Оперение хвостовое

Оперение хвостовое 268, 283, 284 Оптика [c.503]

Хвостовая часть фюзеляжа имеет большое сужение. К ней крепятся киль и управляемое горизонтальное оперение, хвостовая балка с реактивными соплами управления [c.147]

Выбранная аэродинамическая схема демонстрирует отрицательную стреловидность горизонтального оперения (хвостовое оперение Виктория ), что было связано с профилем нервюр крыла. Предусмотренное достижение этим очень устойчивого статического соединения обещало этому виду конструкции значительное уменьшение сопротивления в полете. [c.39]

Ящик с мелкими частями самолета (стыковыми болтами плоскостей, зализом хвостового оперения, хвостовой лыжей, подкосами стабилизатора с болтами крепления, лентами-расчалками, с деталями крепления) устанавливается и крепится к полу в передней части ящика. [c.177]

Такой подход обладает, в свою очередь, существенным недостатком, который авиационные конструкторы первых лет авиации, вероятно, не до конца понимали. Уменьшение угла атаки концевых частей крыла приводит к значительному снижению подъемной силы на этих участках, тогда как их аэродинамическое сопротивление значительно увеличивается - а именно для исключения этих явлений и предполагалось исключить из конструкции традиционного оперения хвостовую часть фюзеляжа на самолетах схемы бесхвостка . [c.57]

На рис. 102 изображена схематическая модель планера со скошенными в плане концами крыльев и треугольным хвостовым оперением. Хвостовое оперение сделано разборным киль и стабилизатор снимаются с рейки. [c.88]

К деталям (изделиям) с поверхностями двойной кривизны относят гребные винты, лопатки турбин, детали корпусов автомашин, корпуса пароходов, фюзеляжи, крылья и хвостовое оперение самолетов. [c.252]

Определите продольную и поперечную эффективность полностью подвижных консолей хвостового оперения при Мех, = 2 для комбинации корпус — крыло — оперение , размеры и форма которой показаны на рис. 11.6. Центр массы комбинации расположен на расстоянии (л ц.т)оп=° 3,95 от передней точки корневой хорды оперения. [c.597]

Определите производные устойчивости корпуса с хвостовым оперением при Мс = 1,5 и 2. Форма и размеры корпуса и оперения показаны на рис. 11.13. Расстояние от носка до центра масс = 6 м. [c.600]

Тонкой называется такая комбинация корпус — крыло , у которой поперечные размеры (например, размах крыла /) значительно меньше продольной длины L, т. е. 1 > L. Течение около такой комбинации носит линеаризованный характер. При этом можно принять, что хвостовой участок корпуса вместе с оперением (крыльями) находится на значительном удалении от носовой части, поэтому ее влияние на обтекание оперения пренебрежимо мало. Таким образом, хвостовой участок обтекается практически невозмущенным потоком с числом = 1,5. При этом условии рассмотрим расчет аэродинамических характеристик. [c.605]

В соответствии с формулой (12.6.35) [19] для определения коэффициента интерференции необходимо найти отношение нормальной силы на хвостовой части корпуса с оперением ДК(т.оп) в. обусловленной вихрем, к нормальной силе изолированного оперения Кдц. Значение АК(т.оп) в определяется с помощью метода обратимости потока, а — по формуле, полученной с помощью теории тонкого тела. И хотя каждая из этих величин находится приближенно, их отношение достаточно точное. [c.618]

Определим продольную и поперечную эффективность поворотных консолей хвостового оперения. Производная коэффициента момента крена по углу б при дифференциальном отклонении горизонтальных консолей, характеризующая поперечную эффективность. [c.631]

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]

Роль оперения в обеспечении статической устойчивости. Обычный ( гладкий ) корпус летательного аппарата не обладает статической устойчивостью, так как его центр давления расположен впереди центра масс. Положительного запаса этой устойчивости можно добиться, сдвинув ко дну тела его центр давления так, чтобы он оказался за центром масс. Это обеспечивается благодаря оперению (стабилизаторам) в хвостовой части, которое создает стабилизирующий момент. Правда, при этом перемещается в том же направлении и центр масс, однако вследствие небольшого веса стабилизаторов влияние этого перемещения несущественно. [c.58]

