Аэродинамические схемы самолетов

Еще через три года Н. Н. Поликарпов, использовав аэродинамическую схему самолета И-3 и двигатель М-22, разработал конструкцию нового самолета И-5 с уменьшенными весом и размерами, первого отечественного истребителя, выполненного на уровне лучших образцов тогдашней мировой авиационной техники и серийно изготовлявшегося затем в течение нескольких лет (всего было построено около 800 таких самолетов). С этого времени идея создания боевых самолетов-истребителей с наиболее легкими по удельному весу двигателями и с минимально возможными геометрическими размерами и весом конструкции стала господствующей в отечественной авиационной технике 30-х и 40-х годов. [c.338]

Аэродинамические схемы самолетов 342, 343, 373, 376, 385, 403 Аэронавигационное оборудование наземное 321, 398, 403 [c.460]

В основу классификации аэродинамических схем самолетов положено взаимное расположение несущих, стабилизирующих и управляющих аэродинамических поверхностей. [c.8]

Осенью 1934 г. коллектив, руководимый А. Н. Туполевым, получил задание на постройку дальнего бомбардировщика ДБ-2 (АНТ-37). За основу проекта самолета была взята аэродинамическая схема самолета АНТ-25 с крылом большого удлинения и с относительно небольшой удельной нагрузкой на площадь. [c.339]

Часть II. ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЁТА Глава 2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ САМОЛЕТОВ [c.41]

Моноплан Бертрана. Этот построенный в 1910 г. французский туннельный самолет обладал рядом уникальных особенностей. Один двигатель мощностью 30 л.с. (22 кВт) приводил в движение два воздущных винта, каждый из которых устанавливался в противоположных концах туннеля (рис. 14.1). По аэродинамической схеме самолет представлял собой утку , оснащенную дополнительным хвостовым оперением. Элероны устанавливались не на крыле (размах 19,05 м), а на законцовках ПГО. [c.258]

Аэродинамическая схема самолета Т-4 представляет собой бесхвостку с передним горизонтальным оперением. [c.83]

В ходе работ по выбору оптимальной аэродинамической схемы самолета было изготовлено 14 моделей Ту-135 , на которых в ЦАГИ были проверены шесть вариантов схем крыла, более десяти вариантов расположения двигателей. На пяти вариантах определялся оптимальный профиль крыла На шести вариантах — взлетно-посадочные характеристики и общие характеристики на дозвуковых скоростях. На моделях выбирались органы управления, характеристики устойчивости и управляемости. Отрабатывалась форма и расположение мотогондол, воздухозаборники, сопла, форма каналов подвода воздуха к двигателям, исследовалось взаимное влияние двигательных гондол, крыла и фюзеляжа [c.136]

По величине аэродинамического качества к капсулам с гибким крылом приближаются крылатые космические аппараты. На рис. 1.15.4 показаны два вида таких аппаратов, один из которых относится к классу орбитальных самолетов, а другой — к классу самолетов-носителей. Самолет-носитель можно рассматривать в качестве первой ступени космической системы, предназначенной для вывода на орбиту орбитального самолета (второй ступени). Оба этих самолета предназначены для многократного использования, т. е. должны обладать способностью планирующего спуска в плотных слоях атмосферы и плавной посадки. Поэтому их аэродинамические схемы, органы управления и стабилизации должны обеспечивать высокие маневренные качества и устойчивость. [c.127]

Настильные траектории (рис. 1.15.6, траектория 4). К летательным аппаратам, обладающим такой траекторией, относятся, в частности, обычные самолеты, скорости полета которых могут быть как до-, так и сверхзвуковыми. Их аэродинамическая схема включает в качестве необходимого элемента крыло. Так как полет происходит в плотных слоях атмосферы, то используют комбинированные или аэродинамические органы управления. В схеме должны быть предусмотрены средства, обеспечивающие стабилизацию и управление в условиях, когда старт осуществляется при помощи специальных ускорительных двигателей. Особенно важным является сохранение устойчивости летательных аппаратов в полете при их заправке со специальных самолетов-заправщиков. [c.130]

Рост скоростей полета самолетов-истребителей, несколько замедлившийся после достижения скорости звука, с 1953 — 1955 гг. снова резко ускорился. Это ускорение основывалось на фундаментальных достижениях в конструировании турбореактивных двигателей, разработке новых аэродинамических схем, автоматизированных систем управления и применении новых видов электроавтоматики, радиоэлектронного оборудования и вооружения. [c.385]

Самолеты нормальной (классической) аэродинамической схемы и схемы утка имеют горизонтальное и вертикальное оперение. [c.243]

