Силы, действующие в полете

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]

Силы, действующие в полете 237 [c.492]

Силы, действующие в полете на части модели, в основном определяются ее весом. Например, если модель совершает планирование с постоянной скоростью под небольшим углом к горизонту, то на крыло действует подъемная сила, примерно равная весу модели. [c.92]

Для того чтобы элементы фюзеляжа работали правильно, все его части должны быть нагружены теми силами,, которые в полете являются реакциями по отношению к аэродинамическим силам, действующим на крылья. Это будут инерционные силы и веса различных грузов и частей конструкции самолета, действующие в полете вертикально вниз. [c.44]

Само собой разумеется, что скорость горизонтального полета зависит от силы, действующей в направлении полета, т. е. от величины горизонтальной составляющей полной аэродинамической силы несущего винта чем больше горизонтальная составляющая этой силы, тем больше скорость полета. Увеличение горизонтальной составляющей может быть достигнуто увеличением наклона вектора силы тяги несущего винта в сторону движения вертолета (рис. 113). [c.117]

Для установления перегрузки, испытываемой планером при совершении какой-либо эволюции полета, необходимо действующую в этом случае силу сравнить с силой, действующей в нормальном прямолинейном полете. [c.22]

А.5. Гравитационное поле сфероида. На спутник или ракету-носитель действует в полете ряд сил. Сила тяжести, например, действует на протяжении всего времени движения. Обозначим силу притяжения, действующую на единичную массу, находящуюся в точке у 1), % 1) [c.121]

Решение. Единственной внешней силой, действующей на акробата в полете, является его вес. [c.242]

Решение. В полете ракета представляет собой свободную материальную точку, на которую действуют две постоянные активные силы G —вес и У — сопротивление воздуха. Составим уравнения изменения количества движения материальной точки в проекциях на оси х я у з время полета [c.269]

В общем, как мы видим, силы, возникающие непосредственно при повороте рулей и элеронов, невелики и не влияют непосредственно на траекторию полета самолета. Но моменты этих сил достаточны для того, чтобы поворачивать самолет вокруг осей, в результате чего возникают силы, действующие на весь самолет в целом и вызывающие искривление его траектории. [c.575]

Рассмотренные нами вопросы касались почти исключительно движения самолета с постоянной по величине скоростью и сводились к рассмотрению условий равновесия между силами, действующими на самолет (за исключением случая поворота в горизонтальной плоскости, когда на самолет действует неуравновешенная составляющая подъемной силы). Большей частью полет самолета происходит именно в таких условиях. Однако для специальных типов самолетов (истребитель, пикирующий бомбардировщик) большое значение имеют случаи движения с большими ускорениями, например пикирование и выход из пике и т. д. В этих случаях равновесие сил уже не имеет места, а наоборот, именно отсутствие равновесия обусловливает большие ускорения самолета. [c.575]

Пусть ось X совпадает с направлением полета и является осью симметрии двигателя спроектируем па ось х силы, действующие на двигатель и на поверхность выделенного контура. Так как силы давления в жидкости нормальны к поверхности, то проекции на ось х сил, действуюш их на боковые поверхности контура, обращаются в нуль. Поэтому уравнение Эйлера (см. [c.51]

Управляющие силы создаются вращением летательного аппарата вокруг двух осей. Для этих целей аппарат имеет четыре органа управления, обеспечивающих управление движениями тангажа, рыскания и крена, а также тягой двигателя. В дальнейшем не будем касаться конструкции двигателей и способов регулирования их тяги, а рассмотрим только первые три вида органов управления, обеспечивающих регулирование управляющих сил при фиксированной тяге. Такое регулирование связано с изменением углов атаки, скольжения или крена летательного аппарата, которое вызвано соответствующими управляющими момента-м и. Эти моменты действуют относительно центра масс и по своей величине определяются управляющими усилиями, непосредственно создаваемыми такими органами. При этом управляющие моменты необходимы также для обеспечения требуемой угловой ориентации аппарата в полете, т. е. для его угловой стабилизации. Устройства, создающие такие моменты, называются органами стабилизации. [c.48]

