Определение Оперение

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]

Так как в теории тонкого тела решаются упрощенные уравнения, то она не обеспечивает достаточно точного определения аэродинамических коэффициентов как отдельных элементов летательного аппарата (корпус, крыло, оперение), так и их комбинаций. Однако расчет коэффициентов интерференции, представляющих собой отношение соответствующих аэродинамических коэффициентов (например, Кцр [c.603]

В соответствии с формулой (12.6.35) [19] для определения коэффициента интерференции необходимо найти отношение нормальной силы на хвостовой части корпуса с оперением ДК(т.оп) в. обусловленной вихрем, к нормальной силе изолированного оперения Кдц. Значение АК(т.оп) в определяется с помощью метода обратимости потока, а — по формуле, полученной с помощью теории тонкого тела. И хотя каждая из этих величин находится приближенно, их отношение достаточно точное. [c.618]

Здесь производные отнесены к площади изолированных консолей, а момент тангажа определен по длине х . Для участка с оперением [c.642]

Управляемость как степень восприимчивости объекта управления к воздействию рулей и устойчивость, характеризующая как бы невосприимчивость к подобному воздействию, являются в известном смысле противоречивыми понятиями. Действительно, чем более устойчив летательный аппарат, снабженный мощным хвостовым оперением, тем труднее осуществить его поворот при помощи руля. Правильный выбор соответствующей аэродинамической схемы, конкретной конструкции летательного аппарата, его органов управления и стабилизации с точки зрения обеспечения наивыгоднейшей управляемости и устойчивости составляет важнейшую задачу современной аэродинамики, в частности аэродинамической теории управления и стабилизации. При этом обеспечение управляемости и устойчивости связано с исследованием динамических свойств такого аппарата, описываемых указанной системой уравнений возмущенного движения. Их коэффициенты определяются компоновочной схемой, которой соответствуют определенные аэродинамические и геометрические характеристики, а также параметры движения по основной траектории. В результате решения этих уравнений выбирают наиболее рациональную динамическую схему летательного аппарата и соответствующую ей конструктивную компоновку, которая бы удовлетворяла баллистическим, технологическим и эксплуатационным требованиям, а также заданной управляемости и устойчивости. [c.6]

В качестве примера рассмотрим пересчет коэффициентов моментов тангажа и нормальной силы, а также соответствующих производных устойчивости, вычисленных относительно центра приведения, расположенного в точке О, для нового положения этого центра Ох, находящегося на расстоянии X (рис. 1.1.5). Аналогичная задача решается, в частности, при определении аэродинамических характеристик оперения относительно центра масс, который является центром вращения летательного аппарата в полете и совпадает, следовательно, с центром моментов. [c.22]

Результаты расчетов аэродинамических характеристик могут относиться к некоторым формам оперения (крыльев) в плане, в частности к прямоугольным (г1 = 1 Хп = 0) или треугольным (т] = оо). Для определения аэродинамических параметров иного по форме оперения можно заменить его услов- [c.64]

Рассмотрим определение шарнирного момента на примере руля высоты,, установленного на горизонтальном оперении (рис. 1.9.10). При отклонении этого руля на некоторый угол 8 он будет испытывать действие нормальной силы Кр, приложенной в центре давления, расположенном на расстоянии Хц.д от передней кромки и от оси вращения. Принимая шарнирный момент отрицательным, если он стремится повернуть руль вверх, найдем его величину из условия Мш = — вр = — ( Сц.д — л вр) Ур, где Хвр — [c.83]

Схема комбинированного органа управления (так называемого реактивного закрылка) приведена на рис. 1.9.12. Основным его элементом является поворотное сопло, обычно устанавливаемое у задней кромки крыла или оперения и выполняемое в виде узкой щели (щелевое сопло). Управляющее усилие возникает в результате истечения воздуха из сопла, наклоненного под определенным углом к хорде. Это усилие складывается из двух компонент. Одна из них равна нормальной составляющей силы [c.87]

