Аэродинамические характеристики крыльев различных форм

Аэродинамические характеристики крыльев различных форм [c.145]

Ввиду незначительных отклонений аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане от эллиптических крыльев на практике чаще всего применяют более простые формы крыльев, но все же близкие к эллиптическим, например, трапецевидные. [c.299]

Обратим внимание на то, что изложенный метод можно применять для расчета аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане (конечно, при выполнении указанных выше ограничений). [c.473]

В ближайшее время на авиалиниях малой протяженности, не имеющих взлетно-посадочных полос с искусственным покрытием, будут введены уже упоминавшиеся 24-местные пассажирские самолеты Як-40 с турбовентиляторными двигателями, сочетающие простоту и эксплуатационную надежность поршневых самолетов типа Ли-2 и Ил-14 с достоинствами современных реактивных воздушных кораблей, и легкие 15-местные турбовинтовые самолеты Бе-30, спроектированные в ОКБ Г. М. Бериева. Для магистральных линий в ОКБ А. Н. Туполева закончена постройка нового пассажирского самолета Ту-154 с турбовентиляторными двигателями, рассчитанного на перевозку до 160 пассажиров со скоростью 900—950 km 4u . Наконец, в том же конструкторском коллективе — на основе накопленного опыта и широкого кооперирования со многими исследовательскими и проектными организациями — начаты доводка и испытания первого в Советском Союзе сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144, предназначаемого для перевозки 110—120 пассажиров на большие расстояния со скоростью, вдвое превышающей скорость звука. Тщательно продуманная аэродинамическая компоновка этого самолета без горизонтального хвостового оперения, с тонким крылом конической формы в плане обеспечит минимальное сопротивление полету на сверхзвуковых скоростях и получение взлетно-посадочных характеристик, удовлетворяющих, требованиям удобства и безопасности эксплуатации. Четыре мощных реактивных двигателя самолета по соображениям улучшения аэродинамических свойств крыла и снижения шума в пассажирском салоне размещены в хвостовой части фюзеляжа. Совершенная система управления и сложный комплекс различных автоматических устройств обусловят регулярность и надежность полетов практически в любых метеорологических условиях. [c.403]

Кроме крыла, в воздушном потоке, обтекающем самолет, находятся фюзеляж, гондолы двигателей, оперение. Имея различную форму, они имеют и различные аэродинамические характеристики. [c.100]

Самолет 8К-71А является цельнометаллическим монопланом со среднерасположенным крылом. Стреловидность тонкого треугольного крыла по передней кромке составляет 60°. Фюзеляж, крыло и другие основные элементы самолета имеют сложную в плане и по модульным сечениям форму, которая позволила достигнуть высоких аэродинамических характеристик самолета на различных режимах полета. [c.43]

В главе 14 были принсдены результаты расчетов нестационарных вихревых структур и аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане в ншроком диапазо1Ю углов атаки. Их анализ показывает, что при безотрывном обтекании даже на больших углах атаки вихревые структуры крьин св ус тойчивы, не разрушаются и при увеличении т стремятся к стационарным состояниям. Переход н>1с процессы заканчиваются единственными стационарными режимами обтекания. Структуры, получающиеся при увеличении т х - >) и из решения стационарных задач (т —> ), оказываются одинаковыми (см. рнс. 13.1, 13.2, а также 14.1,14.4, 14.6). [c.371]

Наиболее полно разработаны методы расчета, основанные на линейной теории сверхзвукового обтекания тонких тел. В основу этой теории положены предположения о том, что форма тела и характер его движения в сверхзвуковом потоке обеспечивают малость возмущений, т. е. малое отличие всех газодинамических параметров в возмущенной области течения от значений этих параметров в набегающем равномерном потоке. Из всех работ, посвященных линейной теории нестационарного сверхзвукового обтекания тел, следует упомянуть две монографии [1, 2]. Первая книга содержит ряд фундаментальных результатов, позволяющих разработать методы расчета нестационарного сверхзвукового обтекания тонкого крьша произвольной формы. Во второй книге дано систематическое изложение теории нестащюнарного сверхзвукового обтекания тонких тел различной формы. Следует также отметить большую и очень полезную работу, выполненную под руководством С. М. Белоцерковского, при создании атласа стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане [3]. [c.68]

