Компоновка самолета

Аэродинамическая компоновка самолета [c.100]

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]

Зависимость продольной устойчивости от форм и компоновки самолета [c.308]

Из соображений наилучшей компоновки самолета и, в частности, стремления не занимать центральную часть фюзеляжа под шасси, а использовать ее для размещения грузов (топлива, бомб и т. д.) основные колеса на таких самолетах относят относительно центра тяжести назад больше, чем принято в классической схеме шасси с передним, коле- [c.132]

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]

Иногда, в зависимости от компоновки самолета, требуется транспортировать газ от турбины до выходного сечения на значительное расстояние (до 2—3 м). В этом случае к заднему фланцу выходной трубы присоединяется не реактивный насадок, а удлинительная труба. Насадок же в этом случае крепится к заднему фланцу удлинительной трубы. [c.473]

Особенностью компоновки самолета является применение небольших поверхностей треугольной формы в плане, выдвигающихся из носовой части неподвижного центроплана крыла (рис. 2.18). Эти поверхности применяются для создания подъемной силы дополнительно к подъемной силе крыла, но эта сила расположена впереди центра масс [c.62]

Какой из этих двух моментов будет больше — зависит от конкретной компоновки самолета. У самолетов с большой поперечной устойчивостью (со стреловидным или треугольным крылом, с верхним расположением крыла) и относительно малой эффективностью вертикального оперения превалирующим будет момент Мук. Такой самолет при разбеге будет проявлять тенденцию к развороту по ветру. У самолетов, обладающих малой поперечной устойчивостью (с прямым крылом, нижним расположением крыла) и относительно большой эффективностью оперения, превалирующим оказывается момент Му . Такой самолет при разбеге будет проявлять тенденцию к развороту против ветра. [c.193]

Для борьбы с моментом Му , прежде всего необходимо отклонить педали по ветру для непосредственного уравновешивания момента Му моментом ог руля направления. Практически получается, что у всех самолетов, но в несколько разной степени при взлете с боковым ветром необходимо отклонять ручку управления против ветра. Педали в зависимости от конкретной компоновки самолета отклоняются по ветру или ставятся практически нейтрально. [c.193]

Если боковой ветер слишком велик, то полного отклонения рулей может оказаться недостаточно и тогда прямолинейный разбег становится невозможным. По этой причине вводится ограничение возможности взлета по скорости боковой составляющей ветра, что также зависит от конкретной компоновки самолета. Для каждого типа самолета определена своя максимально допустимая при взлете скорость бокового ветра. [c.194]

Дальнейшее уточнение размеров и формы фюзеляжа осуществляется в процессе компоновки самолета в целом. [c.95]

Глава 8 КОМПОНОВКА САМОЛЕТА [c.107]

Компоновка самолета должна наилучшим образом отражать его концепцию. [c.107]

Основные принципы компоновки самолета заключаются в следующем. [c.108]

В компоновке самолета, если это целесообразно, используются хорошо зарекомендовавшие себя на предшествующих самолетах конструк-тивно-технологические решения с некоторыми изменениями в соответствии с новыми требованиями. [c.108]

В компоновке самолета должен широко использоваться принцип совмещения нескольких функций, которые выполняются одним и тем же элементом конструкции или агрегатом. [c.108]

Обязательным этапом объемно-весовой компоновки самолета является определение положений его центра тяжести при различных вариантах нагрузки (топлива, пассажиров, грузов). [c.113]

Если в процессе центровки или компоновки самолета возникает необходимость приведения его ЦТ в проектное положение, то рекомендуется [c.118]

Процесс компоновки самолета, как уже упоминалось, надо начинать с определения размеров кабины экипажа и пассажиров, используя требования эргономики. Эргономика позволяет так спроектировать рабочее место пилота и пространство для пассажиров, чтобы самолет обеспечивал необходимый комфорт и безопасность полета. Эргономические требования тесно увязаны с конструкцией, компоновочным рещ нием и с внешней формой самолета, ее эстетическим выражением. [c.121]