Рис. 2.1.9. Схема к определению положения центра давления корпуса и оперения с учетом влияния интерференции (площадь, на которую переносится подъемная сила от консолей, заштрихована)

Рис. 2.2.2. К определению производных устойчивости оперенного тела вращения

В случае расположения оперения на расстоянии Хд > (1,5 ч- 2)х д от носка головной части, имеющей вид конуса с полууглом при вершине к < < Ркр (Ркр — критическая величина полуугла, при котором скачок сохраняется прямолинейным и присоединенным), определение можно вести, полагая, что давление перед оперением Р1 = Этому давлению соответст- [c.167]

Нормальная сила. В формуле (2.1.58) производная (Су)оп может вычисляться по линеаризованной теории, что позволяет учесть в определенной степени влияние на нормальную силу при крене числа Мсо, а также формы оперения. Однако, как уже указывалось, коэффициент интерференции не зависит от этих факторов и, следовательно, формула (2.1.58) не отражает полностью всех особенностей обтекания оперения при крене. В частности. [c.172]

Интерференция между оперением и корпусом. Такая интерференция может вызвать при определенных условиях дополнительный момент крена несущей поверхности. Это имеет место, например, при верхнем или нижнем расположении оперения или крыла (рис. 2.3.7). В первом случае момент обусловлен дополнительным подпором воздуха на нижней стороне правой консоли (Др — р — Роо> 0) и понижением давления в зоне сопряжения корпуса с левой консолью (Др < 0). Этот момент накреняет летательный аппарат влево. Во втором случае направление момента меняется на обратное, так как повышенное давление возникает над правой консолью, а понижение — над левой. Очевидно, при среднем расположении несущей поверхности (Уо = 0) дополнительный момент крена не возникает. [c.174]

С целью определения суммарных производных устойчивости комбинации корпус — оперение воспользуемся общими соотношениями для нормальной силы и продольного демпфирующего момента [c.184]

В тех случаях, когда при определении коэффициентов нормальной силы и продольного момента оперенного участка в качестве характерного размера выбирается средняя аэродинамическая хорда [/ = ( сах)оп] расчет производных устойчивости следует производить по формулам [c.184]

Рис. 2.5.4. Схема к определению интерференции между оперением и крылом

При определении поперечной координаты сбегающих вихрей у оперения обычно исходят из предположения, что эти вихри совпадают с направлением потока. Принимают также, что координата расположена над центром тяжести площади оперения (серединой средней аэродинамической хорды). [c.199]

При определении производных устойчивости для оперенного участка необходимо учесть эффект воздействия скоса потока за крылом. Угол этого скоса [c.208]

Рис. 3.1.4. Схема к определению продольной эффективности рулей Продольная эффективность по углу поворота консоли оперения

При определении эффективности элеронов, располагающихся на концах крыльев или оперения (концевые элероны), в случае дозвуковых скоростей можно использовать формулу (3.3.16), приняв в ней 2=1- Для > 1 полностью применима формула (3.3.19). [c.270]

При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]

Способ определения аэродинамических сил, действующих на фюзеляж и хвостовое оперение вертолета, можно найти в любом руководстве по устойчивости и управляемости самолета. Вклад фюзеляжа в производные устойчивости равен нулю на режиме висения и возрастает с увеличением скорости. Сопротивление фюзеляжа увеличивает демпфирование Хи и Zw, а продольный балансировочный момент дает составляющую (часто дестабилизирующую) производной Ми- Фюзеляж вертолета создает также дестабилизирующие моменты по углам атаки и скольжения Mw и Nv Остальные составляющие производных устойчивости определяются стабилизатором и килем (если вертолет не имеет крыла). Стабилизатор создает момент, соответствующий статической устойчивости по углу атаки, что компенсирует дестабилизирующее влияние несущего винта. Кроме того, стабилизатор обусловливает продольное демпфирование Mq (механизм его появления такой же, как и для М ), складывающееся с демпфированием от несущего винта, а также составляющие производных вертикальной силы Zw и Zq, порожденные подъемной силой стабилизатора. Наконец, стабилизатор увеличивает устойчивость по скорости Ми и создает производные [c.750]