Пусть задано, что ось 2 ротора гироскопа за время, равное одной минуте, имела бы минимальное отклонение от выбранного направления в абсолютном пространстве. При этом на гироскоп в течение 30 сек действует момент М% внешних сил (таким моментом в практике эксплуатации гироскопов обычно бывает момент трения в опорах карданова подвеса, инерционные моменты, возникающие в полете с ускорением, моменты тяжения токоподводов и др.). [c.79]

На рис. 111.3 в виде спирали (один из способов представления) изображена распределенная моментная нагрузка (погонная) и указано направление ее действия. Такой вид нагружения, например, испытывает в полете крыло самолета. После приведения аэродинамических сил в каждом сечении к центру изгиба (о центре изгиба см. V.11) крыло (рис. 111.4) окажется нагруженным распределенными поперечной и моментной нагрузками. Погонная моментная нагрузка задается погонной моментной интенсивностью т = т х) в каждом сечении бруса. Площадь графика, ограниченного линией т = т (х), называется моментной грузовой площадью. [c.86]

Тела, не имеющие связей, называют свободными, например Земля, небесные тела, самолет в полете, подводная лодка, движущаяся под водой, летящий камень и т. д. В этих примерах тела движутся определенным образом под действием данных сил, но нет ника ких ограничений движения (стена, пол, шарнирное закрепление и т.д.), не зависящих от [c.12]

Еще большее значение получает сила Кориолиса в метеорологической задаче о циркуляции воздуха, так как продолжительность полета [уравнение (4.108)] будет в этом случае намного больше, чем при движении снаряда. Ветер представляет собой движение воздушных масс, и если бы силы Кориолиса отсутствовали, то это движение совершалось бы вдоль градиента давления, т. е. от большего давления к меньшему. Следовательно, оно было бы перпендикулярно к изобарам. Однако в Северном полушарии силы Кориолиса отклоняют воздушные массы от этого направления вправо, как показано на рис. 50. При установившемся состоянии движения скорости частиц воздуха не возрастают и не убывают, и силы, действующие на [c.157]

Анализ движения изделия по вибрирующему лотку и решение связанных с этим практических задач осложняется тем, что уравнения движения изделия в полете и при скольжении имеют разную аналитическую форму кроме того, на них действуют силы сухого трения, неудерживающие связи и упругость соударения, обусловливающие нелинейность уравнений движения причем между параметрами движения существуют не только функциональные, но и стохастические связи. [c.71]

Напряжения в вырезах фюзеляжа. У герметических фюзеляжей наибольшему усталостному нагружению в полете подвергается задний угол двери герметической кабины фюзеляжа. Изменение напряжения происходит главным образом от действия перерезывающей силы в месте выреза для двери и нагрузки от внутреннего избыточного давления. [c.85]

Дополнительное сопротивление, как следует из формулы (8.20), равно сумме проекций на ось двигателя сил избыточного давления, действующих со стороны внешнего потока на поверхность тока Н—1—2—вх (см. рис. 8.1). На этой поверхности за счет увеличения давления в скачках уплотнения р>рн- Поэтому указанная сила направлена в сторону, противоположную направлению полета, т. е. она создает сопротивление движению. [c.244]

Рис. 4.19. Силы, действующие па са молет в горизонтальном установившемся полете

Уравновешивание ракеты при полете на активном участке. Для расчета необходимо знать значения поперечных управляющих сил и сил инерции от поступательного и вращательного движения. Поперечная управляющая сила обычно определяется работой автомата стабилизации. Ее значение складывается из программной силы, заданной траектории полета, и дополнительной управляющей силы при стабилизации возмущенного движения. Для прочности ракеты наиболее важно значение управляющей силы при действии на корпус ракеты Be rg.a. Программная управляющая сила обычно невелика и в ориентировочных расчетах на прочность ее можно не учитывать. Рассмотрим качественную сторону явлений, происходящих при воздействии ветра на ракету. [c.281]

