Лобовое сопротивление самолета

Посадку на фюзеляж производят только на грунт. При расчете посадки учитывается уменьшенное лобовое сопротивление самолета за счет убранного шасси. Перед приземлением выключают двигатели, закрывают пожарные краны, обесточивают бортовую электрическую сеть, открывают аварийные люки. При возникновении пожара на самолете или ранения пассажиров экипаж под руководством командира корабля организует тушение пожара и оказание помощи пострадавшим. [c.38]

Поляра самолета — зависимость коэффициента лобового сопротивления самолета Сх от коэффициента подъемной силы Су. [c.149]

Лобовое сопротивление самолета (потребная тяга) в горизонтальном полете Qt. п. зависит от скорости и высоты полета. Величина лобового сопротивления в горизонтальном полете определяется формулой [c.157]

Выдерживание — горизонтальный полет на высоте 0,5— 1,0 м, или полет с постепенным снижением. Режим работы двигателя на этом этапе — Малый газ . Так как тяга двигателя практически отсутствует, то под действием лобового сопротивления самолет уменьшает скорость. Для поддержания горизонтального полета летчик постепенно выбирает ручку на себя для увеличения угла атаки. По достижении самолетом посадочного положения летчик прекращает увеличение угла атаки — подъемная сила уменьшается и происходит приземление. [c.177]

Лобовое сопротивление самолета [c.55]

Лобовое сопротивление самолета можно для удобства изучения делить на составные части (рис. 2.13). Названия их зависят от признака деления. С одним из них мы уже знакомы в зависимости [c.55]

Рис. 2.13. Составные части лобового сопротивления самолета

Индуктивное сопротивление О ИНД — часть лобового сопротивления самолета, связанная с образованием подъемной силы. [c.56]

Расчет лобового сопротивления самолета выполняется по одной из следующих двух формул, аналогичных формулам подъемной силы [c.63]

Коэффициент лобового сопротивления самолета с.х — это выраженное в долях скоростного напора лобовое сопротивление самолета, приходящееся на каждый квадратный метр площади крыла. [c.63]

Сопротивление давления и подъемная сила являются составляющими равнодействующей сил давления. Поэтому коэффициент сопротивления давления зависит от тех же трех факторов (формы самолета, угла атаки и числа М), что и коэффициент подъемной силы. Если бы при изменении сопротивления давления (за счет скорости, плотности воздуха, размеров самолета, угла атаки я т. д.) пропорционально ему изменялось и сопротивление трения, то и коэффициент лобового сопротивления самолета зависел "бы только от указанных трех факторов. Но для такой пропорциональности нужно, во-первых, одно и то же состояние поверхности самолета и, во-вторых, неизменное число Рейнольдса. Учитывая, что эти условия могут быть нарушены, делаем вывод, что на коэффициент лобового сопротивления самолета должны влиять следующие факторы 1) форма самолета 2) угол атаки 3) число М 4) состояние поверхности самолета [c.63]

Основная причина сильного снижения аэродинамического качества при сверхзвуковом обтекании — отсутствие подсасывающей силы, кото<рая при дозвуковом обтекании значительно уменьшает силу лобового сопротивления самолета (см. гл. 2, 4 и 13), особенно на больших углах атаки. [c.87]

Примером такого приспособления формы одних частей самолета к наилучшей работе совместно с другими является применение правила площадей с целью уменьшения лобового сопротивления самолета при сверхзвуковых скоростях полета. [c.100]

Проще всего рассчитать продольную перегрузку Пх, если известны тяга и лобовое сопротивление самолета, по формуле (5.06). Допустим, что необходимо рассчитать Пх при заданных Пу, числе М и высоте полета на режиме располагаемой тяги, которая известна, а также известны полетный вес самолета, площадь крыла и имеется поляра для данного числа М. [c.133]

Если тяга двигателя превосходит лобовое сопротивление самолета, то силы, действующие на самолет, производят положительную работу и его суммарная энергия возрастает. В случае превышения лобового сопротивления над тягой, наоборот, суммарная энергия летящего самолета будет уменьшаться. Ее изменение может происходить как за счет одновременно, обоих слагаемых (т. е, за счет высоты и скорости), так и одного из них, причем одно из слагаемых может расти, а другое уменьшаться. [c.6]

Лобовое сопротивление колес при у = =тах составляет в среднем 8—10% от полного лобового сопротивления самолета. Для уменьшения лобового сопротивления колес их рас-Фиг. 94. [c.576]