Самолет Атлантик -2 является дальнейшим развитием базового патрульного самолета Вг.1150 Атлантик . При этом аэродинамическая схема и силовая установка не претерпели существенных изменений. Основное отличие заключается в [c.143]

Очень большой по тому времени объем экспериментальных исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ предшествовал и выбору схемы самолета АНТ-40, взаимному размещению его агрегатов фюзеляжа, крыла, гондол двигателей, оперения. Учитывая опыт летных испытаний МИ-3, особенно большое внимание в этих исследованиях уделялось наивыгоднейшему сочетанию крыла с фюзеляжем и гондолами двигателей, нахождению оптимального взаимного расположения крыла и оперения. [c.228]

Не удалось успешно завершить программу создания и другого по тем временам сверхтяжелого бомбардировщика К-7, создававшегося с 1930 г. на Харьковском авиационном заводе опытного самолетостроения под руководством К. А. Калинина (рис. 7). В отличие от <классических бомбардировщиков ТБ-3 и ТБ-4 самолет К-7 имел весьма оригинальную и необычную аэродинамическую схему. Он представлял собой двухбалочный самолет с эллиптическим в плане крылом, обладавшим минимальным индуктивным сопротивлением. Машина не имела обычного [c.318]

Военные теоретики 20-х и начала 30-х годов считали основой ВВС бомбардировочную авиацию, поэтому главные усилия конструкторов, ученых и технологов были сосредоточены на развитии тяжелых самолетов, внедрении металлов в самолетостроение, повышении грузоподъемности [1—3]. Наибольший прогресс в аэродинамике и компоновке был достигнут при проектировании бомбардировщиков. Теперь это были свободнонесущие монопланы, не имеющие почти ничего общего (кроме нормальной аэродинамической схемы) со своими предшественниками — бипланами [c.370]

Необходимость сокращения длины герметичных трубопроводов в вытеснительной системе подачи топлива на ракетоплане РП-1 и проводки от насоса до двигателя на РП-2 определила выбор общей аэродинамической схемы этих самолетов. Наиболее полно предъявляемым требованиям отвечала схема бесхвостого самолета летающее крыло , в соответствии с ней был выполнен планер БИЧ-11, на котором предполагалось установить ЖРД. Схема летающее крыло позволяла всю силовую установку разместить очень компактно вблизи центра тяжести самолета при минимальной длине всех находящихся под давлением трубопроводов (см. рис. 1). [c.396]

В итоге работ исследовательских институтов и ОКБ были улучшены аэродинамика самолетов и конструкции авиационных двигателей, максимальная скорость полета к 1925 г. достигла 150—180 км1час (в 1909 г. — 80 км/час). К 1928 г. по мере развития авиационного двигателестроения величина скорости возросла до 250—280 км/час. Но все перечисленные успехи еш е не были связаны ни с существенным изменением аэродинамических схем самолетов, ни с существенным изменением конструкции двигательных установок. Основные же особенности нового периода, рассматриваемого в этой главе,— периода, в течение которого скорость полета увеличилась до 400—450 км/час (1934—1935 гг.), а затем (в 40-х годах) до 600—700 км/час,— составили именно кардинальные отличия в выборе аэродинамических схем, в конструировании двигателей и выборе конструкционных материалов. [c.342]

Трудности решения сложнейших проблем освоения сверхзвуковых скоростей (изменения аэродинамической схемы самолетов, разработки конструкций мощных турбореактивных двигателей с осевыми компрессорами, конструирования новых автоматизированных систем управления и пр.), потребовавшие значительной затраты времени и сил больших коллективов иссле-дователей-аэродинамиков, конструкторов и технологов авиационного двигателе-и агрегатостроения, не могли не сказаться на темпах возрастания скоростей полета, несколько замедлившихся в мировой и отечественной авиации в начале 50-х годов (рис. 108). Но успехи, достигнутые в практическом решении этих проблем, определили начиная с 1953—1955 гг. новый подъем авиационной техники, равного которому еще никогда до того не отмечала ее история. [c.376]

По аэродинамической схеме самолет представляет собой моноплан с высокорасположенным прямым крылом и Т-образным хвостовым оперением. Полумонококовой конструкции фюзеляж имеет глиссирующую донную часть, форма которой, а также наличие желобкообразных демпфирующих устройств и брызгогасителей позволяют самолету взлетать и садиться на водную поверхность при волнении до 4 баллов. [c.147]

