Момент крыла

Подъемная сила, волновое сопротивление и момент крыла относите.ч.ьно передней кромки соответственно следующие [c.239]

Основными конструктивно-эксплуатационными мероприятиями, облегчающими вывод самолета из штопора и уменьшающими запаздывание остановки вращения являются а) передняя центровка самолета, увеличивающая пикирующий момент крыла [c.364]

Крутящий момент крыла уравновешивается сосредоточенными в стыковых шарнирах силами, составляющими пару, поэтому нервюра по разъему должна быть усиленной. [c.338]

Влияние положения элеронов на режим штопора. Отклоненные по штопору элероны, изменяя аэродинамические силы и моменты крыла, суш,ественно влияют на характеристики штопора и на выход из него. Обычно в этом случае штопор менее устойчив, колебания самолета, особенно про- [c.195]

ОТд.р S/ —. момент крыла (поперечный) [c.219]

ДЕМПФИРОВАНИЕ — торможение возмущенных движений самолета дополнительными демпфирующими моментами крыла, фюзеляжа и оперения, возникающими только при вращении самолета вокруг соответствующих виду движения осей. Чем больше демпфирующий момент при колебаниях самолета, тем быстрее затухают колебания. [c.222]

Реверс элеронов наступает тогда, когда изменение кренящего момента крыла, непосредственно обусловленного отклонением элеронов, полностью погашается обратно направленным кренящим моментом от закручивания крыла, вызванного отклонением элерона, т. е. Мф > Мд (где и Мэ — соответственно момент крена от закручивания крыла и момент крена от отклоненного элерона). [c.40]

Согласно формуле (19.40) коэффициент момента крыла Кщ равен коэффициенту момента профиля С т при любом удлинении. В случае прямых прямоугольных крыльев фокус Ра крыла совпадает с фокусом среднего сечения / о п, таким образом, коэффициент момента Сщ имеет одно и то же выражение Сщ С т + 0,25 С независимо от удлинения. Этот результат превосходно подтверждается экспериментом (фиг. 20.8). [c.232]

Во время взлета самолета с трамплина на него воздействуют значительные нагрузки. Поскольку такие самолеты, как Т-2С и Р-14А, были разработаны для использования их с авианосцев, то они по своим прочностным характеристикам оказались пригодными для взлета с трамплина. Фактически основным назначением испытаний трамплина было определение нагрузок на конструкцию испытываемых самолетов. Наиболее принципиальным вопросом считался вопрос распределения нагрузки на шасси самолета. Для снижения изгибающих моментов крыла на самолет Т-2С не были подвешены концевые топливные баки, а на самолете Р-14А отсутствовали крыльевые внутренние баки. При первых испытательных взлетах с трамплина на скоростях, близких к скорости при обычном взлете, стоял вопрос о том, какую максимальную нагрузку на самолет определить в начальной фазе испытаний. Сначала для самолетов были определены небольшие взлетные массы. Первым начал проходить испытания самолет Т-2С, нагрузки на шасси которого в зависимости от скорости схода с трамплина приведены на рис. 3.31. [c.223]

Коэффициент продольного момента крыла должен быть небольшим, чтобы уменьшать балансировочное сопротивление и крутящий момент при максимальном скоростном напоре. [c.76]

Продольный момент крыла определяется относительно предполагаемого Центра тяжести летательного аппарата,для которого оно проектируется по формуле [c.146]

Таким образом мы видим, что расположение центра тяжести модели относительно крыла сильно влияет на момент крыла и определяет продольную устойчивость модели. Продольная устойчивость модели зависит и от расположения центра тяжести по высоте чем ниже он расположен относительно хорды крыла, тем более устойчива модель. [c.54]

Как аэродинамические силы, так и аэродинамические моменты удобнее записывать через безразмерные коэффициенты. Момент крыла вокруг оси, проходящей через носик, можно записать так [c.70]

В этой формуле Шго — коэффициент момента крыла при Су=0, зависящий в основном от формы профиля крыла. В табл. 1 (см. стр. 70) приведены значения т 20 лля ряда профилей крыльев. [c.71]

Выведем формулу, по которой можно будет пересчитать момент крыла вокруг его носика на момент относительно центра тяжести модели. Для этого перенесем из центра давления силу Я, действующую на крыло (рис. 43), в носик крыла. Это делается так в носике крыла помещаем две силы, равные и параллельные силе Я, но действующие в разные стороны. Такое добавление равновесия, а значит, и величины момента не изменит. Между тем эти три силы образуют сочетание пары сил, дающих момент, равный М относительно носика, и силы Я (показана сплошной линией), приложенной в носике. [c.71]

В качестве примера определим значение т-,,р для модели планера, схема которой приведена на рис. 32. Центр тяжести у этой модели расположен на = 0,49 и У — =—0,13, а режим мин соответствует Су =1,20. Коэффициент момента крыла по формуле (28) получится [c.73]

Для определения коэффициента момента крыла вместо формулы (28) можно пользоваться графиком, приведенным на рис. 49. [c.73]

На рис. 50 дан график, по которому можно легко проделать тот же расчет. На левой части горизонтальной оси графика находим точку, соответствующую величине коэффициента момента крыла /гг кр. Из этой точки восстанавливаем перпендикуляр до пересечения с наклонной прямой, соответствующей значению Лг.о [c.76]