Здесь X — С qS — лобовое сопротивление самолета, Г == j, — подъемная сила, G — вес самолета, Ф — тяга винта, М,,, Му, M — моменты сил X, Y, Ф относительно горизонтальной оси, проходящей через ц. т. самолета. Moa — момент сил, действующих на горизонтальное оперение относительно той же оси q = — скоростной напор (р — массовая плотность воздуха кг/ск то-, v — скорость л /ск). Моменты Му, должны быть уравновешены моментом Мд , другими словами, для того чтобы удерживать самолет на некоторой траектории, летчик, действуя ручкой управления, должен отклонить рули высоты в ту или другую сторону и тем вызвать момент надлежащего знака и величины. Т. о. в А. р. рассматривают ур-ия (1) и (2), предполагая, что ур-ие (3) удовлетворяется. Эти ур-ия часто упрощают, полагая для небольших а и у, sin (а + 7) IS О, os (а + у) is 1 в этом случае [c.18]

Уже в первых, выполненных еще в 1939 г., эскизах будущего Ме 262 Мессершмитт предусмотрел установку реактивных двигателей в крыле, чтобы таким образом снизить лобовое сопротивление самолета и его вес. С самого начала этот замысел провалился из-за постоянно меняющихся размеров первых специальных двигателей . [c.92]

Предположим, что самолет летит со скоростью 288 кж/час или 80 ж/сек. Пусть обш,ее сопротивление воздуха или лобовое сопротивление самолета равно 450 %г. [c.234]

На рис. 35 показан бак, который подвешивается под фюзеляжем самолета на замках бомбодержателей. Обтекаемая форма сбрасываемого бака уменьшает лобовое сопротивление самолета. [c.46]

С. В. Ильюшин считал, что достичь заданной дальности на скоростном самолете можно и при крыле с умеренным геометрическим удлинением, так как доля индуктивного сопротивления в общем балансе лобового сопротивления самолета зависит от подъемной силы крыла и уменьшается на малых углах атаки, характерных для полета со скоростью 350—400 км/ч. Снизить возросшую при этом долю профильного сопротивления можно было применением тонкого двояковыпуклого профиля, а также сокращением площади крыла вследствие увеличения удельной нагрузки на него. В связи с этим для скоростного дальнего бомбардировщика ЦКБ-26 было спроектировано крыло, параметры которого для самолета такого назначения были [c.340]

Всесоюзная конференция по скоростной авиации, проведенная в 1935 г., показала значение и роль аэродинамических исследований и средств по уменьшению лобового сопротивления самолетов, в значительной степени обусловивших резкое улучшение летных данных самолетов того времени. [c.287]

Разработкой рациональных туннельных, крыльевых радиаторов и капотов для двигателей воздушного охлаждения был завершен комплекс аэродинамических исследований и поиск конструктивных мероприятий, направленных на коренное уменьшение лобового сопротивления самолета и создание его идеальных форм. Эти результаты, естественно, вначале были применены на опытных и рекордных самолетах, а затем начали широко внедряться на боевых самолетах уже во время Великой Отечественной войны. [c.290]

На рис. 18 показаны взлетные тяговооруженности самолетов, на которых установлен рекорд. Нанесены линии равных значений обобщенного баллистического коэффициента S/rjG, который определяет уровень аэродинамики скоростного самолета. Видно, что застой в аэродинамике продолжался в течение 10 лет, только в 1934 г. рекорд скорости был увеличен за счет снижения сопротивления самолета и совершенствования воздушных винтов (были внедрены убирающиеся шасси и винты изменяемого шага), что позволило значительно уменьшить лобовое сопротивление самолета и реализовать полную располагаемую мощность мотора на всех режимах полета. Рекордный самолет 1932 г. обладал менее совершенной аэродинамикой, чем самолет 1924 г. (В работе [13] отмечено, что его конструктором было допущено бесцеремонное обращение с аэродинамикой .) Прирост максимальной скорости АК 25,6 км/ч был достигнут за счет увеличения взлетной энерговооруженности N/G на 37% (от 0,53 до 0,73). Следующий рекорд (1935 г.) был установлен на самолете с ВИШ и закрылками, что обеспечило не только увеличенную тягу винта на взлете, но и позволило существенно увеличить нагрузку на крыло, т. е. снизить лобовое сопро- [c.386]

