КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Поверхность косого клина. Эта поверхность получается в том случае, когда все три направляющие расположены в параллельных плоскостях, причем криволинейные направляющие — гладкие кривые. Поверхность косого клина используется при конструировании поверхности, крыла летательного аппарата (рис. 134). При этом достигаются хорошие технологические условия изготовления его каркаса. [c.98]

Уравнения изгибно-крутильных колебаний. В предыдущих пунктах были рассмотрены стержни, у которых линия, соединяющая центры тяжести, и линия, соединяющая центры изгиба (центры жесткости) сечений, совпадают. На рис. 7.3,а показано сечение стержня (качественно аналогичное сечение имеют крылья летательных аппаратов и лопатки турбин), на котором точками О1 и О2 обозначены соответственно центр тяжести и центр изгиба сечения. Напомним, что такое центр изгиба сечения. [c.171]

Боковыми называются диффузоры, пристроенные к фюзеляжу или поверхвости крыла летательного аппарата, т. е. имеющие общую стенку с какой-либо частью последнего. [c.486]

Крыловыми обычно называют профили цилиндрических тел с закругленной передней и заостренной задней кромками. Такую форму или близкую к ней имеют крылья летательных аппаратов, лопасти гребных винтов и турбомашин, подводные крылья судов. Эта форма обеспечивает минимальное лобовое сопротивление и максимальную подъемную силу. [c.244]

Крыловыми обычно называют профили цилиндрических тел с закругленной передней кромкой и заостренной задней. Такую форму или близкую к ней имеют крылья летательных аппаратов, [c.260]

Определите среднюю циркуляцию скорости по контуру профиля крыла летательного аппарата весом G = 25-10 Н, совершающего горизонтальный полет со скоростью Уоо = 200 м/с на высоте Я = 10 км. Размах крыла / = 30 м. [c.162]

Подсчитываем среднюю циркуляцию скорости по контуру профиля крыла летательного аппарата Г<,р = 100,7 м /с. [c.167]

Момент крена оперения, расположенного за крылом. Изменение такого момента происходит под влиянием вихрей, сбегающих с крыльев летательного аппарата, движущегося под углами атаки и скольжения (рис. 2.5.12). [c.206]

Исследовать влияние радиуса затупления передней кромки крыла летательного аппарата на уровень и распределение температур в носовом профиле, имеющем форму затупленного клина. Получить численные решения для пяти [c.270]

Получить информацию о том, как изменяются температуры коэффициенты теплоотдачи а,, температуры адиабатной поверхности Т, ., и плотности суммарных тепловых потоков qi вдоль контура сечения носового профиля крыла летательного аппарата, имеющего форму затупленного клина (см. рис. 17.2), на 20, 50 и 80-й секундах полета. Условия полета соответствуют данным, приведенным в задаче 17.23. Профили изготовлены из материала, имеющего А, = 47,35 Вт/ (м-К), с(> = 1576 кДж/(м -К) =8мм Z. 40 мм 0 -= 5° у = 60° = 0,8 = 15 С. Указанные параметры вычислить в граничных узлах i = [c.271]

Воздушная прослойка между внешней оболочкой и внутренней частью носового профиля крыла летательного аппарата может существенно снизить уровень аэродинамического нагрева внутренней части и обеспечить ее рабо- [c.272]

Таким образом, винтовая передача позволяет с малым вращающим моментом создать большую силу (получить выигрыш в силе) или осуществить медленные точные перемещения. Первое из указанных достоинств используют в домкратах, прессах и других устройствах, второе достоинство реализуют в регулировочных механизмах, механизмах подачи станков, механизмах управления механизацией крыльев летательных аппаратов и т. д. [c.387]

Наддув две газообразном топливе 43/06)) Надземные ж. д. <В 61 (В 5/00 локомотивы и моторные вагоны С 13/04)) Надрезание поверхностей вообще В 26 D 3/08 Надувные (затворы для тары В 65 D 39/12 парашюты и спасательные лодки на летательных аппаратах В 64 D 25/14-25/16 шины транспортных средств В 60 С (5/00-5/24 ремонт 21/00) элементы В 64 (крыльев летательных аппаратов С 3/30, 3/46 фюзеляжей самолетов и т. п. С 1/34)) Наждачная бумага В 32 В 29/00 Наждачные (абразивные бруски и круги В 24 D ткани В 32 В 3/00) [c.117]