Рис. 1.8.3. Схемы хвостового оперения

Широкое применение на летательных аппаратах различного назначения в большом диапазоне скоростей находят прямоугольные стабилизаторы малого удлинения (рис. 1.8.8,ж). Они обеспечивают большой стабилизирующий момент, что в известной мере объясняется благоприятной интерференцией с корпусом. К числу недостатков таких стабилизаторов относятся их большое аэродинамическое сопротивление, резко возрастающее уже при сравнительно небольших числах М <<Л, а также значительное перемещение центра давления в трансзвуковой области полета. Аэродинамические исследования выявили целесообразность использования на летательных аппаратах со сверхзвуковой скоростью неподвижных стабилизаторов, поворотного оперения (крыльев) или несущих поверхностей (играющих одновременно роль хвостового оперения), имеющих сложную форму в плане (рис. 1.8.8, зл-ж). Для такой формы характерны не одна прямая кромка, а наличие нескольких изломов по передней и задней кромкам, а также кри- [c.67]

Для обеспечения статической устойчивости сравнительно недлинных тел могут использоваться стабилизирующие юбки. Как и оперение, такие юбки, расположенные в конце летательного аппарата, создают дополнительную аэродинамическую силу, благодаря которой центр давления перемещается к хвостовой части. Поясним этот способ стабилизации на примере [c.71]

В нормальной (обычной) схеме (рис. 1.13.6,а) управляющее оперение I (рули) расположено за крылом 2 в хвостовой части летательного аппарата, что обеспечивает ему ряд преимуществ аэродинамического и конструктивного характера [15]. При таком расположении рулей возмущения от них не влияют на крыло, следовательно, условия его обтекания более благоприятны. Рули могут обеспечить резкий маневр летательному аппарату при сохранении их плавного обтекания. При достаточно большом первоначальном угле атаки это достигается последующим уменьшением угла до критического значения. [c.114]

У статически устойчивых аппаратов с поворотными крыльями передаточный коэффициент (1-7.7) положителен, т. е. отклонение рулей и угловая скорость будут одного знака, Знак передаточного коэффициента по углу атаки /Са (1.7.6) зависит в основном от взаимного расположения крыльев и центра масс, а также от размеров хвостового оперения. Если крылья размещены так, что фокус по углу их отклонения оказывается перед центром масс, то > О и /С >0. Расчеты показывают, что для этих аппаратов. [c.115]

В схеме бесхвостка , являющейся разновидностью нормальной схемы, изолированное управляющее оперение отсутствует, а рулевые устройства / расположены на задней кромке несущей поверхности 2, которая представляет собой совмещенные крылья и хвостовой стабилизатор (см. рис. 1.13.6,б). При реализации этой схемы достигается значительное увеличение площади крыльев при сохранении их небольшого размаха. Управление по курсу осуществляется отклонением вертикальных поверхностей, а управление по тангажу и крену производится при помощи горизонтальных рулей, которые могут отклоняться как в одном, так и в противоположном направлениях. [c.117]

Одна из особенностей аэродинамической схемы может состоять в том, что вследствие ограниченного пространства, занимаемого стартовым устройством, хвостовой стабилизатор выполняется в виде раскрывающегося оперения. [c.129]

В тех случаях, когда аппарат земля — земля является одноступенчатым без отделяющейся головной части, в схеме предусмотрено оперение, обеспечивающее надежную стабилизацию на пассивном участке траектории. На активном участке устойчивость и управление обеспечиваются газодинамическими органами. В некоторых случаях схема управляемой баллистической ракеты с отделяющейся головной частью также может иметь оперение. Оно предусматривается в том случае, если для стабилизации на траектории статически неустойчивой ракеты потребуются такие мощные газодинамические органы, которые практически невыполнимы. Оперение в хвостовой части ракеты обеспечит перемещение центра давления ближе к центру масс и повышение статической устойчивости. [c.129]