Сухие отсеки слабо герметизированы, работают без наддува и нагружены силами реакции соседних отсеков корпуса ракеты и местным аэродинамическим давлением. В сечениях отсеков действуют изгибающие моменты М, нормальные силы N и перерезывающие силы Q. В расчетах отсеков на прочность необходимо учитывать температурное состояние конструкции, определяемое, в первую очередь, аэродинамическим нагревом. Сухие отсеки ракет, приспособленных к подводному старту, нагружены большим внешним давлением. Внешним давлением на активном участке полета нагружены и конические элементы переходных отсеков. [c.314]

В полете основными нагрузками, действующими на заряд твердого топлива, являются инерционные силы и давление газов. Если заряд свободно вложен в корпус, продольные инерционные силы воспринимаются специальными опорными устройствами если заряд скреплен с корпусом, инерционные силы передаются непосредственно на корпус двигателя. В свободно вложенном заряде давление газов создает почти равномерное сжатие, обычно не приводящее к неприятным последствиям. Заряд, скрепленный с корпусом двигателя, можно рассматривать как нагруженный внутренним давлением толстостенный сосуд. Давление газов вызывает в нем сложное неоднородное напряженное состояние, которое может привести к разрушению заряда. [c.377]

Следовательно, малая скорость снижения соответствует большому коэффициенту сопротивления диска. Параметр Со удобен тем, что не зависит от нагрузки на диск. При скоростях снижения, типичных для реальных вертолетов, 1,1 < Со < 1,3. Для сравнения напомним, что круглая плоская пластина площадью А имеет коэффициент сопротивления Со =1,28, а парашют с такой же лобовой площадью Л — примерно 1,40, Таким образом, при безмоторном вертикальном снижении несущий винт весьма эффективно создает силу тяги, поддерживающую вертолет. Винт действует в общем как парашют того же диаметра. Скорость вертикального снижения на авторотации велика по той причине, что соответствующий парашют для такого веса слишком мал. Однако при полете вперед скорость снижения может быть значительно меньше. Картина течения вокруг винта при авторотации сходна с картиной потока вокруг плохо обтекаемого тела того же размера, поэтому нет ничего удивительного в том, что и силы их сопротивления примерно одинаковы. [c.117]

В котором первое слагаемое правой части обозначает мощность, расходуемую на набор высоты, а второе — мощность, идущую на преодоление вредного сопротивления. (В гл. 5 будет дан более подробный вывод условия баланса сил, действующих на вертолет, и формул для аэродинамических характеристик.) При достаточно больших скоростях полета вперед можно записать [c.139]

Рассмотрим крыло самолета как балку. Балка имеет так называемую упругую ось если на эту ось действует подъемная снла, то в результате появляется простой изгиб без соиутствуюгцего ему кручения. Но еслн подъемная сила действует в передней части упругой оси, то в результате деформации появляются изгиб и кручение, последнее стремится увеличить угол атаки. Это, в свою очередь, увеличивает подъемную силу, и, следовательно, кручение. Конечно, упругость крыла сопротивляется этой деформации. Однако поскольку аэродинамическая сила увеличивается приблизительно с квадратом скорости полета, тогда как упругость независима от скорости, то теоретически должна сугцествовать критическая скорость, нри которой оба воздействия рав- [c.161]

Основные формулы для аэродинамической силы и момента используются, таким образом, двояко. В аэродинамической лаборатории определяются силы и моменты, которые действуют на модель при определенной скорости потока, затем по этим данным и заранее известным размерам модели вычхгсляются ее коэффициенты сопротивления. В конструкторском же или расчетном бюро, которое проектирует летательный аппарат, выполняют как бы обратную операцию, т. е. по коэффициентам сопротивления модели, по известным размерам натурального объекта, по заданным или - ожидаемым скоростям полета вычисляют силы и моменты, которые будут действовать в полете. Такие вычисления были продемонстрированы в примерах предыдущего параграфа. [c.569]