Удельная сила тяги — важная характеристика ТРД, определяющая степень совершенства использования воздуха (газа) в процессе создания тяги. Чем выше удельная тяга, тем меньше при заданной величине тяги потребный расход воздуха через двигатель и тем меньше диаметр и масса двигателя. Меньшие поперечные размеры двигателя позволяют уменьшить площадь поперечного сечения (мидель) фюзеляжа самолета (если двигатель расположен в фюзеляже), или гондол двигателя, если он крепится к крылу. Это приводит к уменьшению лобового сопротивления самолета и потребной силы тяги двигателя, а следовательно, к увеличению дальности и продолжительности полета. Уменьшение массы (силы тяжести) двигателя позволяет увеличить полезную нагрузку самолета. [c.476]

Для уменьшения лобового сопротивления самолета двигатели заключаются в специальные капоты. [c.223]

Новый метод подвески самых больших ракет под фюзеляжем по две тандемом позволил значительно уменьшить лобовое сопротивление самолета. Ракеты отделяются от самолета вертикально вниз при помощи толкателей. Запуск двигателя ракеты и включение головки самонаведения происходит только после удаления ракет от траектории полета самолета на большое расстояние. Два крыльевых пилона могут нести по одной ракете средней дальности, по две малой или по одному ПТБ емкостью 2500 л. [c.261]

Первые и вторые режимы горизонтального полета определяют области скоростей, отличающиеся друг от друга тем, что при установившемся полете на первом режиме самолет в определенных условиях выдерживает исходную скорость, а при полете на втором режиме не выдерживает. Особенности полета на первом и втором режимах анализируются с помощью кривых Н. Е. Жуковского—зивисимостей лобового сопротивления самолета и тяги двигателя от скорости (рис. 4.27). [c.168]

Чем меньше лобовое сопротивление самолета при данной подъемной силе (или чем больше подъемная сила при данном лобовом сопротивлении), тем более совершенен в аэродинамическом отношении самолет. Поэтому одним из основных показателей аэродинамического совершенства самолета является отношение подъемной силы к лобо вому сопротивлению, называемое аэродинамическим качеством самолета [c.65]

Иногда ведомые сохраняют свое место в строю изменением не тяги, а сопротивления, периодически выпуская тормозные щитки, И в этом случае требуется резерв тяги, так как среднее лобовое сопротивление самолета ведомого при этом больше, чем самолета ведущего, у которого щитки убраны. Некоторое повышение сопротивления у самолета ведомого получается также за счет отклонений руля натравления и скольжений в процессе сохранения заданного интервала. Дополнительный резерв тяги требуется иметь ведомым при выполнении разворотов, но этот случай мы покл рассматривать не будем. [c.113]

Силу лобового сопротивления самолета преодолевает сила тяги Р. Тяга Р создается или вращающимся винтом, или реактивным двигателем. Сила тяги реактивного дви1ателя, как уже было сказано в 27, определяется ежесекундным расходом воздуха и скоростью, с которой этот воздух выбрасывается дви- [c.406]

Так как при переходе с режима полета Ущах на V меняются коэфициент полезного действия винта, лобовое сопротивление самолета и удельный расход топлива, что оказывает влияние на общий расход топлива, то для учета этого обстоятельства полученное количество топлива увеличивают на 6—8%. Следует отметить, что полученные зависимости дают только приближенное значение расходуемого количества топлива на самолете, так как они не учитывают ряда факторов, влияющих на расход топлива (атмосферные условия, режим работы двигателя и др.)- [c.13]

Первоначально для самолета ДАР была разработана оригинальная, ранее не встречавшаяся в практике мирового самолетостроения, компоновочная схема силовой установки, обеспечивавшая повышение тяговых характеристик винтов и снижение лобового сопротивления самолета. По этой схеме силовая установка ДАР должна была состоять из двух двигателей Испано-Сюиза 12, которые устанавливались над лодкой в тандем, но носками друг к другу так, что их толкающий и тянущий воздушные винты образовывали систему соосных воздушных винтов, вращающихся в ра.эные стороны. При этом диски винтов работали в профилированном кольце, нижняя часть которого образовывалась вогнутой верхней палубой лодки и полукольцевым центропланом крыла с горизонтальными стой- [c.268]

Чем меньше поперечный глбарит двигателя, тем меньше лобовое сопротивление самолета. [c.42]

Что же касается основного свойства — уменьшения суммарного лобового сопротивления самолета, то капот NA A эффективнее кольца Тоуненда. [c.407]

Следовательно, величина силы сопротивлений воздуха прйм(> пропорциональна а) плотности воздуха — р б) несущей поверхности й и в) скорости полета в квадрате 1 кроме того, она зависит от профиля крыльев, размаха и ширины их, угла атаки, формы и размеров остальных частей самолета. Последнее учиты вается коэфициентом лобового сопротивления самолета С в [c.62]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...