Требования, предъявляемые к маслобаку, такие же, как и к топливным бакам. Маслобак должен быть прочным и вибро-стойким и при достаточной емкости иметь небольшой вес. Очертание бака зависит от компоновки самолета и места, где бак размещен. Маслобаки располагают на самолете так, чтобы обеспечить небольшие гидравлические сопротивления системы до входа в насос — обычно вблизи двигателя за пожарной перегородкой или впереди двигателя над редуктором. В некоторых случаях при большой емкости масляных баков их располагают в специальных отсеках в крыле. [c.172]

Однако не все из перечисленных требований. могут быть выполнены, так как часто это связано с изменением компоновки самолета. [c.223]

В некоторых конструкциях самолетов радиаторы располагают на большом расстоянии от двигателя. Это приводит к увеличению веса системы и гидравлических сопротивлений, что вызывается необходимостью сохранения центровки или компоновки самолета. Недостаточная охлаждающая поверхность радиатора ограничивает летно-тактические данные самолета, так как в этом случае самолет не может совершать продолжительный подъем без площадок , т. е. без перехода на определенных высотах на режим горизонтального полета для охлаждения воды. [c.223]

Часто общая компоновка самолета зависит от размещения радиаторных установок. На самолетах устаревших конструкций радиаторы размещали выступающими из очертаний самолета на современных самолетах стремятся к расположению радиаторов внутри самолета с заборниками для воздуха, размещенными в зоне высокого давления, и выходными участками туннелей в зоне разрежения. [c.260]

Радиаторы, применяемые в авиации, выполняют различной конфигурации, в зависимости от компоновки самолета. Но ко [c.261]

Pi . 6. Компоновка самолета АНТ-51 (СЗ-1. <ИВАНОВ>) [c.197]

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]

Увеличить взлетную массу самолета, не увеличивая при этом площадь крыла, можно было только при условии дальнейшего повышения крейсерской скорости (скоростного напора) за счет улучшения аэродинамики и увеличения мощности и высотности силовой установки [6, 7]. Для несущих поверхностей были разработаны новые профили, компоновка самолета стала более плотной, т.е. масса самолета была увеличена при сохранении неизменными объема и площади крыла. [c.371]

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]

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]

Сваливание самолета происходит при больших углах атаки, когда возникает срыв потока на крыле. После возникновения срыва нарушается равновесие сил и моментов, поэтому сваливание сопровождается, как правило, вращением самолета вокруг продольной оси и снижением. Интенсивность вращения вокруг продольной оси зависит от компоновки самолета. У одних самолетов возникает энергичное кренение, у других вращение вокруг продольной оси происходит с малыми угловыми скоростями. [c.202]

Под компоновкой самолета понимают его общую и конструктивносиловую схемы, а также размещение внутри самолета экипажа, пассажиров, топлива, оборудования и других агрегатов и грузов. При этом термин "компоновка" употребляется в двух смыслах во-первых, в смысле процесса размещения объектов как внутри, так и снаружи поверхности самолета, т.е. компонование самолета при его проектировании и, во-вторых, как результат этого процесса. [c.107]

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]

Топливная система на самолете Ме-262 имеет большие недостатки, вызванные компоновкой самолета. Топливные баки расположены на различном удалении от центра тяжести, в результате чего при выработке топлива существенно изменяется центровка самолета. Для сохранения нормальной центровки летчику вручается специальная инструкция о порядке выработки топлива из разных баков. Чрезвычайносложные варианты выработки и перекачки топлива усложняют эксплоатацию самолета в воздухе, приковывают внимание летчика к топливной системе, так как несоблюдение порядка выработки влечет за собой ухудшение управляемости и устойчивости самолета. [c.127]

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]

Одной из главных задач проектирювания этого самолета являлось достижение максимально высокой для того времени скорости горизонтального полета. Решению этой главной задачи подчинялись все направления работ по созданию самолета расчетно-экспериментальные исследования, выбор схемы и компоновки самолета, создание конструкции с минимальным лобовым сопротивлением и минимальной массой, разработка технологических прюцессов, стапельной и сборочной оснастки. На основе обширных теоретических и экспериментальных исследований для крыла самолета АНТ-40 был разработан специальный двояковыпуклый профиль ЦАГИ-40 с относительной толщиной 16%, применение которого позволило при некотором снижении подъемной силы значительно уменьшить сопротивление крыла, хотя нагрузка на площадь крыла оставалась сравнительно невысокой — от 85 до 110 кг/м . [c.228]

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]

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]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...