Монопланное крыло

Первым, кто понял, что, прежде чем браться за строительство самолета с мотором, необходимо понять природу полета с неподвижным крылом, т. е. научиться летать , был немецкий исследователь О. Лилиенталь. Начав свои исследования с 1871 г., он как бы вновь пришел к исходной точке предыстории авиации, поставив перед собой вопрос как летают птицы При этом, в отличие от своих предшественников, Лилиенталь уделил максимальное внимание не машущему полету, а парению птиц и в конечном счете пришел к выводу о возможности человека совершать управляемые парящие полеты без мотора. Закончив в 1889 г. свои теоретические исследования, Лилиенталь приступил к практическому изготовлению и испытанию планеров различного типа сначала монопланов с поверхностью крыльев до 10—15 м , потом бипланов — до 25 [5, с. 72—75]. За 5 лет, с 1891 до 1896 г. он осуществил более 2500 полетов, добившись [c.271]

Подробные сведения об индуктивном сопротивлении для простых (моноплан-ных) и сложных (бипланных) крыльев можно найти в книге Юрьев Б. П., Экспериментальная аэродинамика, ч. 2, Москва 1938 см. также книгу Голубев В. В., Теория крыла аэроплана конечного размаха. Труды ЦАГИ, вып. 108, Москва 1931. Прим. перев.) [c.287]

Рассмотрим топкое монопланиое крыло произвольной, но симметричной формы в плане, движущееся с постоянной скоростью (рис. 9.1). Введем декартову систему координат O.xyz, связанную с крылом. Поместим начало О на носке корневой хорды, ось (7л направим по корневой хорде Ь вниз по течению, ось Оу — перпендикулярно плоскости крыла, ось Ол — вправо мо размаху. Пусть yi oJi атаки tx = = onst, а угол скольжения Р = 0. p=N [c.192]

Задача сводится к монопланному крылу, изученному в предшествующих параграфах. [c.424]

Монопланное крыло. Разность давлений, существующая по обе стороны крыла, может на конце его исчезнуть. Следствием будет уменьшение поддерживающей силы при заданном угле. атаки. Для того чтобы получить ту же подъемную силу, как и в случае плоского течения, надо увеличить угол атаки на величину Да. Но с этим явлением связана еще потеря энергии, которая сказывается в увеличении сопротивления. Эти влияния обнаруживаются тем менее, чем более размах крыла при заданной подъемной си.че и заданной скорости. Сопротивление, обусловливаемое концами крыла, называется индуктивным сопротивлением или концевыми потерями Qj, соответствующий коэфициент сопротивления с ). Это сопротивление при заданной подъемной силе и заданном [c.455]

Крылья самолета. Моноплан-ные крылья обычно строятся металлическими, гл. обр. из дуралюминия из дерева встречаются монопланные крылья для малых самолетов и только Фоккер применял их также и к большим самолетам (фиг.1). Крыло Фок-кера двухлонжеронное и обшивается тонкой фанерой. Металлич. монопланные крылья в последнее время строят иногда однолонжерон-ными, причем профиль крыла в этом случае [c.34]

Зная вызванные определенной системой вихрей скорости и составляя ур-ие связи крыла с потоком, т. е. связь между гидродинамич. величинами, характеризующими поток, и величинами, характеризующими крыло данной формы, можно найти и необходимые характеристики каких угодно крыльев. Теория И. с. играет чрезвычайно большую роль в практике аэродинамического расчета самолетов (см. Аэродинамический расчет са-молета), т. к. она позволяет по продувкам индивидуальных крыльев находить характеристики любых сложных крыльев. Так, по характеристике монопланных крыльев равличных профилей можно найти характеристики сложных крыльев, скомбинированных ив этих профилей и как угодно расположенных в крыле такими крыльями будут конич. крылья, крылья с различными установками профилей, т. н. скрученные крылья, бипланы, тандемы и т. д. [c.55]

Одной из главных задач является нахождение характеристики крыла одного относительного размаха по характеристике крыла другого относительного размаха или нахождение характеристики биплана или вообще полиплана какого угодно размаха по хоракте-ристике моноплана. Т, к. аэродинамич. лаборатории обычно дают характеристику монопланного крыла для относительного размаха, равного 5 или [c.57]

Вместо только что описанных графич. операций можно применить такше и вычисление. Имея характеристику монопланного крыла определенного размаха А, будем следовательно иметь соответствующие друг другу величины а, Су п с . Вписываем их в первые три столбца таблицы. [c.58]

