Аэродинамическая компоновка самолета

Аэродинамическая компоновка самолета [c.100]

При определенном стечении обстоятельств (слишком задняя центровка, недостаточно удачная аэродинамическая компоновка самолета, влияние упругих деформаций конструкции) степень местной неустойчивости самолета и каб-рирующие моменты могут быть настолько велики, что даже полного отклонения вперед штурвала (ручки) может не хватить для возвращения самолета из режима больших околокритических углов атаки в нормальный режим полета, т. е. наступит потеря управляемости самолета. Это может быть, например, в полете при М = 0,8 (рис. 20). Потеря управляемости выразится в том, что даже при полном отклонении штурвала вперед самолет будет лететь с перегрузкой, увеличивая угол тангажа и угол набора высоты. [c.178]

В этот период времени практически были выработаны рациональные аэродинамические компоновки самолета, т. е. формы и размеры отдельных элементов, а также их взаимное расположение. [c.287]

Основные результаты исследований по аэродинамике и динамике самолета вошли в Руководство для конструкторов , выпущенное в 1943 г. В этом коллективном труде в сжатой конкретной форме, кроме упомянутых. результатов, было дано описание экспериментальной базы и методики проведения испытаний в аэродинамических трубах, а также практически исчерпывающие данные, необходимые для аэродинамического проектирования самолетов с поршневыми двигателями. Были приведены общие указания по аэродинамической компоновке самолета, методике расчета потребных и располагаемых мощностей и летных данных самолета. Излагались методика определения основных распределенных и суммарных аэродинамических характеристик, а также способ расчета поляры самолета. [c.293]

Важную роль в реализации возможностей, заложенных в аэродинамической компоновке самолета, и возможностей мотора сыграли рациональный выбор и возможность изменения в полете угла установки лопастей воздушного винта для обеспечения достаточно высокого и мало изменяющегося по скорости КПД (рис. 7). Работы ЦАГИ и ОКБ в [c.372]

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА САМОЛЕТОВ И ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕЙ ТРЕБОВАНИЯ [c.5]

Влияние изменения угла атаки на положение фокуса и устойчивость по перегрузке проявляется только на больших углах атаки, когда возникает срывное обтекание, и зависит от аэродинамической компоновки самолета. Наиболее значительное уменьшение устойчивости по перегрузке на больших углах атаки может наблюдаться у самолетов со стреловидными крыльями. В некоторых случаях выход на большие углы атаки у таких самолетов может сопровождаться полной потерей устойчивости по перегрузке, приводящей к так называемому подхвату (глава 8). [c.149]

ВЫБОР ОСНОВНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ САМОЛЕТА т-4. [c.43]

Аэродинамическая компоновка самолета с малым запасом продольной устойчивости и большим передним горизонтальным оперением обеспечивала малые потери аэродинамического качества на продольную балансировку самолета. [c.84]

Аэродинамическая компоновка самолета Т-4М [c.128]

Аэродинамическая компоновка самолета Т-4МС была выполнена по схеме "летающее крыло" с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей. [c.143]

В соответствии с требованием технического задания, на борту самолета Т-4 необходимо было расположить две крылатые ракеты Х-45, что при выбранной аэродинамической компоновке самолета усложняло традиционное их размещение под крылом из-за увеличения аэродинамических нагрузок вследствие влияния мотогондолы. Это приводило к значительному увеличению веса подвесок, усложнению процесса отделения ракет от самолета и сложностям по размещению системы охлаждения ракет в тонком крыле. Учитывая перечисленные трудности, первый самолет 101 был [c.174]

Оптимальная аэродинамическая компоновка самолета выбиралась по результатам испытаний 39 моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ. В ходе проектирования рассматривались такие схемы, как утка и бесхвостка . Но конструкторы остановились на классической схеме с треугольным крылом. Причиной такого выбора стало отсутствие необходимых методик расчета указанных выше компоновок, а также необходимость сокращения времени проектирования. [c.120]

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]

При увеличении углов атаки сваливанию предшествуют некоторые особенности поведения самолета, свидетельствующие о полете на больших углах атаки. Характер проявления этих особенностей зависит от аэродинамической компоновки. Так, у некоторых самолетов в дозвуковой области по достижении определенного угла атаки возникает так называемая предупредительная тряска. Ей соответствует коэффициент подъемной силы [c.150]

Ограничение числа М. акс доп из условий устойчивости самолета связано с тем, что в зависимости от аэродинамической компоновки при околозвуковых скоростях пли больших сверхзвуковых скоростях могут возникнуть такие явления, как сильная неустойчивость по скорости, большие усилия на ручке (штурвале) управления, [c.161]

Интенсивность интерференции зависит от формы и взаимного размещения частей самолета. Одной из важнейших задач аэродинамических экспериментов, предшествующих созданию нового самолета, является отыскание такого варианта компоновки самолета, который обеспечивал бы наименьшую вредную интерференцию. Иногда оказывается, что форма отдельных частей, невыгодная при изолированном испытании, бывает более подходящей в сочетании с другими частями. [c.100]

