментов тангажа и крена крыльев, так и соответствующих производных для отдельных сечений (профилей). [c.242]

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]

По данным табл. 9.3 найдите распределение производных по а и коэффициентов избыточного давления и безразмерной циркуляции, а также вычислите соответствующие значения производных аэродинамических коэффициентов моментов сечений. Найдите действующую силу и момент для участка крыла шириной Ь = 2 м и размахом / = Ю м при оо = 50 м/с 0 = 1,226 кг/м а = 2 = 0,1 рад/с. [c.252]

Рассмотрим пример расчета аэродинамических коэффициентов по заданному распределению коэффициента перепада давлений около прямоугольного крыла. С учетом (9.223) и данных табл. 9.2 находим численным интегрированием для сечения 1 = 22/1 = 0 (корневая хорда) [c.317]

Рассмотрим задачу об обтекании несжимаемым установившимся потоком крыла произвольной формы в плане. При решении этой задачи можно не находить потенциал скоростей ф (9.421), а использовать метод, в соответствии с которым несущая поверхность заменяется системой дискретных стационарных вихрей, каждый из которых представляет собой косой подковообразный вихревой шнур. По вычисленным значениям циркуляции этих вихрей можно определить распределение давления и аэродинамические коэффициенты. [c.350]

Определение аэродинамических характеристик с учетом интерференции осуществляется для летательных аппаратов как плоской конфигурации (типа корпус — горизонтальное крыло ), так и плюс- или крестообразной формы в потоке без крена и при крене. При этом достаточно подробно изложены методы расчета распределения давления по корпусу и крылу (оперению) и суммарных аэродинамических коэффициентов. Такие расчеты даны с учетом сжимаемости потока, его скоса и торможения от впереди расположенных частей летательного аппарата. При этом принимается во внимание влияние У-образности крыла, его расположения вдоль корпуса и формы в плане, а также наличия развитого пограничного стоя. [c.593]

Тонкое тело вращения с оперением (крыльями) в виде плоских треугольных пластин расположено в сверхзвуковом потоке воздуха k = 1,4) с числом М , = = 1,5 и давлением = 9,807-10 Па под малым углом атаки а = 0,1. Найдите распределение давления на оперении, а также аэродинамические силы, приложенные к летательному аппарату. Форма и размеры аппарата показаны на рис. 11.1. [c.594]

Для комбинации корпус— крыло — оперение (см. рис. 11.4) определите аэродинамические коэффициенты подъемной силы при условии, что крылья и оперение играют одновременно роль управляющих устройств, которые поворачиваются относительно корпуса соответственно на углы б р = 0,05 и 6q = 0,1. Число Маха обтекающего потока Моо = 1,5, давление = 9,807-10 Па, угол атаки а = - 0,1. [c.598]

Рассмотрим расчет по аэродинамической теории тонкого тела. Коэффициент перепада давлений на нижней и верхней сторонах корпуса при наличии крыла [c.612]

Здесь скоростной напор вычислен при условии, что полет происходит в атмосфере воздуха при давлении р = 9,81-10 Па. Согласно аэродинамической теории тонкого тела f 19], подъемная сила комбинации корпус — крыло — руль , обусловленная отклонением подвижного органа управления с той же хордой, что и у заднего руля, [c.628]

Изменение аэродинамических характеристик летательных аппаратов или их отдельных конструктивных элементов (крылья, корпус, оперение, рули) может быть достигнуто за счет управляющего воздействия на обтекающий поток, которое вызывает требуемое перераспределение давления, параметров трения и теплопередачи. Непосредственное управление процессами обтекания составляет один из важнейших разделов современной аэродинамической теории управления. [c.7]

Широкое применение на летательных аппаратах различного назначения в большом диапазоне скоростей находят прямоугольные стабилизаторы малого удлинения (рис. 1.8.8,ж). Они обеспечивают большой стабилизирующий момент, что в известной мере объясняется благоприятной интерференцией с корпусом. К числу недостатков таких стабилизаторов относятся их большое аэродинамическое сопротивление, резко возрастающее уже при сравнительно небольших числах М <<Л, а также значительное перемещение центра давления в трансзвуковой области полета. Аэродинамические исследования выявили целесообразность использования на летательных аппаратах со сверхзвуковой скоростью неподвижных стабилизаторов, поворотного оперения (крыльев) или несущих поверхностей (играющих одновременно роль хвостового оперения), имеющих сложную форму в плане (рис. 1.8.8, зл-ж). Для такой формы характерны не одна прямая кромка, а наличие нескольких изломов по передней и задней кромкам, а также кри- [c.67]

На рис. 1.8.8,3 показана готическая форма оперения (крыла). При одинаковых с треугольным оперением углах атаки оно имеет повышенные коэффициенты подъемной силы. Обтекание такого оперения носит более благоприятный характер, так как отрыв потока начинается позднее. К недостаткам оперения можно отнести более переднее расположение центра давления (или фокуса), что вызвано повышенными аэродинамическими нагрузками на переднюю часть. Более заднее расположение фокуса характерно для серповидного оперения (рис. 1.8.8,и). Особенностью этого оперения является также относительно слабое смещение фокуса в трансзвуковой области полета. [c.68]