Для успешного применения схемы скоростного моноплана требовалось решить еще, по крайней мере, две принципально важные проблемы. Первая состояла в необходимости использовать более тонкие профили крыла, чем на нескоростных монопланах. Большая относительная толщина профиля позволяет облегчить конструцию крыла, но одновременно она создает большое профильное сопротивление, что для скоростного самолета неприемлемо. Уменьшение толпщны крыла стало возможно благодаря улучшению применяемых материалов, достигнутому к началу ЗО-х годов (сталь, легкие сплавы повышенной прочности), применению новых типов конструкций (использование обшивки в качестве силового элемента), а также благодаря изменению формы крыла в плане (прямоугольные формы, характерные для бипланов, уступили место трапециевидным с сужением). Так удалось добиться уменьшения относительной толщины монопланного крыла с 20—22% в корне (монопланы конца 20-х годов) до 14—16%, а на конце крыла с 12—14% до 7—8%. У бипланов же относительные толщины крыла составляли примерно 11—12%. [c.146]

Форма крыла в плане выбиралась исходя из его несущих свойств, с учетом влияния близости земли и необходимости размещения взлетно-посадочной механизации и органов управления. При этом принимались во внимание требования прочности к свободнонесущему монопланному крылу. [c.287]

Первым самолетом с идеально круглым крылом, который на протяжении достаточно долгого времени летал, был американский Нимут Парасол , построенный в 1934 г. (рис. 6.4). Этот самолет представлял собой традиционный подкосный моноплан (крыло располагалось над фюзеляжем на подкосах, аналогично тому, как это делается в традиционных бипланах), ес ш не считать формы крыла. Круглое крыло самолега имело на законгювках элероны. [c.118]

После того как циркуляция ] и нормальная индуцированная скорость некоторого монопланного крыла определены, подъемная сила и индуктивное сопротивление вычисляются по следующим формулам [c.102]

МЕТОД РЕШЕНИЯ ЗАДАЧИ О МОНОПЛАННОМ КРЫЛЕ. [c.102]

Для решения задачи о каком-либо монопланном крыле весьма подходит метод, заключающийся в замене коор]Цинаты у, измеряемой вдоль размаха крыла от центра к правому концу крыла,на угол О, определяемый из уравнения [c.102]

Таково основное уравнение, определяющее коэфициенты для какого-либо монопланного крыла. Уравнение должно удсвлетворять во всех точках крыла, но если крыло симметрично относительно средины, достаточно рассматривать значения О между О и Параметр л, пропорциональный хорде Ь, и угол атаки а должны в общем случае быть функциями О. [c.103]

Подъемная сила и индуктивное сопротивление монопланного крыла весьма просто определяются в функции коэфициентов Л ряда для циркуляции. Подъемная сила крыла равна [c.103]

Выражение, встречающееся в уравнении, связывающем Д и может быть написано в другой форме. Средняя хорда крыла определяется как площадь, деленная на размах, а удлинение X — как размах, деленный на среднюю хорду. Таким образом для монопланного крыла [c.103]

Числовые результаты, показывающие влияние степени трапецевидно сти, даны в табл. 14 для удлинения к = 2а соответствующие величины х и В для монопланного крыла даны на фиг. 88. Как видим, наилучшие результаты получаются, когда концевая хорда равна примерно от однсй трети до половины средней хорды, так как т и о должны быть оба по возможности меньше. [c.111]

Метод решения задачи о монопланном крыле, в виде разложения циркуляции в ряд Фурье, позволяет также определить форму кривой нагрузки по размаху крыла, так как подъемная сила какого-либо элемента размаха крыла пропорциональна циркуляции вокруг этого элемента. Б общем случае определяют только четыре первых члена ряда Фурье, и соответствующая кривая нагрузки имеет синусоидальный характер. Однако решение имеет точное зна- [c.113]

Отклонение скорости в какой-либо точке жидкости от скорости невоз-мущенного потока V обязано своим происхождением системе вихрей, рызван-ных крылом, и может быть подсчитано как скоростное поле системы рихрей. Общий вид вихревой системы, включающий циркуляцию вокруг крыла, а также вихри, сбегающие с задней кромки, был разобран в гл. X, 2 анализ главы XI дал метод определения интенсивности вихревых систем, связанных с каким-либо монопланным крылом. Этот анализ основывался йа предноло- [c.114]

Результаты, данные в этой паве, всюду относятся к моно-планному крылу но поток для бипланной системы можно получить, суммируя действие каждого отдельного крыла. В частности, угол скоса за бипланной системой, Состоящей из двух прямоугольных крыльев с удлинением X, почти равен двойному углу скоса за монопланным крылом с те л же удлинением и те [c.123]

Коэфициент В дает уменьшение коэфициента подъемной снлы сравнительно с монопланным крылом при том же угле атаки значения В даны в таблице 17. Лри малых углах атаки этот результат можно выразить р другой форме, а именно, ц увеличении угла атаки биплана, при котором у него получается тот же коэфициент подъемной силы, что и у моноплана. Если а угол ата1<и биплана и а , соответствующий угол атаки моноплана, л случаем, что [c.127]

Чтобы получить у бипланной системы тот же коэфициент подъемной силы как и у моноплана с тем же удлинением, необходимо взять больший угол атаки частично это получается благодаря большей индуцированной скорости, частично из-за прямой интерференции между крыльями в плоскопараллельном потоке. Для биплана с крыльями равного размаха увеличение коэфициента сопротивления по сравнению с монопланным крылом того же [c.134]