При конструировании совместно с ЭЦВМ конструктор-проектировщик с помощью светового пера чертит, например, а планшете аэродинамический профиль крыла летательного аппарата. Затем вводит с клавиатуры условия работы крыла скорость полета, параметры атмосферы, перегрузки и др. ЭЦВМ дочерчивает на том-же планшете всю остальную поверхность крыла. [c.64]

В прошлом много исследований было посвящено турбулентному отрыву при внешнем обтекании тел, например крыльев летательного аппарата, или при внутреннем течении, например в диффузоре. Эти исследования были основаны на теории пограничного слоя. Как будет показано ниже, одной теории пограничного слоя недостаточно, чтобы рассчитать отрыв потока при внутреннем течении, и до сих пор не существует подходящего метода для окончательного расчета отрыва потока в диффузоре. В настоящее время [c.143]

Произвести полный расчет расхода воздуха-охладителя, который позволяет поддерживать температуру на внешней поверхности /го=180°С по всему участку а/ (са = ё=ё/ = 30 мм) для передней кромки крыла летательного аппарата, рассмотренного в задаче 22-5 (рис. 22,2). Условия полета и другие условия задачи сохраняются такими же. Кроме того, определить распределение температуры на стенке со стороны подачи охладителя, пренебрегая тепловыми потоками вдоль стенкн. [c.239]

При проектировании сложных конструкций, подверженных в процессе эксплуатации разнообразным динамическим воздействиям, большой теоретический и практический интерес представляет проблема создания математической модели конструкции, которая адекватно описывает ее жесткостные и массово-инерционные характеристики. Свободные колебания конструкции описываются системой дифференциальных уравнений, а вопрос о выборе коэффициентов в этой системе, от величины которых зависят массово-инерционные и жесткостные характеристики конструкции, может вызвать определенные трудности. В тех случаях, когда рассматриваются простые конструкции или их элементы, суш,ествует соответствие между коэффициентами уравнений и реальными массовыми и геометрическими характеристиками конструкции. Сложнее обстоит дело, когда для расчета больших составных конструкций используются упрощенные модели. Так, например, крыло летательного аппарата при решении задач аэроупругости моделируется балкой или пластиной. Задание исходных данных, т. е. выбор распределения массово-инерционных и жесткостных параметров в таких моделях всегда носит приближенный характер, и, следовательно, расчет на основе таких данных приводит к ошибкам в определении форм и частот колебаний и, как следствие, критической скорости флаттера. [c.513]

Поверхность косого клина используется прп конструировании поверхности крыла летательного аппарата (рис. 82). При этом достигаются не только высокие аэродинамические свойства крыла, но и обеспечиваются хорошие технологические условия изготовления его каркаса. [c.67]

Этот эффект заключается в увеличении подъемной силы, а также в снижении лобового сопротивления на высотах, соизмеримых с длиной хорды крыла летательного аппарата. Прирост подъемной силы крыла вблизи ровного участка Земли или поверхности воды (экрана) вызывается повышением динамического давления на нижней поверхности крыла вследствие близости экрана. Снижение лобового сопротивления связано с уменьшением интенсивности образования вихрей около концов крыльев. [c.85]

Глава 4. КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА [c.67]

Во-первых, термин утка - ошибочный. Под уткой в авиации общепринято понимать самолет, горизонтальное оперение которого-стабилизатор и рули высоты-расположено перед крылом, а не позади него. Этот термин может быть с таким же успехом применен и к дирижаблям, и к планерам. В частности, первые модели жестких дирижаблей Цеппелина оснащались расположенными впереди горизонтальными поверхностями управления в дополнение к традиционным хвостовым. Обычно термин утка подразумевает расположение в передней части летательного аппарата основных, а не вспомогательных средств аэродинамического управления. Этот термин появился впервые во Франции его происхождение, вероятно, связано с тем, что крыло летящей утки находится ближе к ее хвосту, чем к голове, а вовсе не потому, что эта птица управляет своим полетом с помощью специального органа, расположенного перед крылом. Летательные аппараты этой схемы получили довольно широкое распространение. [c.9]