В.ф. Болховитинова разработал проект самолета ДБ-А (дальний бомбардировщик — академия). Аэродинамическая схема самолета, геометрические размеры и относительно малая удельная нагрузка на крыло (до 105кг/м ) были такими же, как у ТБ-3. Повышение скоростных характеристик самолета достигалось в основном путем улучшения качества внешней поверхности, облагораживания форм самолета,, применения полуубираю-щихся основных опор шасси, (рис. 8). [c.323]

Главной особенностью аэродинамической схемы самолета АНТ-25 являлось применение на нем крыла с необычно большими значениями относительного удлинения и сужения, равных соответственно 13,1 и 5,3. Такое большое относительное удлинение обеспечивало снижение индуктивного сопротивления крыла, связанного с величиной подъемной силы, и поэтому особенно значительного для самолета АНТ-25, полет которого длительное время выполнялся с большой полетной массой и при относительно небольшой крейсерской скорости, то есть на больших углах атаки. Выигрыш от снижения индуктивного сопротивления в этом случае намно- [c.332]

Чем меньше размах крыла, тем ниже его способность парировать тенденцию самолета совершать вращательное движение в направлении, противоположном направлению вращения воздушного винта силовой установки. Примером этого может служить самолет ХР -1 фирмы Кон-вэр -винтовой самолет с мощностью турбовинтового двигателя, достаточной для обеспечения вертикального взлета. Самолет, имеющий столь высокую тяговоору-женность и одиночный воздушный винт, при работе силовой установки на максимальных оборотах практически должен вращаться вокруг продольной оси. Для того чтобы избежать этого, проектировпщки использовали соосные винты противоположного вращения. Этот пример показывает компромиссный характер процесса выбора конструктивно-компоновочной и аэродинамической схемы самолета, особенно в тех случаях, когда конструкторы пытаются наиболее полно использовать некоторое преимущество той или иной схемы. [c.80]

Итак, способ создания подъемной. силы — жесткое крыло, способ создания тягн — воздушный винт. Начнем с анализа аэродинамической схемы самолета, так как именно самолет с жестким или полумягким дельтаплаиерным крылом является наиболее распространенным типом любительского летательного аппарата. [c.117]

В ходе проектирования самолета Ту-130 и поиска его оптимальной аэродинамической компоновки исследовались различные аэродинамические схемы самолета симметричная и несимметричная , бесхвостка , утка и так далее. Была построена целая серия моделей, которые прошли продувки в аэродинамических трубах ЦАГП, в том числе и на больших сверхзвуковых скоростях. В ЛПП были проведены натурные летные испытания со сбросом летающих моделей самолета 130 , снабженных твердотопливными ускорителями, с летающей лаборатории Ту-16ЛЛ . Модели были оборудованы датчиками и аппаратурой, позволявшими получать информацию о поведении аппарата и его аэродинамических характеристиках на различных режимах полета. Эти эксперименты дали информацию о поведении аппарата на скоростях, близких к 2 Махам. Также были проведены отстрелы моделей с помощью артиллерийских орудий и газодинамических пушек. Эти испытания позволили выйти на скорости, соответствующие 6 Махам. [c.234]

Согласно окончательному проекту самолет Ту-130 представлял собой сравнительно небольшой летательный аппарат длина — 8,8 метра, размах крыла — 2,8 метра и высота — 2,2 метра. Для Ту-130 была выбрана аэродинамическая схема самолета- бесхвостки . Он имел клинообразный фюзеляж полуэллиптического поперечного сечения с тупой носовой частью. Пизкорасположенное треугольное крыло небольшой площади с углом стреловидности по передней кромке 75° имело по всему размаху элевоны. Вертикальное оперение самолета состояло из двух килей верхнего и нижнего, расположенных в задней части фюзеляжа. Па обеих половинах киля имелись тормозные щитки, открывавшиеся по схеме ножниц , с приводом от автономной электрогидрав-лической системы. Профили крыла и органов управления выполнялись клинообразными. [c.235]

Летные испытания первых реактивных истребителей, при которых скорость полета достигала 910—950 клг/час, подтвердили результаты ранее выпол ненных теоретических и эксперимента.льных работ. Они показали, что отработанная и широко использовавшаяся аэродинамическая схема свободноне-сущего моноплана с трапециевидным крылом утолщенного профиля допускает увеличение скорости лишь в пределах до 0,8 от скорости звука на соответствующих высотах, что превышение этого предела приводит к тяжелым нарушениям устойчивости и управляемости самолета, что увеличение скорости сопряжено со значительным возрастанием воздушных нагрузок, испытываемых летящим самолетом. Следовательно, для практического освоения околозвуковых и звуковых скоростей обязательны переход к новым аэродинамическим схемам, отказ от применения дерева как конструкционного материала и разработка новых принципов проектирования цельнометаллических самолетов с крыльями и оперением высокой прочности и жесткости. [c.373]