В 1946 г. под руководством Главного конструктора П. В. Цыбина был спроектирован и построен оригинальный экспериментальный самолет ЛЛ ( летающая лаборатория ), предназначенный для оценки в полете аэродинамических характеристик крыльев, имевших одинаковую площадь 10 м , но различные форму в плане и соответственно поперечное V крыла. На самолете ЛЛ предполагалось исследовать прямое крыло, стреловидное крыло и крыло с обратной стреловидностью — оба со стреловидностью, равной 30° по линии четвертей хорд. Выполненный по схеме одноместного среднеплана, этот самолет имел съемную верхнюю [c.420]

В аэродинамических трубах ЦАГИ был проведен большой объем работ по продувке моделей самолета Т-4, выполненных по различным аэродинамическим схемам, с крыльями различной стреловидности, с разным удлинением и относительной толщиной, формой в плане, деформацией срединной поверхности. Аналогичные исследования проводились с фюзеляжами различного удлинения, имеющими выступающий в воздушный поток фонарь или без него, с гаргротом и без. Продувались также модели с передним горизонтальным и вертикальным оперениями, имеющими различные геометрические характеристики, включая различные формы оперения в плане. Тщательно подбирались места установки на самолете переднего горизонтального и вертикального оперений. [c.44]

Для учета влияния вязкости и отрыва потока при определении суммарных аэродинамических характеристик тела вращения (подъемной силы и момента) используются различные приближенные приемы, основанные в значительной мере на обработке и обобщении результатов эксперимента. При малых углах атаки изменение коэффициента подъемной силы тела вращения можно принять линейным. Для этого случая К. К. Федяевский (1938) получил формулу для определения подъемной силы, исходя из эмпирического распределения завихренности в кормовой части тела вращения, которое было предложено Т. Карманом. По этой формуле тела вращения с заостренной кормовой частью имеют подъемную силу, примерно в три раза меньшую, чем крылья малого удлинения той же формы в плане. При систематическом экспериментальном исследовании аэродинамических характеристик тел вращения различной формы, проводившихся Н. Н. Фоминой (1935), была выявлена существенная нелинейность при изменении коэффициентов подъемной силы и момента по углу атаки. Для приближенного определения аэродинамических коэффициедтов на участке их нелинейного изменения используется схема П-образного вихря, расположенного в кормовой части тела вращения, предложенная в работе [c.91]

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]

Существуют и другие подходы для определения критических параметров (в частности, скорости полета) на границе устойчивости. Для этого в уравнениях свободных колебаний (38) полагают Я, = ш и находят значения скорости, удовлетворяющие этим уравнениям. Критическую скорость флаттера можно также определить экспериментально в аэродинамической трубе на динамически подобной модели и в процессе летных испытаний летательного аппарата. В последнем случае прибегают к экстраполяции, чтобы по тенденции определяющих флаттер параметров с ростом скорости полета найти приближенно величину критической скорости флаттера. Возникновение флаттера связано с определенным тоном свободных упругих колебаний в потоке воздуха. Распределение деформаций по конструкции при потере устойчивости определяет комплексную форму колебаний флаттерного тона. В зависимости от преобладания амплитуд той или иной части ЛА и характера деформированного состояния различают виды флаттера. Например изгибно-крутильный флаттер крыла, изгибно-изгибный флаттер в системе стреловидное крыло — фюзеляж, изгибно-элеронный флаттер, рулевой флаттер и т. д. Для характеристик флаттера несущих поверхностей часто определяющее значение имеют различные грузы, размещенные иа них двигатели, подвесные баки с горючим, шасси. Существенными параметрами являются жесткости крепления этих тел на поверхности крыла. Вообще для флаттера принципиально важны параметры связаииости форм движения. Например, для совместных колебаний изгиба и кручения крыла такими параметрами являются координаты точек (линий) приложения сил аэродинамического давления, инерции и упругости. Смещение центра масс относительно оси жесткости вперед способствует стабилизации системы. Совмещение всех трех точек развязывает виды колебаний, и в этом случае флаттер невозможен. Это свойство обычно имеют в виду при динамической компоновке конструкции. Важными параметрами являются распределенные нли сосредоточенные жесткости. Последние характерны для органов управления [c.490]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...