Проблема снижения шума самолетов наиболее успешно может быть решена лишь с внедрением комплекса мероприятий, таких как создание малошумных двигателей, рациональная компоновка ее на самолете, улучшение аэродинамических качеств самолета, применение оптимальных режимов взлета и посадки И наконец, мероприятия, направленные на ослабление шума в источниках (струе, компрессоре, турбине и др.) и на пути его распростране-нения. Двигатель не является единственным источником шума. Значительный шум производит сам летящий самолет на режимах взлета, набора высоты и посадки. [c.484]

При разработке самолета большое внимание уделялось аэродинамической компоновке. Для получения требуемых характеристик на больших углах атаки выбрана форма крыла в плане с умеренной стреловидностью по передней [c.80]

Аэродинамическая компоновка пассажирского самолета сводится к решению следующих основных задач [c.110]

Важнейшим достижением этих лет можно считать создание семейства тяжелых цельнометаллических монопланов АНТ-4 и АНТ-б. На базе конструкции самолета АНТ-4 в той же аэродинамической компоновке был построен многоцелевой самолет АНТ-7 ( воздушный крейсер Р-6) несколько меньших размеров с двумя двигателями М-17. [c.370]

В заключение следует отметить, что переход от тихоходных тяжелых самолетов с гофрированной дюралевой обшивкой, от легких бипланов с матерчатой и фанерной обшивкой к скоростным бомбардировщикам и истребителям-монопланам совершенных аэродинамических форм со скоростями, превысившими 350 — 400 км/ч, потребовал коренного изменения компоновки самолета, улучшения обтекания всех ее элементов, внедрения убирающихся шасси и механизации крыла, отказа от простых выдвижных радиаторов в пользу радиаторов в профилированных туннелях с автоматически регулируемой площадью выхода, создания и внедрения высотных моторов с одно-, двух- и трехступенчатыми нагнетателями (или с турбомуфтами), создания и внедрения винтов, автоматически изменяемого в полете шага. [c.391]

Особенностью аэродинамической компоновки самолета Ш-1, а затем и Ш-2 являлись очень большие углы заклинения верхнего и нижнего крыльев (6,5 и 10° соответственно), что позволяло полностью использовать максимальный коэффициент подъемной силы крыла (угол атаки 15 — 16° ) при относительно небольшом (10°) угле наклона самой лодки при касании воды или суши. В горизонтальном полете, когда угол атаки крыла уменьшался до 3°, носовая часть лодки самолетов Ш-1 и Ш-2 была немного опущена вниз, что обеспечивало хороший обзор вперед из кабины экипажа. Кроме того, выбранные углы заклинения крыла и продольного наклона лодки при посадке (так называемого угла продольной килеватости) позволяли иметь очень небольшую высоту стоек шасси, что упрощало конструкцию шасси и снижало его массу. Самолеты Ш-1 и Ш-2 были первыми советскими самолетами-амфибиями и выбранные для них соотношения углов продольной килеватости и заклинения крыла использовались и на последующих советских амфибиях, естественно, с поправкой на другие несущие способности крыльев. [c.290]

Рациональная аэродинамическая компоновка самолета, тяговооруженность, превышающая единицу, надсж- [c.266]

Вследствие смещения фокусов всех частей самолета его фокус в целом при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым также смещается назад. Величина этого смещения в зависимости от аэродинамической компоновки самолета может составлять 15—25°/о длины САХ. Примерный вид зависимости относительной координаты фокуса Хр от числа М полета для ст1рел01Вид Н0(Г0 крыла малого удлинения показан на рис. 4.7. В области чисел М<0,85-т-0,9 в пределах плавного обтекания положение фокуса практически не изменяется. [c.124]

Дании В обледенение. Опять, как и в случае с Ан-10, пона-добилось несколько катастроф, чтобы было принято решение о проведении тщательных испытаний и проверки эффективности существующей противообледенительной системы, свойств аэродинамической компоновки самолета при полете с максим 1льно отклоненной механизацией и дополнить Руководство по эксплуатации самолета Ан-12 новыми положениями. [c.58]

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]

Высота потолка зависит от аэродинамической компоновки, веса самолета и характеристик двигателя (двигателей). Для сверхзвуковых самолетов обычно дают значения статического потолка для двух режимов работы двигателя Полный форсаж и Максиыал. Это вызвано тем, что при работе двигателя на полном форсаже расходы топлива велики и длительный полет на сверхзвуковом потолке или вблизи него, как правило, невозможен. При работе двигателя на бесфорсажном режиме статический потолок ниже, полет происходит с дозвуковой скоростью. На дозвуковом статическом потолке аэродинамическое качество самолета максимально (/(макс). [c.160]