ДЛЯ проведения предварительных испытаний и снятия летных характеристик на скорости до 500 км/ч в 1950 году на заводе при ОКБ построили деревянный планер 466 , по-вторяюгций по схеме самолет 486 . Начались его продувки в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Однако к этому времени стало очевидно, что применение ЖРД на боевых самолетах нецелесообразно, так как продолжительность полета слишком мала. Поэтому в июне 1951 году финансирование темы было прекрагцено. [c.319]

Немного уменьшенный и аэродинамически более изящный Р207.03 демонстрирует параллельность со схемой самолета BV Р193 для атаки с малых высот, у которого киль также был расположен под хвостовой частью фюзеляжа, чтобы защитить винт от касания земли. [c.32]

Фридрихсгафенское предприятие, пожалуй, самое консервативное среди немецких производителей самолетов, сделало ставку в своих появившихся в последние военные годы проектах на очень скоростной и по своей аэродинамической схеме убедительный поршневой истребитель Оо 335. [c.131]

Как и бомбардировщик Ту-95, самолет Ту-142 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным стреловидным крылом большого удлинения (угол стреловидности по 1/4 хорд составляет 35°). На верхней поверхности каждой консоли крыла установлены три аэродинамических гребня, крыло, как и стреловидное оперение, оборудовано антиобледенительной системой. Фюзеляж типа полумонокок имеет круглое поперечное сечение, по длине он разделен на две герметичные кабины, отсек радиоэлектронного оборудования и вооружения. В передней гермокабине располагается основная часть экипажа, здесь оборудованы [c.121]

Главная цель конструктивно-силовой компоновки самолета заключается в разработке его конструктивно-силовой схемы, согласованной с аэродинамической и объемно-весовой компоновками. Так как детальная проработка конструкции самолета не является задачей предварительного проектирования, то результатом конструктивно-силовой компоновки можно считать чертеж директивной силовой схемы самолета, на котором изображены концепции силовых схем агрегатов и их взаимная увязка. Под концепцией силовой схемы агрегата здесь понимается принципиальная схема расположения только основных силовых элементов его продольного и поперечного набора (оси лонжеронов, стенок, балок и бимсов, а также оси силовых нервюр и силовых шпангоутов). Эти концепции силовых схем агрегатов в дальнейшем могут стать основой для оптимизационных и параметрических исследований, направленных на поиск рациональной кон-струтстивно-силовой схемы самолета в целом. [c.118]

Некоторые конструкторы стремились использовать силовую схему крыла в качестве резервуаров для топлива с целью уменьшения веса топливной системы. Одним из таких примеров является установка бака в виде работающего носка крыла (рис. 18). Сложным в данной конструкции является выполнение высоких требований к состоянию поверхности бака и формы его, чтобы не нарущить аэродинамику крыла. Крепление бака к лонжерону крыла в данном случае осуществлялось при помощи самоконтрящихся шурупов. Но использование дуралюминовых баков в качестве части силовой схемы самолета приводит к нарушению плотности соединений, так как при воздействии перменной аэродинамической и вибрационной нагрузок в баках появляются трещины. [c.32]

Новым тяжелым самолетом заинтересовались и ВВС, которые также начали переговоры с ЦАГИ об использовании проектируемого самолета в частях ВВС в качестве бомбовоза, поднимающего 1065—2000 кг сбрасываемого груза. Самолет должен был обеспечивать полет на трех двигателях при полной нагрузке. Согласование столь противоречивых требований к одному самолету заняло довольно длительное время. Приходилось преодолевать и большие трудности, связанные с определением типа и мощности двигателей для АНТ-6. Советское двигателестроение в то время еще не могло предложить самолетостроителям двигатель требуемой мощности и им приходилось ориентироваться на двигатели, закупаемые за границей, которые из-за сложной внешнеполитической обстановки того времени не всегда удавалось приобрести. Тем не менее в начале 1927 г. был разработан первый компоновочный чертеж самолета АНТ-6, а летом закончены аэродинамические продувки полной модели самолета, определены характеристики продольной устойчивости при передней, средней и задней центровке. Продолжавшееся все это время согласование требований ОСТЕХБЮРО и Управления ВВС к самолету постепенно завершилось принятием в качестве основных уточненных и значительно более расширенных по сравнению с первоначальными требований ВВС. Самолет АНТ-б стал рассматриваться прежде всего как дневной и ночной тяжелый бомбардировщик с соответствующими его назначению вооружением и оборудованием. В конце 1929 г. облик самолета АНТ-6 — его аэродинамическая схема, геометрические размеры, масса и летно-технические данные был окончательно определен, и в феврале 1930 г. военным специалистам был предъявлен полноразмерный деревянный макет самолета. Макетная комиссия в целом одобрила макет, но высказала пожелание об усилении его оборонительного вооружения путем установки подкрыльевых выдвижных пулеметных башен. [c.304]