Другой Причиной ухудшения устойчивости на определенных углах атаки может быть снижение эффективности оперения из-за попадания в спутную струю крыла. Такое явление свойственно, в частности, при больших углах атаки некоторым самолетам с высоким расположением горизонтального оперения. [c.310]

При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета запасы продольной и путевой статической устойчивости самолета существенно изменяются. Запас продольной статической устойчивости сначала намного увеличивается, а затем остается примерно постоянным (у самолетов с низким или средним расположением горизонтального оперения). Как только угол атаки достигнет определенного значения, дальнейшее его увеличение иногда приводит к резкому уменьшению запаса продольной статической устойчивости (или даже к возникновению неустойчивости). [c.112]

На рис. 3.12, а показано определение площади и размаха вертикального и [ горизонтального оперения. [c.245]

Мы будем пользоваться этими формулами для определения отклонения потока вблизи оперений. [c.240]

Ряд вопросов и задач связан с определением эффектов интерференции между оперением и крылом как для дозвуковы.х, так и для сверхзвуковых скоростей с учетом влияния угла атаки и скачков уплотнения. В части этих вопросов и задач ппиве,дены эффективные способы аэродинамического расчета на основе метода обратимости потоков, позволяющего находить интерференционные характеристики обтекания аппаратов с отклоненными от нейтрального положения аэродинамическими рулями. [c.593]

Здесь также изложено определение интерференционных характеристик летательных аппаратов для случаев их веустаповившегося обтекания. Ряд вопросов и задач связан с отысканием суммарных производных устойчивости тонких комбинаций летательных аппаратов, обтекаемых дозвуковыми и сверхзвуковыми потоками. Такие комбинации можно реализовать по схемам корпус — крыло (рули) или корпус — крыло — оперение (рули) . [c.593]

Строго говоря, эта формула относится к несущей поверхности со сверхзвуковыми передними кромками. Для приближенной оценки производной применим эту формулу и к оперению, учитывая его более слабое воздействие на момент крена, чем крыла, и, следовательно, меньщее влияние на погрещность при определении суммарной производной. [c.668]

Принципиально эти схемы не отличаются от уже рассмотренных схем летательных аппаратов. До разделения схема многоступенчатого аппарата может быть принята управляемой неоперенной или управляемой оперенной. Последняя схема может применяться в различных модификациях, о-которых говорилось ранее. Эти схемы могут быть отнесены и к ступеням летательного аппарата, оставшимся после разделения. Однако для многоступенчатых аппаратов характерны определенные особенности в их аэродинамической компоновке, обусловленные тактикотехническими требованиями, предъявляемыми к аппарату в целом (до разделения) и к отдельным ступеням. Аппарат в целом должен быть управляемым, и устойчивым в полете. В этих целях в схеме неоперенного летательного аппарата предусматриваются газодинамические органы управления. При этом не-оперенный корпус может и не обладать статической устойчивостью. [c.120]

Рассматривая поверхность корпуса, для которой а г- -1у = ле (0 — полярный угол, рис. 2.1.2), и выделяя из правой части зависимости (2.1.10) вещественную часть, придем к выражению для добавочной осевой составляющей скорости на корпусе в присутствии оперения (<3фа/<5л ),,. д = ( )т(оп) Для нахождения аналогичной составляющей скорости на консоли (5фаДх) п(т) == ( )оп(т) необходимо принять в (2.1.10) координату г/ 0. Определение двух других, вертикальной и боковой Va, составляющих возмущенной скорости связано с вычислением производной по а от комплексного потенциала (2.1.9), равной [c.134]