Знак (плюс или минус) этого угла берется таким же, как и знак коэффициента момента крыла. [c.76]

Для расчета продольной балансировки модели необходимо знать величину коэффициента продольного момента крыла. Зная центровку модели, оптимальный Су (соответствующий ул, н) и профиль крыла, по формуле (28) или рис. 49 можно определить значение коэффициента продольного момента крыла относительно центра тяжести. Для нашей модели при т=0,4Э Ут = — ОЛЗ Су =1,20 и профиле крыла МУА-123 значение этого коэффициента момента составляет величину [c.149]

Зная величину коэффициента продольного момента крыла т кр, коэффициент устойчивости Лг.о и удлинение стабилизатора Х,г.о, надо по формуле (31) определить угол атаки стабилизатора, необходимый, чтобы обеспечить продольную балансировку. Для этого можно пользоваться графиком, приведенным на рис. 50, [c.149]

В понятие аэродинамической схемы в первую очередь принято включать способ аэродинамической балансировки летательного аппарата, то есть способ уравновешивания продольного аэродинамического момента крыла Самой распространенной и традиционной является схема с крылом впереди и балансирующим хвостовым оперением сзади. Она доминирует в авиации уже почти 80 лет. Во многом благодаря этой схеме, которую можно причислить к самым гениальным изобретениям, авиация достигла высочайшего уровня развития. Но и в классической схеме найдено множество недостатков. Все оии хорошо известны и перечислены в учебниках аэродинамики. Альтернативных аэродинамических схем не много. Если классифицировать самолеты по способу балансировки, помимо классической можно выделить еще три схемы, бесхвостка , утка , тандем. [c.117]

Наибольшие трудности, как правило, вызывает определение крутящего момента крыла — Мкр. который создает равнодействующая аэродинамических сил крыла и элерона при его отклонении относительно продольной оси жесткости крыла. Именно нахождение оси жесткости и является задачей чрезвычайной сложности. Поэтому для определения крутящего момента советуем воспользоваться приближенной эмпирической формулой и номограммой на рис. 127. Далее, используя полученную эпюру крутящих [c.157]

Определяем изгибающие моменты крыла от горизонтальной силы, равной 1273 кг. [c.140]

Определение крутящего момента крыла [c.156]

Несмотря на увеличение моментов крыла, отклонение подкрылков не вызывает необходимости дополнительной регулировки стабилизатора при отклонении руля высоты, так как увеличение скоса потока компенсирует изменение момента крыла. Таким образом подкрылки очень мало влияют на продольную устойчивость самолета. [c.264]

В том случае, если величины моментов крыла и руля поворота Р С будут недостаточны для удержания гидросамолета в плоскости ветра, необходимо использовать пловучий якорь, выпустив его со стороны работающего мотора. В результате получаем новый момент Р -й, парализующий вращающий момент от тяги винтомоторной группы Ф-а (рис. 48). [c.45]

Почему можно приближенно изгибающий момент крыла распределить между лонжеронами пропорционально нх жесткостям изгиба [c.105]

Расчет бортовой усиленной нервюры, в плоскости которой прямое крыло крепится к фюзеляжу (рис. 4.96, а). В качестве внешней нагрузки примем крутящий момент крыла Н, передающийся на [c.152]

Для расчета крыла на кручение строим эпюру крутящих моментов крыла (см. рис 6 9, д). Для этого представляем крыло ступенчатой системой отсе- [c.235]

Рнс. 124. Эпюры нагружения свободнонесущего А и подкос-ного Б крыла. Ял,р — распределенная аэролниамическая нагрузка. Ям — распределенная массовая нагрузка, — суммарная распределенная нагрузка. Р— перерезывающая сила крыла, Мнаг — изгибающий момент крыла. 1кр размах крыла. 1, — размах отъемной части крыла, К и Нз — реакции в узлах навески крыла [c.155]

Теперь предположим, что порыв ветра так нарушит продольное равновесие планера, что последний клюнет носом (фиг. 91,///). В тот же момент крылья встретят воздушный поток под меньшим углом атаки, вследствие чего центр давления, как установлено, немного первм1естится назад по хорде крыла. Нетрудно видеть, что здесь ссвдастся случай, разобранный раньше на фиг. 89, т. е. возникнет момент, равный [c.106]

Интегрируя эпюру (см. рис. 3.13, б) и учитывая ДМг, получаем эпюру моментов крыла (см. рис. 3.13, в) относительно выбранной осн г. Погонный момент rriz можно определить и сразу от результирующей нагрузки q [c.82]

Стрингеры — продольные элементы, нагруженные осевыми силами N r p От действия нзгнбаюш,его момента крыла. Кроме того, стрингеры вместе с обшивкой работают иа поперечный изгиб от воздушной нагрузки. Они подкрепляют обшнвку, повышая ее критические напряжения сжатия Сов и сдвига, так как чем меньше расстояние между стрингерами, тем больше критическое напряже-ние в обшивке. [c.95]

Каким образом возникают крутящие моменты крыла при действии на него воздуиной нагрузки [c.105]

Для двухлонжеронного бесстрингерного крыла, если пренебре гать изгибом корневой нервюры, определение опорных реакций упрощается. По изгибающему моменту крыла в бортовом сечении (см. рис. 5.72) из уравнений (5.98) и (5.100) находим моменты узлов М ф М2ф- [c.217]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...