Моменты, действующие на самолет

Отсутствие метода определения циркуляции скорости вокруг крыла затрудняло использование формулы Жуковского для практических расчетов. Эту принципиально важную задачу решил ученик и последователь Жуковского С. А. Чаплыгин [40] и почти одновременно с ним В. Кутта [41]. Начиная с 1910 г. Чаплыгин проводит цикл работ по теории крыла. В статье О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910 г.) Чаплыгин сформулировал положение (постулат Чаплыгина — Жуковского ), согласно которому при безотрывном обтекании профиля крыла потоком идеальной жидкости хвостовая точка профиля (точка заострения) является точкой схода потока с верхней и нижней поверхностей крыла. Этот постулат позволил вычислить циркуляцию скорости по замкнутому контуру, охватывающему профиль крыла, и тем самым определить подъемную силу по формуле Жуковского. В этой работе Чаплыгин изложил основы плоской задачи аэродинамики и дал формулы для расчета сил давления потока на различные профили крыла. Он впервые вывел общие формулы для силы и аэродинамического момента указал на наличие значительного опрокидывающего момента, действующего на самолет, и вследствие этого опасность потери устойчивости [c.287]

Гироскопический момент, действующий на самолет, обращается в нуль, если иа самолете установлены два ГТД, турбины которых вращаются в разные стороны относительно параллельных осей, симметрично расположенных по отношению к продольной оси самолета. [c.89]

Моменты, действующие на самолет (рис. 4.18) момент крена (поперечный момент) Мх стремится повернуть самолет относительно оси Охи [c.155]

Помимо перераспределения давлений, которое в итоге влияет на величины аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет, при волновом кризисе нередко наблюдаются вибрации самолета. Они появляются вследствие двух причин во-первых, скачок уплотнения, как правило, не стоит на одном месте, а непрерывно колеблется в продольном направлении, в связи с чем толчками изменяется величина аэродинамической силы крыла во-вторых, при волновом кризисе наблюдается срыв потока с крыла, связанный с воздействием скачка уплотнения на пограничный слой. [c.46]

Моменты, действующие на самолет [c.279]

Моменты, действующие на самолет, могут быть различными по своему происхождению и характеру воздействия на самолет. [c.279]

Быстрые колебания связаны в основном с действием путевой устойчивости. Для их иллюстрации можно обратиться к модели на рис. 11.18. Если балансир вывести из равновесия, то он будет совершать затухающие колебания. Здесь роль путев ого стабилизирующего момента, действующего на самолет, играет момент пружин, действующий на балансир, а роль демпфирующего момента — момент сопротивления, вызываемый вязкостью жидкости. [c.323]

Поведение самолета в полете определяется соотношением сил и моментов, действующих на самолет. При установившемся движении все моменты сил, действующих на самолет, взаимно уравновешены. Однако в полете под воздействием различных причин возникают следующие дополнительные моменты. [c.36]

Дополнительно к уравнениям нормальной и тангенциальной перегрузок (3.9) и (3.10) необходимо учесть и продольный момент, действующий на самолет ( с учетом моментов от силовой установки). [c.187]

Рассмотрим статические силы и моменты, действующие на самолет в момент отрыва (рис. 3.11). Входной секундный импульс /вх приложен примерно в центре площади воздухозаборника на расстоянии Гв(хв, г/в) от ЦМ самолета и направлен по вектору скорости набегающего потока. [c.189]

МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ В ПРЯМОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ [c.121]

Рис. 4.14. Силы и моменты, действующие на самолет при полете со скольжением

Рис. 8.4. Силы и моменты, действующие на самолет при выходе на подхват

Рис. 14.3. Силы и моменты, действующие на самолет при боковом ветре

Записав уравнения равновесия сил и моментов, действующих на самолет, и рассмотрев работу тормозного колеса, эластичной шины и датчиков растормаживания, получим следующую систему уравнений [c.127]

R чМо совпадают, эквивалентны. Отсюда следует, что для задания (или определения) любой системы сил, действующих на твердое тело, достаточно задать (определить) ее главный вектор и главный момент относительно некоторого центра, т. е. шесть величин, входящих в левые части равенств (49) и (50) [в случае рассмотренной, в 15 плоской системы сил — три величины, входящие в равенства (27)]. Этим нередко пользуются на практике, например, при задании (определении) аэродинамических сил, действующих на самолет, ракету, автомобиль, или при определении внутренних усилий в частях конструкции (см. задачу 26 в 20). [c.77]