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]

Из полученных результатов следует, что коэффициент (Сц.д)аоп(т) мало отличается от величины /з, соответствующей изолированной треугольной консоли. Это означает, что интерференция оперения и корпуса не оказывает существенного влияния на положение центра давления. Поэтому в практических случаях, когда расчеты основаны на применении аэродинамической теории тонкого тела, влиянием интерференции на положение центра давления оперения можно пренебречь. При этом следует иметь в виду, что согласно этой теории значение (2ц.д)аоп(т)Не зависит от формы оперения в плане, в то время как величина (Сц.д)аоп(т) зависит от этой формы. В частности, расчеты по аэродинамической теории тонкого тела показывают, что центр давления прямоугольных крыльев размещается на их передней кромке. [c.149]

Влияние интерференции. Между оперением и другими элементами летательного аппарата (крылья, корпус) возникает интерференция, которую следует учитывать при исследовании аэродинамической стабилизации. Физическая природа интерференции заключается в изменении картины обтекания и характера возмущений, вызванных каждым элементом аппарата в отдельности, что приводит к перераспределению давления и изменению силового воздействия. Наиболее важное проявление эффекта интерференции связано с образованием за крылом вихревой газовой пелены, которая вызывает скос потока у оперения, уменьшает за счет этого угол атаки и, как с.дед-ствие, снижает нормальную силу оперения. [c.194]

Формула (4.1.1) определяет силу тяги в условиях воздействия на летательный аппарат неподвижной атмосферы. Однако наличие воздухозаборных и сопловых устройств, возникновение струй продуктов сгорания топлива изменяют картину обтекания летательного аппарата воздушным потоком. Это необходимо учитывать при определении аэродинамических характеристик, в частности следует принимать во внимание влияние скачка уплотнения, образующегося перед воздухозаборником, повышение давления на внешних поверхностях воздухозаборников и сопл, интерференцию между воздухозаборниками и крылом (или корпусом), а также воздействие струй на поток воздуха у поверхности летательного аппарата. При определенных условиях внешние возмущения на обтекающий воздушный поток могут распространяться внутрь сопла двигателя и изменять силу тяги (управляющее усилие). [c.301]

Поверхностными называются силы, распределенные по поверхности, размеры которой одного порядка с размерами поверхности тела. Поверхностными, например, будут аэродинамические силы, действующие в полете на крыло самолета (см. рис. 1.1), или силы давления воды, действующие на обшивку корпуса корабля. [c.20]

Жесткая упруго закрепленная пластинка находится в потоке газа (жидкости), скорость V которого направлена вдоль срединной плоскости в невозмущенном состоянии равновесия (рис. 111.23). В этом положении аэродинамические силы равны нулю (если пренебречь весьма малой силой трения потока о поверхность пластинки) и пластинка находится в равновесии под действием силы тяжести и реакции опор. При отклонениях пластинки возникают аэродинамические давления, зависящие от угла отклонения пластинки ф. Такая схема может служить сильно упрощенной моделью сечения крыла самолета ее вертикальные перемещения соответствуют изгибу крыла, а угловое перемещение — закручиванию. Соответствующие количественные закономерности устанавливаются в аэрогидродинамике мы приведем их в готовом виде. [c.184]

В рукописи К вопросу о летании посредством крыльев (1890 г.), изданной частично в 1891 г. под названием Давление жидкости на равномерно движущуюся в ней плоскость [36], Циолковский впервые в мире получил зависимость полной аэродинамической силы от - продолговатости (по современной терминологии — удлинения) крыла, подтвержденную им экспериментально. Одним из первых еще в 1897—1898 гг., а затем в 1900— [c.285]

Отсутствие метода определения циркуляции скорости вокруг крыла затрудняло использование формулы Жуковского для практических расчетов. Эту принципиально важную задачу решил ученик и последователь Жуковского С. А. Чаплыгин [40] и почти одновременно с ним В. Кутта [41]. Начиная с 1910 г. Чаплыгин проводит цикл работ по теории крыла. В статье О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910 г.) Чаплыгин сформулировал положение (постулат Чаплыгина — Жуковского ), согласно которому при безотрывном обтекании профиля крыла потоком идеальной жидкости хвостовая точка профиля (точка заострения) является точкой схода потока с верхней и нижней поверхностей крыла. Этот постулат позволил вычислить циркуляцию скорости по замкнутому контуру, охватывающему профиль крыла, и тем самым определить подъемную силу по формуле Жуковского. В этой работе Чаплыгин изложил основы плоской задачи аэродинамики и дал формулы для расчета сил давления потока на различные профили крыла. Он впервые вывел общие формулы для силы и аэродинамического момента указал на наличие значительного опрокидывающего момента, действующего на самолет, и вследствие этого опасность потери устойчивости [c.287]

Аэродинамическая нагрузка вызвана давлением воздуха на крыло при его обтекании. Величина ее определяется по следующей формуле [c.86]