Циолковскому принадлежит прогрессивная идея постройки цельнометаллического аэроплана. В статье 1894 г. Аэроплан или птицеподобная (авиационная) летательная машина даны описание и чертежи моноплана, который по своему внешнему виду и аэродинамической компоновке предвосхиш.ает конструкции самолетов, к которым авиационная техника пришла через 15—18 лет. У аэроплана, предложенного Циолковским, крылья имеют толстый профиль с округленной передней кромкой, а фюзеляж — хорошо обтекаемую форму. Для решения аэродинамических вопросов Циолковский построил аэродинамическую трубу с открытой рабочей частью, разработал методику аэродинамического эксперимента и позднее (в 1900—1901 гг.) на субсидию Академии наук провел продувки простейших моделей и определил коэффициенты аэродинамического сопротивления шара, плоской пластинки, цилиндра, конуса и других тел . [c.80]

Главной целью группы Цыбина при испытаниях было разобраться с возможными проблемами на пути создания скоростных самолетов и отработать аэродинамическую компоновку легкого реактивного истребителя. Однако реализовать этот замысел им в полной мере не удалось. В 1947 году началась первая в истории СССР конверсия оборонной промышленности. КБ Цыбина закрыли, а завод перевели на выпуск гражданской продукции. [c.311]

Главная цель конструктивно-силовой компоновки самолета заключается в разработке его конструктивно-силовой схемы, согласованной с аэродинамической и объемно-весовой компоновками. Так как детальная проработка конструкции самолета не является задачей предварительного проектирования, то результатом конструктивно-силовой компоновки можно считать чертеж директивной силовой схемы самолета, на котором изображены концепции силовых схем агрегатов и их взаимная увязка. Под концепцией силовой схемы агрегата здесь понимается принципиальная схема расположения только основных силовых элементов его продольного и поперечного набора (оси лонжеронов, стенок, балок и бимсов, а также оси силовых нервюр и силовых шпангоутов). Эти концепции силовых схем агрегатов в дальнейшем могут стать основой для оптимизационных и параметрических исследований, направленных на поиск рациональной кон-струтстивно-силовой схемы самолета в целом. [c.118]

Одним из первых к созданию многоцелевого или, как тогда говорили, самолета <комбинированного типа , приступил коллектив конструк-тсч)ского бюро А. Н. Туполева. Проектно-конструктрские работы над этим самолетом, получившим заводское обозначение АНТ-51 и СЗ (- Сталинс-кое задание ), велись под руководством П. О. Сухого. Первоначально с разрабатывался как скоростной разведчик с одним мотором М-34ФРН жидкостного охлаждения и его проектные данные предусматривали достижение максимальной скорости 455 км/ч на высоте 4000 м. Была разработана компоновка самолета, проведены его аэродинамические и прочностные расчеты, начаты работы в опытном производстве. Однако в начале [c.196]

Та же участь, что и Су-1, постигла высотный лстрсбтель А. С. Яков лева И-28, спроектированный вслед за И-26 и имевшим близкую с ним аэродинамическую компоновку. На самолете был установлен высотный мотор М-105ИД с двухступенчатым нагнетателем. В процессе продолжительных испытании так н не была достигнута необходимая надежность работы М-105ПД. И хотя И-28 показал выдающуюся среди истребителей тех лет скорость (665 км/ч иа высоте 9150 м, см. рис, 2). имел хорошие маневренные и пилотажные качества и во многом сходную с Як-1 конструкцию, что существенно облегч ло бы налаживание производства, передавать его в серию было нельзя. [c.29]

Опыт летных исследований первых ракетных самолетов вместе с большим объемом результатов теоретических и экспериментальных исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ позволил в дальнейшем определить принципы компоновки самолетов, предназначенных для полета с околозвуковыми скоростями. Опасные явления, связанные со сжимаемостью воздуха, обнаружились и при специальных исследованиях самолетов Ту-2 и Тандерболт в 1944 г., проведенных Н. С. Рыбко и И. М. Пашковским. [c.330]

В результате работы ЦАГИ была увеличена максимальная скорость истребителей Як, а самолет Як-3 с более мощным мотором ВК-107 А показал в летных испытаниях максим ьную скорость 720 км/ч благодаря тщательно отработанной и доведенной до совершенства аэродинамической компоновке. [c.383]

На рис. 20 хорошо прослеживается ступенчатость развития скоростной авиации создается новая компоновка, характеризуемая достигнутым уровнем аэродинамического совершенства (минимум сопротивления), после чего конструктор увеличивает максимальную скорость за счет повышения мощности силовой установки (нарастание скорости идет вдоль линии xqS/ijG - onst) до тех пор, пока это оказывается возможным по условиям боевого применения и компоновки самолета. Затем происходит замена аэродинамической компоновки на более совершенную, что обеспечивает приращение максимальной скорости даже при заметном уменьшении энерговооруженности. [c.388]

После создания, доводки и запуска в серийное производство конструктор продолжал непрерывно совершенствовать самолет по линии улучшения экономичности, увеличения грузоподъемности или повышения боевой эффективности. Это происходило за счет улучшения аэродинамики, увеличения тяговооруженности и совершенствования конструкции до тех пор, пока не оказывались исчерпанными все возможности компоновки. Только после этого (иноща слишком поздно) конструктор приступал к созданию нового самолета на базе новой аэродинамической компоновки, подготовленной к тому времени авиационной наукой. [c.392]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...