При прямолинейном полете с постоянной скоростью самолет должен двигаться поступательно, т. е. не только сумма действующих на самолет сил, но и сумма моментов этих сил относительно любой оси должна быть равна нулю. Однако и эТого мало. Случайные причины (например, порывы ветра) могут немного отклонить самолет от положения, соответствующего совершаемому прямолинейному движению. Нужно, чтобы после этого самолет (без участия летчика) возвращался к исходному движению. Для этого долл<ны возникать силы и моменты сил, которые уменьшали бы возникшие отклонения. Только при этом условии полет будет устойчивым. [c.570]

Выражения (8) представляют собой гироскопические моменты, развиваемые телом Т. Эти инерционные моменты действуют на связи, принуждающие тело Т, имеющее собственную угловую скорость й ) вращаться с угловой скоростью йе- в качестве примера рассмотрим движение самолетного двухлопастного винта, представляющего собой несимметричное твердое тело, в опорах которого при вираже самолета возникают силы реакций Д и Еу, нагружающие подшипники вала винта и способствующие их разрушению. На рис. 6, а представлен двухлопастной винт самолета, разворачивающегося с угловой скоростью Йе вокруг ОСИ X. [c.26]

В связи с тем что основной причиной возникновения постоянной составляющей собственной скорости прецессии платформы гиростабилизатора, а также периодических вынужденных колебаний платформы являются возмущающие моменты, действующие на гиростабилизатор в процессе угловых колебаний самолета в дальнейшем более подробно остановимся на исследовании движения различных гиростабилизаторов, установленных на качающемся основании. [c.454]

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]

В момент посадки на самолет действует вертикальное ускорение /, направленное вверх (на гашение вертикальной скорости Vy), которое тем больше, чем меньше обжатие амортизации (чем выше ее жесткость), т. е. чем меньше путь, на протяжении которого гасится вертикальная скорость. Наличие ускорения / вызвано реакциями земли при посадке, следовательно, нагрузки при посадке зависят от жесткости амортизации. [c.90]

Продольный момент Л1г, действующий на самолет относительно центра тял<ести, определяется выражением [c.185]

В зависимости от сил, действующих на самолет, изменяются не только ускорения самолета, но и нагрузки, испытываемые экипажем. За меру нагрузки, испытываемой летчиком, принимается перегрузка — число, показывающее, во сколько раз сила, с которой летчик давит на сиденье (чашку, спинку, ремни) в данный момент движения, больше его собственного веса на земле. [c.121]

Равенство нулю суммы моментов всех сил, действующих на самолет, означает, что равнодействующая этих сил проходит через центр тяжести самолета. Если точку приложения равнодействующей аэродинамических сил, включая силу тяги, назвать центром давления самолета, то условие равновесия моментов можно сформулировать так для равновесия моментов необходимо с о в-падение центра давления самолета с его центром тяж е сти. [c.275]

Для продолжения прямолинейного полета нужно обеспечить равновесие моментов и равновесие сил, действующих на самолет. [c.369]

Но этим еще не обеспечивается полная боковая балансировка, так как взаимно уравновешены будут только моменты, но не силы, действующие на самолет. В частности, поперечная сила, возникшая в результате отклонения руля, первоначально ничем не уравновешивается, н под ее действием самолет начнет двигаться вбок, т. е. лететь хотя и без крена, но со скольжением. [c.83]

Ограничение перегрузки по прочности конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличиваются перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. [c.30]

Балансировкой самолета называется уравновешивание моментов всех сил, действующих на самолет, относительно его центра тяжести. В аэродинамике различают три вида равновесия моментов (балансировки самолета) соответственно трем осям [c.36]

Чаплыгип указывал па наличие значительного опрокидывающего момента, действующего на самолет, и предупреждал об опасности быстрого изменения угла атаки. В своих работах Чаплыгин вывел интересное свойство изогнутых пластинок, показав, что при нулевом угле атаки подъемная сила пластинок зависит лишь от стрелки прогиба и не зависит от хорды пластинки. [c.277]