В 1910 г. С. А. Чаплыгин начинает цикл работ по теории крыла. Результаты исследования аэродинамических сил, действующих на крыло самолета, Чаплыгин изложил в работе О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910), а также в докладе Результаты теоретических исследований о движении аэропланов , сделанном в ноябре 1910 г. на заседании Московского общества воздухоплавания и изданном в 1911 г. Применение теории струй позволило оценить величину сил, действующих на простейшее крыло — пластинку. Чаплыгин ссылается на соответствующие работы Релея, Жуковского и на свою работу О газовых струях , в которой он дал формулы для [c.276]

Аэродинамическая сила, действующая на крыло, обусловлена аэродинамическим давлением на элементы его поверхности. Известно, что систему сил. действующих на твердое тело (мы предполагаем, что крыло является твердым), можно заменить для любой заданной ттки приведения одной силой, действующей в этой точке, и парой сил. Кроме того, величина и направление равнодействующей в точке приведения не зависит от выбора точки приведения, тогда как момент пары сил зависит от этого выбора. [c.190]

Можно ожидать, что при обтекании вытянутого контура, например профиля Жуковского или профиля крыла современного самолёта, искажение будет получаться гораздо менее значительным, чем в случае круга. Но если грубо считать, что профили с и С тождественны, то метод Христиановича даёт замечательное средство быстро рассчитывать распределение скоростей и давлений вдоль профиля крыла с учётом сжимаемости при любых дозвуковых скоростях, если известно обтекание крыла при малых скоростях. Действительно, пусть мы получили, хотя бы путём продувки крыла в аэродинамической трубе при малых скоростях на бесконечности, распределение давления вдоль крыла С. Пусть настолько мало, что эффектом сжимаемости можно пренебречь критерием этого может служить, например, то, что величина будет почти совпадать с соответ- [c.144]

Воздушный поток, действуюпдий на крыло, создает аэродинамическую силу, которая действует на нижнюю и верхнюю кромки и поверхности крыла. При этом на верхнюю поверхность крыла приходится меньшее давление, а на нижнюю — большее, так как воздушный поток, набегая на нижнюю его поверхность, тормозится и [c.48]

При гиперзвуковом обтекании тонкого тела с затупленной носовой частью образуется отошедшая ударная волна, в передней части которой давление возрастает настолько сильно, что даже при малых размерах затупления аэродинамическое сопротивление может сугцественно увеличиться. Мимо этого факта нельзя пройти в связи с тем, что реальные тела (крылья, фюзеляжи, корпуса ракет) всегда бывают затуплены. Осухцествить полет идеально заостренного тела нельзя хотя бы потому, что при больших скоростях полета нагревание воздуха около носовой [c.124]

На рис. 3.1 показано распределение коэффициента давления р р / оо)/(рВ1/2), полученное по результатам продувок профиля крыла в малоскоростной аэродинамической трубе, в которой скорость потока в рабочей части 1/ о = = 100 м/с. По данным этого распределения постройте кривые изменения скорости [c.76]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Благодаря влиянию вихрей скорость частиц в этой зоне будет больше, чем при безотрывном обтекании, а давление меньше (рис. 1.11.3). Поэтому появляется дополнительное сопротивление от перераспределения давления, называемое сопротивлением подсасывания (или вихревым сопротивлением). Увеличение сопротивления можно объяснить тем, что на образование вихрей и отрыв потока затрачивается дополнительная часть кинетической энегии потока, обтекающего тело. Такой вид отрыва на несущей поверхности (крыло, оперение), нежелательный с аэродинамической точки зрения, обычно называют срывом потока. [c.99]

Колебания конструкции ЛА в полете вызывают изменение аэродинамического давления на колеблющейся поверхности, что в свою очередь сказывается на характере самих колебаний. Различают два вида аэродинамических сил зависящие от перемещений (так называемые силы аэродинамической жесткости) и силы, определяемые поперечными скоростями перемещений (силы аэродинамического демпфирования). Для малых перемещений принята линейная зависимость сил от местных углов атаки. Аэродинамические силы являются потенциальной причиной потери устойчивости. Величины коэффициентов аэродинамических сил зависят от формы перемещении колеблющейся поверхности, ее геометрии и скорости набегающего потока. В зависимости от режима полета применяют те или иные аэродинамические теории несжимаемого потока, дозвукового, трансзвукового, сверхзвукового и гиперзвукового. На практике используют методы расчета аэродинамических характеристик при определенных допущениях. Согласно гипотезе стационарности аэродинамические характеристики крыла, движущегося с переменной линейной и угловой скоростями, заменяются в каждый момент времени аэродинамическими характеристиками того же крыла, движущегося с постоянными линейной и угловой скоростями. Распрост-раиенной также является гипотеза плоских сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение крыла бесконечного размаха. Для крыла достаточно большого удлинения обычно принимают, что хорды, перпендикулярные оси жесткости, при колебаниях не деформируются. Толщину и кривизну крыла (оперения) предполагают малыми (по сравнению с хордой). [c.484]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...