В 20-х и 30-х годах в Центральном аэрогидродинамическом ииституте коллективом А. Н. Туполева велось проектирование тяжелых цельнометаллических самолетов. Первым таким самолетом был построенный в 1925 г. двухмоторный свободнонесущий моноплан АНТ-4 (рис. 92) с крылом толстого профиля, внутри которого размещались топливные баки, и с двумя двигателями М-17. Продольный набор крыла самолета состоял из трубчатых ферменных лонжеронов, поперечный набор — из легких ферменных нервюр, обшивка крыла и трубчатого каркаса фюзелян а была выполнена из листового гофрированного дюралюминия. В 1929 г. на самолете АНТ-4 летчик С. А. Шестаков совершил с промежуточными посадками перелет по маршруту Москва — Нью-Йорк (через Сибирь и Аляску) общей протяженностью более 21 тыс. км. Эти самолеты (в военном варианте получившие индекс ТБ-1) стали основой советской тяжелой авиации, заменив в первых тяжелобомбардировочных экскадрильях наших ВВС французские самолеты Фарман-Голиаф и немецкие, строившиеся по лицензии самолеты Юнкере ЮГ-1 . [c.338]

С середины ЗОх годов значительно возрос объем исследовательских работ в научных и учебных авиационных институтах. Большие исследовательские работы в области аэродинамики велись в Военно-воздушной инясенерной академии имениН. Е. Жуковского. Фундаментальные исследования, рассматривавшие проблемы аэродинамической компоновки крыла, его механизации и выбора крыльевых профилей и направленные на улучшение пилотажных характеристик монопланов при больших углах атаки, снижение величин посадочных скоростей самолетов и увеличение скоростей их полета, проводились в те годы С. А. Чаплыгиным, В. В. Голубевым, П. П. Красильщиковым и др. В работах И. В. Остославского, Ю, А. Победоносцева и других исследователей были развиты методы аэродинамического расчета и выбора параметров скоростных самолетов. На основе теоретических исследований и летных испытаний, интенсивно проводившихся сначала в ЦАГИ, а затем — с 1941 г. — в специализированном Летно-исследовательском институте, В. С. Пышновым и А. И. Журавченко была решена проблема штопора (неуправляемого вращательного движения самолета с опусканием его носовой части), а М. В. Келдышем (ныне президент Академии наук СССР), Е. П. Гроссманом и другими было проведено изучение так называемого флаттера (возникающего в полете явления самовозбуждающихся колебаний крыльев и хвостового оперения скоростных самолетов) и определены меры борьбы с ним. В это же время по результатам летных испытаний и лабораторных испытаний моделей широко [c.343]

Рассчитанный на одновременную перевозку 27—32 пассажиров, самолет Ил-12 представлял цельнометаллический моноплан с низкорасположенным трапециевидным крылом, трехколесным убирающимся шасси и двумя двигателями АШ-82ФН. Он был устойчив в полете и прост в нилотировании. Его крейсерская (рейсовая) скорость на 30% превышала крейсерскую скорость самолета Ли-2 при значительно большей полезной нагрузке, а запас мощности силовой установки обеспечивал безопасность полета при остановке одного двигателя с набором высоты до 2500—3000 м. [c.379]

Самолет этот представляет цельнометаллический моноплан со стреловидным крылом, с двумя турбореактивными двигателями АМ-3 и с герметизированными кабинами для пассажиров п экипажа. Значительная энерговооруженность его обеспечивает безопасный полет без снижения при выключении одного из двигателей, большую крейсерскую скорость (800—830 км1час), весьма существенную в экономическом отношении при обслуживании авиалиний протяженностью в несколько тысяч километров, и возможность полета набольших высотах (10000—12 000 м), обусловливающую значительное уменьшение расходования топлива. [c.380]

Почти все конструкторы самолетов в XIX в. начинали свои работы с попыток запуска летающих моделей, однако до конца 60-х годов практически летающих моделей создано не было. Первые ощутимые результаты были получены французом А. Пено, который с 1871 г. строил и успешно запускал небольшие, очень легкие модели самолетов с резиновыми моторчиками ( планофоры ) [5, с. 43]. При весе в несколько десятков граммов они летали десятки секунд. Затем Пено пытался перейти к строительству самолета. Он получил в 1876 г. патент на самолет-амфибию с моноплан-ным крылом, паровой машиной и двумя тянущими винтами, но к постройке его не приступил [5, с. 44]. [c.266]

Основные положения этого численного метода формировались и начале 50-х гг. К 1955 г. удалось завершить первый этап исследований и приступить к систематическому изучению стационарного и нестационарного обтекания основных несущих поверхностей — монопланных, кольцевых, крестообразных и решетчатых крыльев на умеренных углах атаки, что было обобщено в работе [1.16]. Далее на этой основе появились статьи [3.5-3.10], первые атласы и монографии [2.3-2.7,3.12], одна из которых была переведена в США [2.3]. [c.14]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...