Таким образом, рассматриваемая задача сводится к решению двух самостоятельных задач, одна из которых связана с отысканием поля скоростей для плоской комбинации корпус — горизонтальное оперение , установленной под углом а, другая — с определением поля скоростей комбинации корпус — вертикальное оперение , отклоненной на угол р. В соответствии с этим суммарные значения скоростей возмущения определяются формулами (2.1.43), а коэффициент давления — соотношением (2.1.45). Коэффициент перепада давления на корпусе находится из выражения (2.1.48), в котором составляющие и, V, ш с индексом а определяются по формулам, найденным для плоской комбинации при условии, что а = аосозф. [c.145]

Изменение коэффициентов интерференции. Результаты расчета коэффициентов интерференции для тонких комбинаций могут быть положены в основу метода определения статических производных устойчивости летательных аппаратов, состоящих из нетонких элементов. Этот метод состоит в том, что производную устойчивости вычисляют в виде произведения коэффициента интерференции для тонкого тела и соответствующего значения этой производной для изолированного оперения, найденного по линеаризованной теории. В соответствии с этим методом производные от коэффициентов нормальной силы консолей нетонкого оперения и корпуса [c.162]

Действительное обтекание характеризуется торможением потока перед оперением, которое необходимо учитывать при определении аэродинамических параметров. Степень такого торможения можно охарактеризовать средним коэффициентом торможения = qlq , где екорост-цой напор д — /грМ /2 находится по некоторой осредненной величине числа М1 возмущенного потока перед оперением. Полагая, что давления в возму- [c.166]

Коффициент нормальной силы.При определении аэродинамических характеристик такой комбинации необходимо учитывать интерференцию оперения и крыла. При этом аэродинамический расчет части комбинации ( корпус — поворотное крыло ) осуществляется так же, как и для комбинации корпус — поворотное оперение . В соответствии е этим коэффициент нормальной силы крыла в присутствии корпуса [c.248]

К моменту разрушения указанной выше лопатки в эксплуатацию был введен новый регламент по осмотру лопаток. Периодичность осмотра рабочих лопаток VIII ступени компрессора на двигателях НК-8-2у (с титановым статором компрессора) по бюллетеню № 808-БЭГ была сокращена для "2-й СУ" до 25 5 ч, а для "1-й СУ" и "3-й СУ" — до 50 10 ч. Обоснование различий в периодичности осмотра лопаток дано в связи с технологией проведения контроля. Осмотр двигателей 2-й СУ" осуществляется на самолете Ту-154 с помощью специальной оснастки, так как двигатель высоко поднят над хвостовым оперением самолета. Имеющимися данными о длительности развития усталостных трещин в исследованных случаях разрушения лопаток VIII ступени компрессора подтверждается (см. табл. 11.3), что для двигателей "2-й СУ" при должном качестве осмотра своевременное выявление повреждений лопаток обеспечивается с определенным запасом. Для двигателей "1-й СУ" и "3-й СУ" было рекомендовано придерживаться нижней границы допуска на периодичность осмотра с целью повышения надежности выявления повреждений. [c.600]

В постановке и решении ряда задач аэродинамики, в частности для схематизации движения воздуха и его действия на тела, немаловажную роль ыграли различные гидродинамические модели [26] При этом большую роль сыграли ударная теория сопротивления И. Ньютона (1686 г.), теория идеальной несжимаемой жидкости, разработанная Д. Бернулли (1738 г.) л Л. Эйлером (1769 г.), теория вязкой несжимаемой жидкости, созданная А. Навье (1822 г.) и Дж. Г. Стоксом (1845 г.), теория струйного обтекания тел, развитая Г. Гельмгольцем (1868 г.), Г. Кирхгофом (1869 г.), а в дальнейшем Рэлеем (1876 г.), Д. К. Бобылевым (1881 г.), Н. Е. Жуковским (1890 г.), Дж. Мичеллом (1890 г.), А. Лявом (1891 г.). Особое значение для становления аэродинамики имели работы Г. Гельмгольца, заложившего основы теории вихревого движения жидкости (1858 г.). В начале XIX в. появились понятия подъемной силы (Дж. Кейли) и центра давления. Дж. Кейли впервые попытался сформулировать основную задачу расчета полета аппарата тяжелее воздуха как определение размеров несуш,ей поверхности для заданной подъемной силы [27, с. 8]. В его статье О воздушном плавании (1809 г.) предложена схема работы плоского крыла в потоке воздуха, установлена связь между углом атаки, подъемной силой и сопротивлением, отмечена роль профиля крыла и хвостового оперения в обеспечении продольной устойчивости летательного аппарата я т. п. [28]. Кейли также занимался экспериментами на ротативной маши-де. Однако его исследования не были замечены современниками и не получили практического использования. [c.283]