Глава XII—Взаймное влияние частой самолета. Аэродинамические силы и моменты, действующие на самолет. Автор надеется, что этот курс восполнит имеющийся пробел в нашей учебной литературе по аэродинамике и, будучи несколько более широким по содержанию, нежели обычный курс авиационного института, сможет также принести пользу инженерным работникам в области самолетостроения. [c.8]

В начале 30-х годов весьма актуальными были проблемы, связанные с изучением штопора самолета. Первые серьезные исследования по штопору в СССР были проведены В. С. Пышновым в 1927 г. Исследования штопора в ЦАГИ были начаты под руководством А. И. Журавченко. В 1934 г. вышла его работа на эту тему, в которой он описал первые экспериментальные результаты по влиянию угла атаки, угла скольжения и угловой скорости крена на силы и моменты, действующие на самолет. На этой основе были изучены установившиеся режимы штопора. Далее А. Н. Журавченко продолжил исследование на приборе Ш-1 (1935 г.) и дал анализ неустановившегося движения выхода самолета из штопора. В этой его работе сделана попытка на основе численного интегрирования упрощенных уравнений движений самолета проанализировать режим выхода. Однако положенные в основу аэродинамические характеристики, полученные на приборе Ш-1, являлись недостаточно точными и при переходе к натуре были источником ошибок. В дальнейшем проблема штопора получила достаточно надежное разрешение на основе экспериментальных методов исследований динамически подобных моделей в вертикальной трубе ЦАГИ Т-105 (М. М. Михайлов, [c.292]

Применение парашюта при ветре. Суммарный разворачивающий момент, действующий на самс1лет при разбеге с боковым ветром, складывается из следующих моментов флюгерного, трения колес о землю и тормозного парашюта, т. е. М = Л фл + Wtp + (рис. 1.13). На самолетах со стреловидным крылом [c.39]

Ограничение прочности по конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличивается перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. Перегрузка Пг/разр> при которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей перегрузкой. Эксплуатировать самолет до разрушающей перегрузки нельзя, поэтому вводится ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке /гамаке- Эти две перегрузки связаны между собой сх)отношением [c.60]

Пример. На рис. 5.07, а показана схема сил, действующих на самолет, причем известно, что скорость самолета направлена вверх под углом 6=30° к горизонту и равна 1080 км1час. Выясним характер движения самолета в данный момент. Для этого сведем все силы к продольным и поперечным (рис. 5.07, б) и найдем суммарные силы (силу тяги считаем продольной) [c.120]

Выше было рассмотрено движение самолета без учета того, что при переходе в режим с % >, кроме изменения балансировки самолета по аэродинамическим моментам, нарушается и баланс сил, действующих на самолет. В частности, на больших углах атаки сильно возрастает лобовое сопротивление, которое уменьшит скорость (число М) полета. При этом неустойчивость самолета может также уменьшиться, а управляемость восстановится, т. е. ее потеря будет временной. Когда число М станет меньше 0,7, пикирующие моменты от руля высоты по абсолютной величине станут больше кабрирующих моментов неустойчивости и самолет интенсивно уменьшит угол атаки и коэффициент Су. [c.179]

Главным условием равновесия в полете является уравновещенпость сил, действующих на самолет (т. е. алгебраическая сумма всех сил, действующих на самолет, равняется нулю). Вторым условием равновесия является взаимная уравновешенность моментов сил относительно его осей. Совокупность этих двух условий обеспечивает прямолинейный и равномерный полет самолета без вращения. [c.36]

Решение задачи приведения сил дает следующий основной резу, 1ьтат любая система сил, действующих иа абсолютно твердое тело, эквивалентна одной силе, равной главному вектору Н системы и н 1Иложеппой в нронзвол лю выбранном цент]1е О, и одной паре спл с моментом, равным главному моменту системы относительно этого центра. Отсюда следует, что любую систему действующих на твердое тело сил можно задать ее главным вектором и главным моментом—результат, к-рым широко пользуются на практике нри задании, напр,, аэродинамич. сил, действующих на самолет или ракету, усилий в сечеиии балки и др. [c.67]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...