Поместим, например, крыло летательного аппарата в аэродинамическую трубу. Закрепим его неподвижно. По трубе пустим воздушный поток, который будет обтекать неподвижное крыло. Вследствие действия сил вязкости в потоке, обтекающем крыло, частицы воздуха, находящиеся вблизи поверхности крыла, снижают свою скорость. [c.33]

Познакомимся с физической картиной обтекания крыла летательного аппарата воздушным потоком и механизмом образования при этом подъемной силы. [c.47]

Придавая симметричному телу различные углы наклона к набегающему потоку воздуха, можно менять условия обтекания. Из рис. 9, а видно, что еще до подхода к телу поток начинает делиться на верхнюю и нижнюю части. Поток над телом искривляется. Это вызывает увеличение скорости потока и в соответствии с уравнением Бернулли понижение давления над телом. Под телом скорость потока уменьшается, а давление повышается. Так возникает разность давлений над крылом, летательным аппаратом в целом и под ним. Эта разность давлений создает подъемную силу, так же как разность давлений в передней и задней части тела летательного аппарата создает силу лобового сопротивления. [c.50]

Sa — площадь крыльев летательного аппарата [c.406]

Цель работы — найти распределение давления по корпусу и крылу летательного аппарата при сверхзвуковых скоростях, сравнить его с соответствующим распределением по изолированным элементам этого аппарата и оценить точность расчета давления с учетом интерференции по аэродинамической теории тонкого тела. [c.283]

Конечно, оптимальной формой топливного бака является шаровая, так как она обеспечивает наименьший вес бака и наилучшее распределение напряжений в его конструкции. Использование баков сферической формы привлекательно для космических полетов, когда нет аэродинамического сопротивления и нагрева.. Для снарядов наземного применения сферическая форма баков не очень желательна, так как такие баки неэкономно используют имеющийся в наличии объем снаряда. Топливные баки часто выполняются заодно с фюзеляжем или крылом летательного аппарата и обычно имеют неправильную форму. [c.451]

Такой вид поверхности используется в строительной технике при конструировании оболочек покрытий промышленных и общественных зданий (рис. 280), при конструировании устоев мостов и других несущих гидротехнических сооружений. Поверхностями коноидов оформляются арки для окон и дверей в прямых стенах зданий (рис. 281), проемы в цилиндрических башнях водозаборных сооружений (рис. 282). В кораблестроении коноиды используются при конструировании носа ледореза, носа быстроходного теплохода или катера на подводных крыльях в авиационной промышленности — при конструировании летательных аппаратов. В сельскохозяйственном машиностроении коноидами представляются отвалы плугов, шнеки, конические прямоугольные пружины и т. д. [c.192]

Поверхность, которая делит толщину оболочки на равные части, называется срединной. По форме срединной поверхности различают оболочки цилиндрические (рис. 2, а), конические (рис. 2, б), сферические (рис. 2, в) и др. К оболочкам относятся неплоские стенки тонкостенных резервуаров, котлов, купола зданий, обшивка фюзеляжа, крыла и других частей летательных аппаратов, корпуса подводных лодок и т. д. [c.7]

Другим распространенным типом летательного аппарата являет ся вертолет (рис. 371). Он не имеет крыльев подъемной силой является сила тяги расположенного горизонтально винта больших размеров, приводимого во вращение мотором (так называемый несущий винт). Для того чтобы при вращении винта корпус вертолета вместе с мотором не вращался в противоположную сторону (как это происходит, например, с электромотором, на статор которого не действует внешний момент см. рис. 205), на хвосте вертолета устанавливается небольшой вспомогательный винт, также приводимый в движение мотором и вращающийся в вертикальной плоскости. Этот винт при небольшой силе тяги, благодаря большому выносу от центра тяжести вертолета, создает большой момент относительно вертикальной оси вертолета. Этот момент и является тем внешним моментом, который поддерживает вращение несущего винта, т. е. останавливает вращение корпуса вертолета в обратном направлении. (В некоторых системах вертолетов для устранения вращения корпуса вертолета применяются два несущих винта, вращающихся в противоположные стороны). [c.577]