Необходимо заметить, что наличие боковой силы несущего винта 5, которая не может быть уравновешена тягой рулевого винта на всех режимах полета, приводит к тому, что полет одновинтового вертолета совершается либо с некоторым небольшим скольжением, либо с креном. В этих случаях за счет скольжения или крена достигается равновесие сил, действующих в поперечной ллоскости (рис. 163). [c.170]

Решение. Единственной силой, действующей на снаряд во время полета, является его сила тяжести G = = = mg. По данной силе и по начальным данным (местопо-ложетн1е орудия и начальная скорость снаряда) надо определить движение снаряда и место его падения в море. [c.122]

При снижении с постоянной скоростью, наоборот, составляющая действует в направлении тяги винта, и потребная мощность мотора уменьшается. При достаточном угле снижения составляющая Gx полностью компенсирует лобовое сопротивление, т. е. заменяет тягу винта, Если при этом скорость самолета такова, что возникающая подъемная сила компенсирует составляющую С,,, то самолет может планировать — снижаться с выключенным мотором. Как и минимальная тяга винта при горизонтальном полете, минимальный угол планирования получается при наивыгоднейшем угле атакн. [c.570]

Задача. Рассматривая движение вращающегося артиллерийского снаряда в воздухе относительно центра масс и учитывая силы действия воздуха па снаряд — опрокидывающую силу и резу.чьтирующую сил трения, объяснить стремление оси вращающегося снаряда повернуться в нанравле-ции скорости полета снаряда (рис. 120). [c.160]

Таким образом, ось z ротора быстровращающе-гося гироскопа при заданных условиях отклонится от заданного направления в пространстве на угол, в сто тысяч раз меньший, чем угол отклонения оси z ротора негироскопического твердого тела. Настоящий пример характеризует эффективную неподатливость оси Z быстровращающегося гироскопа по отношению к действующему на него моменту внешних сил. Интересно заметить, что установившаяся прецессия гироскопа, так же как и движение материальной точки под действием центральной силы, является движением, не требующим затраты энергии. Например, при установившемся движении спутника Земли (рис. 11.10) по круговой орбите скорость V движения спутника перпендикулярна силе G притяжения спутника к Земле и работа, совершаемая силой G при полете спутника, = = GV os (GV) = о, так как os (GV) = 0. [c.82]

Спектр силовых воздействий на элементы авпаконструкций в течение полетных циклов включает нагрузки различной частоты и амплитуды, что определяет одновременное протекание процессов мало- и многоцикловой усталости. При анализе полетного комплекса нагрузок (в который входят действующие при движении самолета по земле) обычно выделяют цикл земля—воздух— земля (ЗВЗ), представляющий огибающую всей совокупности (рис. 5.1) полетных нагрузок. Для разных элементов конструкций и полетных условий создаваемое этими циклами циклическое повреждение составляет обычно 30— 70% полного повреждения, а нередко и 80—90%. Значительную, а часто определяющую долю циклического повреждения создает малоцикловое нагружение, реализуемое при изменении в полете подъемной силы крыла и давления в герметических салоне и кабине при выполнении маневров самолета. Частотный анализ условий эксплуатации показывает. [c.103]

Рассмотрим характер распределения давлений и определим значение и направление действующих сил на отдельных участках гондолы. На головном участке гондолы вх—М давление превышает атмосферное вследствие торможения воздушного потока в системе скачков уплотнения, создаваемой воздухозаборником. Скорость потока здесь может либо оставаться сверхзвуковой, если у передней кромки образуется присоединенный косой скачок уплотнения, либо может стать меньшей скорости звука, если перед входом в двигатель образуется головная волна (как на рис. 8.1). Вдоль поверхности головного участка гондолы в таком случае происходит разгон потока (до М>1) и снижение давления, но оно остается по всей ее длине больше атмосферного. Это создает на головном участке гондолы равнодействующую силу давлений Хгол, действующую в сторону, противоположную направлению полета. [c.243]