По своей аэродинамической схеме, компоновочным решениям и конструкции ТБ-4 являлся дальнейшим развитием идей, заложенных в самолете ТБ-3, имел с ним много общего и отличался от него значительно большими геометрическими размерами и соответственно увеличенной мощностью силовой установки, хотя удельные нагрузки на площадь крыла и мощность двигателей у них были практически одинаковы1< и удельная нагрузка на площадь — 63,3 кгс/м у самолета ТБ-3 и 78,3 кгс/м у самолета ТБ-4, а удельная нагрузка на мощность — 8.6 и 7.4 кгс/л. с. соответственно. [c.315]

После гибели самолета <Максим Горький было принято решение о постройке эскадры из 16 самолетов АНТ-20. Для их производства выделили специальный оснащенный высокопроизводительным оборудованием серийный завод. Однако был построен только один шестимоторный самолет ПС-124 (АНТ-20 бис), с 1939 г. по 1942 г. эксплуатировавшийся на воздушных линиях страны. Не был построен 12-моторный самолет ТБ-6 (АНТ-26), проектирование которого было начато еще в 1929 г., который должен был поднимать бомбовый груз массой 24,6 т, а при использовании в транспортно-десантном варианте перевозить пехотную роту с полным вооружением и снаряжением или несколько тяжелых орудий, или танки. По проектным данным самолет имел площадь крыла, равную 754 м , и полетную массу около 70 т, а его силовая установка состояла нз двенадцати двигателей М-34ФРН, восемь из которых размещались в носке крыла, а четыре устанавливались попарно в двух тандемных установках над крылом, размах которого достигал 95 м. Расчетная максимальная скорость самолета ТБ-6 не превышала 300 км/ч. Экспериментальные исследования схемы самолета проводились в аэродинамических трубах ЦАГИ, а в 1935 г. построили двухместный планер-макет, испытанный в полете летчиком Б. Н. Кудриным. Но начатая было постройка опытного образца ТБ-6 в 1935 г. была прекращена, так как усиление наземных и авиационных средств противовоздушной обороны сделало нецелесообразным создание военных самолетов, столь больших размеров и массы, и главное внимание военных специалистов сосредоточилось на совершенствовании тяжелого бомбардировщика, по своим размерам и массе близкого к самолету ТБ-3, в направлении увеличения его скорости, дальности и высотности. [c.323]

Бронеотсек и винтомоторная группа ПБШ-1 и ПБШ-2 были идентичны, но вместо монопланной схемы крыла ПБШ-1 конструкторы применили бипланную с почти той же общей площадью несущих поверхностей. Некоторая необычность схемы самолета, если не сказать экзотичность, состояла в том, что, во-первых, площадь верхнего крыла была почти в два раза меньше площади нижнего и, во-вторых, верхнее крыло, имевшее небольшую обратную стреловидность, было сдвинуто назад по отношению к нижнему крылу. Предварительно подобные коробки крыльев исследовались в аэродинамической трубе и показали неплохие результаты. [c.46]

В ноябре 1942 г. Государственный Комитет Обороны принял постановление о создании реактивного истребителя-перехватчика 302 4 на рис. 2) с продолжительностью полета 20 мин. Проект этого самолета с комбинированной силовой установкой из ЖРД и ПВРД был выполнен в РНИИ еще до войны. По своей аэродинамической схеме и конструкции истребитель 302 имел много общего с самолетом БИ , но был крупнее и почти в два раза тяжелее его. Вооружение самолета 302 было очень мощным и состояло из четырех пушек с боезапасом по 100 снарядов. Трудности создания ПВРД привели к отказу от идеи применения комбинированной силовой установки, и самолет 302 стал рассматриваться как чисто ракетный истребитель-перехватчик с взлетной массой 3358 кг, способный достичь высоты 5000 м за 2,1 мин при взлетной тяге двигателя 14СЮ кгс. Запас топлива и окислителя на самолете 302 , равный 1635— 1735 кгс, обеспечивал непрерывную работу дви- [c.409]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...