Теорема Жуковского, опубликованная им в 1906 г., сыграла важную роль в развитии теории крыла, которая явилась основой теории летательных аппаратов. Эта теорема получила также широкое применение в теории гребных винтов кораблей, теории лопастных гидравлических, паровых и газовых турбомашин. Ее значение определяется прежде всего тем, что она вскрывает физическую причину появления подъемной силы такой причиной являются вихри, мерой интенсивности которых служит циркуляция скорости. При этом несущественна причина, порождающая эти вихри. В рамках теории идеальной жидкости, циркуляция может быть порождена только вихрями, которые мы считаем существующими в потоке, однако не можем указать источник их появления (по крайней мере для однородной несжимаемой жидкости). Такие вихри, определяющие подъемную силу, Жуковский называл присоединенными. В реальной жидкости циркуляция порождается действием сил трения, которые развиваются и проявляются в пограничном слое, образующемся у поверхности тела (см. гл. 8 и 9). Таким образом, присоединенные вихри Жуковского являются теоретическим эквивалентом системы вихрей, возникающих в пограничном слое реальной жидкости. Теорема Жуковского указывает на то, что целесообразно изменяя форму профиля обтекаемого цилиндрического тела, т. е. изменяя интенсивность вихрей в пограничном слое, можно соответственно изменять подъемную силу. [c.235]

В гл. 1—3 книги в форме вопросов и задач рассматриваются основные сведения из аэродинамики, кинематика и динамика газообразной среды, позволяющие глубоко изучить важнейшие математические модели аэродинамики (уравнения Эйлера, Навье—Стокса, неразрывности и цр.). В гл. 4 и 5 приводится необходимая информация о скачкообразных процессах и расчете параметров при сверхзвуковом течении газа (метод характеристик). Широкий круг вопросов и задач, помещенных в гл. 6—8, относится к одному из основополагающих направлений аэродинамики— теории и методам расчета обтекания профиля крыла, а также несущей поверхности как одного из элементов летательного аппарата. [c.4]

В книге выделена значительная по объему гл. 9, посвященная аэродинамическим характеристикам летательных аппаратов при неустановившемся движении. Наряду с общими понятиями и определениями в ней рассматриваются результаты исследований нестационарного обтекания крыльев в широком диапазоне чисел Маха. [c.4]

При расчетах в качестве таких размеров для летательных аппаратов самолетных схем принято выбирать 5 — площадь крыла (площадь проекции крыла па базовую плоскость крыла, т. е. такую плоскость, которая содержит центральную хорду рассматриваемого крыла и перпендикулярна плоскости симметрии летательного аппарата) I — размах крыла (расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными базовой плоскости летательного аппарата и касающимися концов крыла) Ь — хорда крыла. Если крыло имеет переменную по размаху хорду, то в качестве характерного размера выбирается Ьд — средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла. [c.28]

При исследовании обтекания летательных аппаратов или их элементов, в частности профилей и крыльев конечного размаха, широко используется теория вихрей, поэтому здесь отражены вопросы, связанные с определением циркуляции жидкости, расчетом индуцированных вихрями скоростей, исследованием системы вихрей — их взаимодействия с поступательным потоком и т. п. [c.40]

Основой расчетов нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (в частности, крыла) являются общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. выраженные через производные коэффициента давления по кинематическим пара-,метрам. При формулировке вопросов и составлении соответствующих задач, связанных с исследованием нестационарной аэродинамики крыльев, предусмотрено нахождение как суммарных производных коэффициентов нормальной силы, моментов тангажа и крена крыльев, так и соответствующих производных для отдельных сечений (профилей). [c.242]

Для высокоскоростных летательных аппаратов кратковременного действия применение теплозащитных покрытий является эффективным средством снижения температурного уровня в элементах конструкции. Используя численный метод, описанный в задаче 17.17, исследовать влияние толщины теплозащитного покрытия на уровень температур в носовом профиле крыла летательного аппарата. Носовой профиль наготовлен из хромоникелевой нержавеющей стали 12Х18Н10Т. На внешнюю поверхность профиля нанесен слой покрытия толщиной б. Покрытие имеет следующие физические свойства а — X 1 ср) — 0,2 10 mV Ь = [c.272]

В последние годы находят применение специализированные прессы конструкции Ю, П. Кузько с уменьшенной площадью стола и небольшими ходами, однако усилиями 15 000 и 30 000 Т. Применение высокого давления в гидросистеме (до 1000 кГ1см , взамен применяемых в других прессах 400—450 кГ1см ) и небольшие размеры рабочего пространства позволили уменьшить размеры пресса в 3—4 раза, а вес в 10—12 раз [37], На этих прессах успешно проводится штамповка панелей крыльев летательных аппаратов, дисков турбин и других деталей. [c.220]