Силы, действующие на самолет в полете, делятся на поверхностные (контактные) и массовые. Поверхностные силы возникают в результате взаимодействия воздуха, газовой среды с поверхностями самолета и двигателя. К поверхностным силам относятся тяга двигателя Р и аэродинамические силы подъемная сила Y, лобовое сопротивление Q и боковая сила Z. К массовым силам отно- [c.154]

Физической причиной, вызывающей усталость конструкции самолета, являются переменные нахрузки, действующие в процессе эксплуатации [2]. Источники возникновения этих нахрузок различны, как различна и их физическая природа, в связи с чем характер переменных нахрузок тоже различен как по своей структуре, так и по величине и частотному составу. Вместе с тем можно выделить нагрузки, определяющие долговечность основной силовой конструкции, например, крыла и фюзеляжа, весовое совершенство и прочность которых в первую очередь, характеризуют качество конструкции самолета в целом. Если речь идет о нагруженности и оценке долговечности продольных элементов крыла (лонжеронов, стрингеров, обшивки), то существенными являются лишь переменные нагрузки, характеризующиеся довольно низкой частотой, не превышающей в крайнем случае десятков Герц. К низкочастотным нагрузкам на крыло следует в первую очередь отнести переменную нахрузку, цикл изменения которой соответхлъует одному полету. Эта нахрузка вызвана переходом самолета из стояночного положения, когда на самолет действуют лишь силы веса, в полетное положение, ковда на самолете возникают аэродинамические нагрузки и обратно. [c.411]

Балки расположены симметрично и равномерно нагружены приборным контейнером весом 60 фунтов. Система задемпфирована так, что она не колеблется, но во время разнообразных маневров на приборный контейнер воздействуют вертикальные ускорения от —g до +9 g. Другими словами, полная растягивающая сила, действующая на три троса, изменяется во время полета в пределах от О до 600 фунтов. Спектр полетных нагрузок в течение одного типового полета характеризуется следующими величинами от О до 600 фунтов в течение 100 циклов от 60 до 400 фунтов в течение 10 ООО циклов от 200 до 300 фунтов в течение 50 ООО циклов от О до 200 фунтов в течение 100 ООО циклов. Размеры консольной балки показаны на рис. Q12.6(6), а характеристики материала — на кривой усталости, изображенной на рис. Q12.6( ). [c.429]

На ракету действуют поверхностные и объемные нагрузки. К п о-верхностным нагрузкам относятся аэродинамическое давление, давление газов в камере сгорания и сопле двигателя, реакции различных опорных устройств и т. д. Объе м и ы е н а г р у з-к и являются следствием действия поля тяготения и инерции. В каждый момент времени система всех сил, приложенных к ракете, находится в равновесии. Это означает, что вектор равнодействующей объемных сил равен по значению и противоположен по знаку вектору paBjioдействующей всех поверхностных сил. Это следствие принципа Даламбера позволяет просто решать задачи, связанные с особенностями нагружения конструкций ракет. Силу тяги можно рассматривать как поверхностную силу, направленную по оси двигателя. При полете вне атмосферы эта сила является единственной поверхностной силой, приложенной к ракете. Следовательно, в этом случае равнодействующая объемных сил должна быть равна по значению и противоположна по знаку силе тяги. Из этого следует, что ракету в полете можно рассматривать как тело, находящееся в некотором поле тяготения, направление и интенсивность которого определяются силой тяги двигателей. Перегрузка этого поля = F/(mg), где F — сила тяги т — масса ракеты — ускорение свободного падения. То же будет и при полете в атмосфере при отсутствии поперечных сил. Только в этом случае [c.276]

Цилиндрические участки корпуса pakefbi при sepj звуковых скоростях полета имеют по сравнению с коническими участками относительно меньший коэффициент Су,. В приближенных расчетах можно принять ,j, 1,5а Я, где А, = ifd — удлинение цилиндра (отношение длины цилиндра к его диаметру). Соответственно поперечная сила, действующая на цилиндрическую часть корпуса, [c.280]

