Параметры хвостового оперения

Параметры хвостового оперения [c.245]

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]

У современных самолетов при выборе потребной степени путевой статической устойчивости критическими являются режимы полета на наибольших допустимых в эксплуатации значениях числа М и угла атаки, а в некоторых случаях и скоростного напора. Вот почему при проектировании скоростных самолетов именно из условий полета на этих режимах выбирают параметры, влияющие на путевую устойчивость (в первую очередь площадь и плечо вертикального оперения). Если при этом учитывать, что при перемещении центра тяжести самолета назад уменьшается степень его путевой статической устойчивости, так как уменьшается плечо вертикального хвостового оперения, то достаточность степени путевой статической устойчивости на указанных критических режимах полета необходимо проверять при предельно задней эксплуатационной центровке самолета. [c.99]

Основным параметром, характеризующим эффективность капота, является сечение выходной части капота, от которого зависит расход воздуха. Регулирование протока воздуха заслонками на выходе должно быть обеспечено так, чтобы максимальное открытие заслонок не превышало 25°. При большем открытии заслонок расход воздуха через капот возрастает незначительно, но появляется срыв потока с заслонок, который может привести к вибрации хвостового оперения или крыла (при расположении двигателя на крыЛе). [c.310]

В данной главе рассматривается исследование аэродинамических параметров летательных аппаратов в целом, а также типичных органов управления их полетом. При этом для выявления эффектов взаимного влияния корпуса, крыла и оперения летательного аппарата на его аэродинамические характеристики приходится проводить как весовые, так и дренажные испытания моделей аппаратов в аэродинамических трубах, сопоставлять картины распределения давления по изолированным (отдельно взятым) элементам планера летательного аппарата и по этим же элементам, собранным в единую модель, подсчитывать коэффициенты интерференции, позволяющие по аэродинамическим параметрам отдельных элементов находить суммарные характеристики для их комбинаций. С вопросами интерференции тесно связано и исследование эффективности хвостового оперения летательного аппарата, обусловленного, в частности, скосом и торможением потока за расположенным перед оперением крылом. [c.283]

В соответствии с этим общая схема исследования основана на последовательном построении хвостового оперения из отдельных элементов, полагая, что аэродинамические характеристики каждого из элементов известны. Схема построения для плюссбразного оперения показана на рис. 2.3.4. В таком виде она имеет отнощение к исследованию влияния угла скольжения, вызывающего соответствующие поперечные силы. При этом угол скольжения должен быть небольщим, соответствующим линейному характеру изменения аэродинамических параметров. [c.169]

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]

Рекомендации. Изменение площади хвоста, ведущее к пропорциональному изменению параметра Аслабо влияет на Поэтому не следует уменьшать площади хвостового оперения, если это в какой-либо мере ухудшает наведение ветродвигателя на ветер. Распространённое мнение о том, что увеличение площади хвостового оперения значительно увеличивает неверно. Для умень- [c.235]

Для задания директрисе поверхности можно использовать различные методы. В настоящее время при проектировании крыла, хвостового оперения и опор задаются параметры стандартных или модифицированных поверхностей NA A. Иногда при задании крыла вводятся дополнительные стандартные секции или координаты. В конечном счете предполагается создание полного комплекса программ трехмерного проектирования крыла с расчетом несущих поверхностей, который бы целиком выполнялся исходя из геометрических и аэродинамических соображений. Пока такое проектирование ведется на основе экспериментов в аэродинамической трубе и последующих летных испытаний. [c.216]

А.П. Федотов. Проект, 1915. Житель г. Бендеры Александр Петрович Федотов под впечатлением от сообщений о полетах самолета Илья Муромец заинтересовался авиацией и в 1914 г. занялся разработкой проекта винтокрылого летательного аппарата и к нему (рис. 104) двигателя, работающего на нитроглицерине. Винтокрылый аппарат должен был иметь четыре расположенных квадратом несуищх винта диаметром 1 сажень (2,13 м), тандемом расположенные две пары бипланных крыльев, тянущий пропеллер и хвостовое оперение. Каждый винт должен был приводиться от своего мотора. Аппарат предназначался для перевозки 20 пассажиров со скоростью свыше 110 км/ч. Проект был рассмотрен в 1915 г. экспертом Центрального военно-промышленного комитета В.И. Ярковским, который отметил его неразработанность, невозможность при выбранных параметрах подняться в воздух и нереальность при тогдашнем уровне науки и техники соединения геликоптера с аэропланом . В заключение он признал, что производство опытов с геликоптерами... в настоящий момент едва ли своевременно . Проект также был рассмотрен и в Леденцовском обществе В.П. Ветчинкиным, который отметил ошибочность расчетов Федотова и выразил сомнение в возможности соединения вертолета с самолетом. [c.175]

Выбор параметров и места расположения хвостового опер ния (горизонтального у одновинтовой схемы и горизонтально] и вертикального, у двухвинтовых схем) осуществляется пос проведения расчетов устойчивости и управляемости вертолете с учетом статистического анализа прототипов. При этом выб раются площадь оперения, углы установки, расстояние от цен ра масс вертолета. [c.264]

Провел сравнительные испытания двигателей обеих типов у себя и Ильюшин, заявлявший не раз что не допустит двигатели Ивченко на свой Ил-18. Конечно, но потому что АИ-20 строился на Украине просто НК-4 был на 200 кг легче и при зтом мощнее, экономичнее и удобнее в обслуживании. К тому же, на тот момент выпуск НК-4 уже был начат в Куйбышеве, а когда появятся серииные экземпляры АИ-20 было еще не ясно. И тем не менее, техника должна была показать себя в полноценных сравнительных испытаниях. Это в Постановлении было оговорено однозначно Проектируя пассажирскую машину У , конструкторы ОКБ Антонова отга, кивалнсь. прежде всего, от тех задач, которые предстояло решать военно-транспортному самолету Т , как от более сложных Параметры фюзеляжа были выбраны с учетом возможности перевозки военной техники, причем не только из арсенала Воздушно-десантных Войск но и других родов и видов Вооруженных Сил. Помимо легких буксируемых и самоходных орудий, например новой стандартной самоходки ВДВ АСУ-85, самолет Т должен был обеспечивать быстрое развертывание довольно громоздких пусковых установок ядерных оперативно-тактических ракет класса земля — земля . Отдельные требования на компоновку оперения самолета налагала необходимость сброса тяжелых грузов с хвостовой рампы при десантировании в воздухе [c.6]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...