Консоли оперения могут располагаться на корпусе таким образом, что за ними остается хвостовой участок корпуса некоторой длины. Это не оказывает влияния на нормальную силу и положение центра давления, так как согласно аэродинамической теории тонкого тела индуцируемая нагрузка возникает только за счет взаимодействия между оперением и участком корпуса, расположенным непосредственно под ним. [c.152]

Данные на рис. 2.3.2,а и 2.3.3,а относятся к комбинации корпус —оперение без хвостовой части (Ххв = 0), а на рис. 2.3.2,6 и 2.3.3,б — с участком корпуса, длина которого == [c.166]

Величина нормальной силы определяется с учетом интерференции с корпусом. Кроме того, можно ввести поправку в общее значение нормальной силы хвостового участка за счет дополнительной силы корпуса, возникающей в результате его интерференции с оперением. С учетом этого [c.183]

Производная (3.1.26) — обычно отрицательная для хвостового оперения и положительная для органа управления, выполненного по схеме утка . [c.246]

Пример 3.3.1. Определить эффективность рулей на хвостовом оперении, расположенном на тонком заостренном корпусе при М = 1,5. Форма рулей показана на рис. 3.3.7. [c.270]

На штанге (показанной на рис. 200 пунктиром), опускаемой вертикально в поток, свободно вращается в горизонтальной плоскости устройство, состоящее из хвостового оперения (или руля поворота) и собственно вертушки хвостовое оперение предусмотрено для того, чтобы вертушка устанавливалась навстречу потоку. [c.342]

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]

Одним из важных последствий управляющего воздействия является устойчивость (или неустойчив-оеть) летательного аппарата в полете. Для более глубокого осмысления этого явления представляется удобным ввести понятие о статическое устойчивости как способности аппарата сохранять ориентировку (равновесие) по отношению к заданной траектории. В качестве управляющих устройств, обеспечивающих такую способность, используются стабилизаторы в виде хвостового оперения или каких-либо других несущих поверхностей, включающих в некоторых случаях и крылья. В книге рассматриваются возможные формы оперения (несущих поверхностей), используемые для аэродинамической стабилизации, а также излагается широко распространенный в практике метод гироскопической стабилизации. [c.5]

С увеличением числа (1/ ) из-за смещения фокуса (или центра давления) к хвостовой части статическая устойчивость возрастает, поэтому необходимое отклонение руля для обеспечения балансировки летательного аппарата увеличивается. При этом вследствие снижения эффективности рулей на сверхзвуковых скоростях такой угол может еще более возрасти и превысить значения, допустимые по конструктивным соображениям. По этой причине на аппаратах, предназначенных для полетов с больщими скоростями, вместо обычных рулей применяются управляющие органы в виде полностью поворотного оперения или крыльев. [c.82]

Особенностью схемы бесхвостка является существенный вклад в создание подъемной силы аппарата органов управления, определяемый величиной Уд ба. Для такого аппарата характерно отсутствие скосов потока, снижающих эффективность рулей и крыльев. Использование рулей на горизонтальных крыльях делает более надежным управление по крену, так как исключается возможность обратного влияния крена. Статическая устойчивость практически независима от движения по тангажу, рысканию и крену. Летательные аппараты, выполненные по схеме бесхвостка , могут иметь неуправляемое оперение, расположенное как впереди, так и позади центра масс. Необходимость в таком оперении возникает при стремлении улучшить характеристики устойчивости и демпфирования. На рис. 1.13.6,6 показано, что летательный аппарат имеет в носовой части неподвижные поверхности 3, выполняющие функции дестабилизаторов, которые уменьшают чрезмерную статическую устойчивость, придаваемую сильно развитой хвостовой несущей поверхностью. Дестабилизатор одновременно играет роль демпфирующего устройства. Кроме того, отсутствие изолированного управляющего оперения уменьшает лобовое сопротивление. По этой же причине крыло не испытывает неблагоприятного воздействия скоса потока. [c.117]