У винтокрылого аппарата, называемого автожиром, авторотация является нормальным режимом работы несущего винта. На вертолете мощность передается непосредственно несущему винту, который создает как подъемную, так и пропульсивную силы. На автожире же мощность (крутящий момент) на несущий винт не поступает. Мощность и пропульсивную силу, требуемые для горизонтального полета, обеспечивает пропеллер или другой движитель. Следовательно, автожир по принципу действия похож на самолет, так как несущий винт играет роль крыла, создавая только подъемную силу, но не пропульсивную. Иногда для создания управляющих сил и моментов на автожире, как и на самолете, используют фиксированные аэродинамические поверхности, но лучше, если управление обеспечивает несущий винт. Несущий винт действует в значительной степени как крыло и характеризуется весьма большой величиной отношения подъемной силы к сопротивлению. Правда, аэродинамические характеристики несущего винта не столь хороши, как у крыла, зато он способен обеспечить подъемную силу и управление при гораздо меньших скоростях. Следовательно, автожир может летать со значительно меньшими скоростями, чем самолет. Однако без передачи мощности на несущий винт автожир не способен к насто.хщему висению или вертикальному полету. Так как аэродинамические характеристики автожира ненамного лучше характеристик самолета с малой удельной нагрузкой крыла, использование несущего винта на летательном аппарате обычно оправдано только тогда, когда необходимы вертикальные взлет и посадка аппарата. [c.25]

ТОГО, при полете вперед периодически изменяются с периодом 2n/Q. Это создает серьезную проблему для конструкторов необходимо каким-то способом уменьшить изгибающие моменты в комлевых частях и снизить напряжения в лопастях до допустимого уровня. Если лопасти жесткие, как у пропеллера, то все аэродинамические нагрузки воспринимает конструкция. У гибких же лопастей под действием аэродинамических сил возникают значительные изгибные колебания, в результате которых аэродинамические силы могут изменяться так, что нагрузка лопастей существенно снизится. Таким образом, при полете вперед азимутальное изменение подъемной силы лопасти вызывает ее периодическое движение с периодом 2n/Q в плоскости, нормальной к плоскости диска (плоскости взмаха). Это движение называют маховым. С учетом инерционных и аэродинамических сил, обусловленных маховым движением, результирующие нагрузки лопасти в комлевой части и момент крена, передающийся на фюзеляж, существенно уменьшаются. Обычно для снижения нагрузок втулки несущих винтов снабжают горизонтальными шарнирами (ГШ). При маховом движении лопасть поворачивается вокруг оси ГШ как твердое тело (см. рис. 1.4). Так как на оси ГШ момент равен нулю, на фюзеляж он вообще не может передаться (если относ оси ГШ от оси вращения равен нулю), а изгибающие моменты в комлевой части лопасти должны быть малы. Несущий винт, у которого имеются горизонтальные шарниры, называют шарнирным винтом. В последнее время на вертолетах с успехом применяют несущие винты, не имеющие ГШ и называемые беешарнирными. При использовании высококачественных современных материалов комлевую часть лопасти можно сделать прочной и в то же время достаточно гибкой, чтобы обеспечить маховое движение, которое снимает большую часть нагрузок в комле лопасти. Вследствие значительных центробежных сил, действующих на лопасти, маховые движения у шарнирных и бесшарнирных винтов весьма сходны. Естественно, нагрузка комлевой части лопасти у бесшарнирных винтов выше, чем у шарнирных, а увеличение момента, передаваемого на втулку, оказывает значительное влияние на характеристики управляемости вертолета. В целом маховое движение лопастей уменьшает асимметрию в распределении подъемной силы по диску винта при полете вперед. Поэтому учет махового движения имеет принципиальное значение в исследовании аэродинамических характеристик несущего винта при полете вперед. [c.155]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...