Очень сложные задачи в САПР решаются при определении параметров потока, обтекающего крыло летательного аппарата. Допустим, мы хотим знать эти параметры в ста точках по каждому из трех измерений в пространстве (решение будет приближенным), как говорят, на сетке из 100X100X100=1 млн узлов. При этом для расчета только одного варианта на суперкомпьютере е быетроденетвием 1 млрд операций в секунду и е оперативной памятью 1 млрд байтов требуется примерно 20 мин. Если же мы возьмем сетку 1000x1000x1000 = = 1 млрд узлов, то па такой вариант расчета потребуется 12 суток. Отсюда следует необходимость непрестанно совершенствовать методы моделирования процессов, протекающих в механических системах, иначе даже суперкомпьютеры будущего окажутся бесполезными. [c.88]

Н. Е. Жуковским была сформулирована основная теорема теории крыла летательного аппарата и выведена формула для подсчета подъемной силы разработана теория возникновения подъемной силы крыла при обтекании его потоком воздуха. Н. Е. Жуковский по праву считается основателем русской школы аэродинамиков. [c.47]

По аэродинамической схеме летательные аппараты в зависимости от взаимного расположения несущих и управляющих поверхностей можно разделить на четыре основных типа летательные аппараты обычной или нормальной схемы (рули расположены позади крыльев), летательные аппараты схемы утка (рули расположены впереди крыльев), летательные аппараты схемы бес-хвостка и летательные аппараты с поворотным крылом. Аэродинамическая схема летательного аппарата оказывает существенное влияние на его компоновку, том числе на взаимное расположение органов управления и воздухозаборного устройства. [c.220]

Теорема Жуковского, опубликованная им в 1906 г., сыграла выдающуюся роль в развитии теории крыла, которая, в свою очередь, явилась основой теории летательных аппаратов. Эта теорема получила также широкое применение в теории гребных винтов кораблей, теории лопастных гидравлических, паровых и газовых турбомашин. Ее значение определяется прежде всего тем, что она вскрывает физическую причину появления подъемной силы такой причиной являются вихри, мерой интенсивности которых служит циркуляция скорости. При этом несущественна причина, порождающая эти вихри. В рамках теории идеальной жидкости циркуляция может быть порождена только вихрями, которые мы а priori мыслим существующими в потоке, однако не можем указать источник их появления (по крайней мере для несжимаемой жидкости). Такие вихри, определяющие величину подъемной силы, Жуковский называл присоединенными. В реальной жидкости циркуляция порождается действием сил трения, которые развиваются и проявляются в пограничном слое, прилегающем [c.251]

Наряду с установившимся обтеканием приводятся сведения об их нестационарных аэродинамических характеристиках. Гл. 11 содержит задачи и вопросы, относящиеся к аэродинамике летательных аппаратов, представляющих собой комбинации различных элементов, таких, как корпус, крыло, оперение, рулевые устройства. В ней изучаются в основном интерференционные явления, определяющие характер аэродинамического взаимодействия между отдельными элементами и величину суммарного силового влияния обтекающей среды на летательный аппарат в целом. На основе данных о неустановившемся обтекании изолированных крыльев и тел вращения рассматриваются суммарные ь естационарные характеристики в виде аэродинамических производных. [c.5]

Рассмотренные задачи и вопросы, связанные с аэродинамикой профиля и крыла, относятся к случаю их установившегося движения. При таком движении аэродинамические силы и моменты не зависят от времени и определяются при закрепленных рулях, заданных высоте и скорости полета лишь ориентировкой летательного аппарата относительно вектора скорости. Наиболее общим является не-установившееся движение, при котором летательный аппарат испытывает ускорение или замедление и совершает различные по характеру колебания. В обращенном движении это эквивалентно неустано-вившемуся обтеканию воздушным потоком. При таком обтекании аэродинамические свойства аппарата зависят не только от его положения относительно вектора скорости набегающего потока, но и от кинематических параметров, характеризующих движение, т. е. аэродинамические коэффициенты являются функцией времени. [c.241]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...