При двухкрылой схеме горизонтальное оперение может располагаться как в хвостовой, так и в носовой части корпуса или вовсе отсутствовать. В последнем случае их роль играет крыло. Что касается вертикального оперения, то оно должно всегда располагаться у кормы, так как в противном случае не будет обеспечена путевая статическая устойчивость. [c.122]

Малые дальности. Баллистические траектории. Летательные аппараты с такой траекторией являются неуправляемыми оперенными бескрылыми или неоперенными. В их аэродинамической схеме должны быть предусмотрены средства, обеспечивающие повышение точности стрельбы. К ним относятся косорасположенные лопасти хвостового оперения, с помощью которых в полете достигается проворачивание оперенного летательного аппарата вокруг продольной оси, улучшающее кучность. Такой же эффект создают тангенциальные сопла двигательных установок. [c.130]

Влияние хвостовой части корпуса. Ранее было отмечено, что для тонких комбинаций длина корпуса за оперением не оказывает влияния на нормальную -силу и положение центра давления. Однако для нетонких комбинаций такое влияние может оказаться существенным. [c.163]

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]

Пример 2.4.3. Определить производные устойчивости летательного аппарата с двух- или четырехконсольным оперением с учетом сжимаемости и других факторов (форма консолей, длина хвостового участка) при движении без крена (ф = 0) со скоростью 1 00= 510 м/с (М = 1,5). Форма аппарата показана на рис. 2.1.11. [c.191]

Кроме интерференции, связанной с образованием вихрей, при больших сверхзвуковых скоростях имеет место дополнительный интерференционный эффект, вызванный взаимодействием с возникаюгцими скачками уплотнения (рис. 2.5.8). Как видно из рисунка, при некотором угле атаки щ горизонтальное оперение расположено в зоне между хвостовым скачком и веером расширения. Вследствие этого оно оказывается для потока, прошедшего через веер расширения, под нулевым углом атаки и не будет создавать подъемной силы. Практически эффективность оперения близка к нулю (т1оп = 0)-При большем угле атаки (а2> аО угол скачка возрастает и его плоскость может оказаться перед оперением. Так как линия тока за скачком почти совпадает с направлением набегающего потока, то оперение в значительной ме- [c.201]

Соответствующее число Маха, по которому определяются коэффициенты нормальной силы (Су)оп1или его производная для хвостового оперения, находится из условия [c.203]

К моменту разрушения указанной выше лопатки в эксплуатацию был введен новый регламент по осмотру лопаток. Периодичность осмотра рабочих лопаток VIII ступени компрессора на двигателях НК-8-2у (с титановым статором компрессора) по бюллетеню № 808-БЭГ была сокращена для "2-й СУ" до 25 5 ч, а для "1-й СУ" и "3-й СУ" — до 50 10 ч. Обоснование различий в периодичности осмотра лопаток дано в связи с технологией проведения контроля. Осмотр двигателей 2-й СУ" осуществляется на самолете Ту-154 с помощью специальной оснастки, так как двигатель высоко поднят над хвостовым оперением самолета. Имеющимися данными о длительности развития усталостных трещин в исследованных случаях разрушения лопаток VIII ступени компрессора подтверждается (см. табл. 11.3), что для двигателей "2-й СУ" при должном качестве осмотра своевременное выявление повреждений лопаток обеспечивается с определенным запасом. Для двигателей "1-й СУ" и "3-й СУ" было рекомендовано придерживаться нижней границы допуска на периодичность осмотра с целью повышения надежности выявления повреждений. [c.600]

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]

Характерный пример применения стеклопластиков в основной конструкции — легкий четырехместный самолет Уиндекер Игл с полетной массой 1540 кг. Управления гражданской авиации. Практически вся конструкция — фюзеляж, крыло и хвостовое оперение — выполнены из стеклопластика. Эта конструкция, обеспечившая минимум проблем, обычно возникающих при соединении в единое целое разнородных материалов, должна обладать отличными усталостными характеристиками наряду с уже продемонстрированными высокими летными качествами. Некоторые из этих качеств обусловлены сопутствующими эффектами применения композиционных материалов. R частности, высокая радиопрозрач- [c.47]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...