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]

При определенном числе М, когда абсолютные значения дестабилизирующего момента фюзеляжа и стабилизирующего момента вертикального оперения становятся ра-вными, самолет будет нейтрален в путевом отношении, а при больших числах М неустойчив. [c.188]

Для характеризации ракеты, предполагаемой недеформируе-мой, и исследования ее движения необходимо сопоставить ей прямоугольную связанную систему координат Gxyz (рис. 2), начало G которой расположено в мгновенном центре тя> ести ось Gx, по определению, является главной продольной осью инерции, ориентированной в направлении движения, а оси Gy и Gz выбираются в соответствии с геометрическими особенностями ракеты. В последующем изложении будет предполагаться, что оси Gy и Gz располагаются соответственно в двух плоскостях крестообразного оперения. [c.124]

После выполнения всех дефектовочных операций по корпусу кузова, кабине, оперению и определения маршрута их восстановления они поступают на участок ремонта. Восстановление цельнометаллических кузовов, кабин и оперения целесообразно производить в такой последовательности предварительная правка панелей кузова (кабины), имеющих аварийный характер удаление поврежденных участков панелей устранение имеющихся трещин и разрывов приварка предварительно изготовленных и собранных узлов и деталей вместо удаленных проковка и зачистка сварочных швов окончательная правка и тонкая рихтовка поверхностей. [c.332]

Для определения в первом приближении площадей горизонтального и вер-икального оперения 5р.о> в.о и значений расстояний оперения от центра тяже-ги самолета г.о, в.о пользуются коэффициентами мощности A . o и Ац.о-Для горизонтального оперения [c.245]

На фигуре 81 проведено сравнение теоретически найденного значения коэффициента нодъемной силы с определен-ным из эксперимента. Как видно из фигуры 81, до углов атаки a=i = 15° теория и опыт дают достаточно близкие значения Су. При углах атаки а>15° плавность обтекания профиля НЕЖ нарушается и возникает отрыв струй от поверхности крыла, гипотеза Жуковского ста-ловится неверной, и поэтому теоретическая кривая Су= =Су(а) весьма сильно отклоняется от экспериментальной. Следует заметить, что в современной авиации углы атаки крыла (или оперения) при летных режимах очень малы и не превосходят 6—8°. [c.312]

При снятии крупных и тяжеловесных агрегатов и деталей используют специальные схватки. Кабины и кузова поднимают схватками, крепяшими их не менее чем в четырех точках, а другие крупные сборочные единицы и детали поднимают схватками с закреплением не менее чем в двух точках. Захват необходимо выполнять за определенные места, установленные для данного объекта. Нельзя разбирать или собирать агрегаты и узлы, подвешенные на подъемных механизмах. Перед снятием кабин, кузовов и деталей оперения стекла кабин вынимают, а порванные края оперения заправляют внутрь. [c.324]

Перечислим некоторые динамические задачи, которые не сводятся к автоколебательным задачам. К ним относятся определение аэрогидро-динамических нагрузок при резком маневрировании, при движении в неспокойной атмосфере, задачи баффтинга хвостового оперения — вынужденных колебаний в вихревом следу за крыльями и т. д. Строго говоря, перечисленные выше задачи становятся задачами аэрогидроупругости лищь в том случае, если учитывают обратное влияние упругих деформаций на поведение жидкости или газа. [c.469]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...