АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

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]

Аэродинамические характеристики летательных аппаратов или их отдельных элементов можно определить не только теоретически с помощью соответствующих уравнений движения жидкости (газа), но и экспериментально. При проведении экспериментов с летательными аппаратами должны выполняться условия аэродинамического подобия. [c.74]

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]

Вопросы и задачи настоящей главы связаны с изложением основ аэродинамической интерференции, знание которых позволяет достаточно точно и достоверно определять аэродинамические характеристики летательного аппарата как единого целого. В частности, рассмотрены понятия о коэффициентах интерференции и их значении в методах расчета этих характеристик. Показаны способы их определения на основе теории тонкого тела и с помощью линеаризованных уравнений движения газа. [c.592]

Тонкое тело вращения с крыльями в виде треугольных пластин (рис. 11.1), движущееся под углом атаки а = 0,1°, поворачивается на угол крена ср = 20°. Рассчитать аэродинамические характеристики летательного аппарата при условии, что число Мос == 1,5, р = 9,807-10 Па. [c.594]

Опреде Лите аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде крестообразной комбинации корпуса и тонких треугольных консолей при условии, что число Моо = 1,5, давление Рх = [c.595]

Коэффициент центра давления Сц. д = —тЦс = 0,9023. Сравнивая полученные параметры с соответствующими значениями в скобках, можно оценить влияние сжимаемости (числа Мао) и хвостовой части на аэродинамические характеристики летательного аппарата заданной конфигурации. [c.635]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

Изменение аэродинамических характеристик летательных аппаратов или их отдельных конструктивных элементов (крылья, корпус, оперение, рули) может быть достигнуто за счет управляющего воздействия на обтекающий поток, которое вызывает требуемое перераспределение давления, параметров трения и теплопередачи. Непосредственное управление процессами обтекания составляет один из важнейших разделов современной аэродинамической теории управления. [c.7]

Обеспечение устойчивости движения не обязательно связывать с воздействием управляющего усилия. Сохранения заданного режима полета можно достичь соответствующим подбором аэродинамических характеристик летательного аппарата и при отсутствии органов управления (или при их нейтральном положении). Согласно этому, все эти характеристики можно отнести к числу управляющих параметров. Неуправляемыми параметрами (или нагрузками) считают все те величины, которые определяют внешние возмущающие воздействия. [c.49]

Таким образом, решение уравнений движения рыскания будет таким же, как и уравнений продольного движения. Следовательно, будут совпадать передаточные функции и коэффициенты, описывающие первый этап каждого из этих движений. Это облегчает анализ влияния аэродинамических характеристик летательного аппарата на движение рыскания и передаточные параметры. [c.57]

Крыло с изменяющейся в полете стреловидностью — одно из средств механизации летательного аппарата (рис. 1.12.10), использование которого благоприятно сказывается на аэродинамических характеристиках летательного аппарата, движущегося в широком диапазоне скоростей (от дозвуковых до больших сверхзвуковых). При этом в зоне трансзвуковых скоростей снижение сопротивления и предотвращение флаттера достигается приданием крылу наибольшего угла стреловидности. В области больших до- и сверхзвуковых скоростей крыло выводят в положение, соответствующее меньшему углу стреловидности. [c.109]

При определении аэродинамических характеристик летательного аппарата будем исходить из концепции плавного обтекания, в соответствии с которой граничным условием на поверхности тела является требование равенства нулю нормальной составляющей относительной скорости жидкости. В соответствии с этим индуцированная скорость в некоторых точках о. о поверхности должна погашаться нормальной составляющей скорости невозмущенного течения, а также скоростью частиц газа от вращения аппарата ( ж. Мг), т. е. [c.225]

При определенных условиях учет влияния сжимаемости на нестационарное линеаризованное обтекание можно свести к задаче об обтекании несжимаемой средой некоторой фиктивной несущей поверхности. Решение такой задачи позволяет найти зависимости, связывающие между собой соответствующие аэродинамические характеристики летательного аппарата, обтекаемого несжимаемым и сжимаемым потоками, и тем самым учесть влияние числа Чтобы рассмотреть эти условия, воспользуемся дифференциальным уравнением для добавочного потенциала скоростей ф возмущенного нестационарного течения сжимаемой среды [c.237]

Пример 3.1.1. Определить аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде комбинации корпус—поворотное оперение и вычислить продольную и поперечную эффективность рулей. Число = 1,5(1/ = 510 м/с) углы атаки и отклонения рулей а= 0,1 = — 0,1 наклон оси вращения консоли Хр = 60°. [c.247]

Пристального внимания требуют вопросы размещения воздухозаборника на летательном аппарате. Это объясняется тем, что воздухозаборник интерферирует с планером летательного аппарата и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу, которые при правильной компоновке (для воздухозаборников некоторых схем) могут даже увеличиваться на определенных режимах полета. Наоборот, неудачная компоновка воздухозаборника может привести к ухудшению аэродинамических характеристик летательного аппарата. С другой стороны, воздушный поток, возмущенный элементами летательного аппарата, может иметь значительную неравномерность перед входом в воздухозаборник, особенно при эволюциях. В этом случае выбор места расположения воздухозаборника должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки и скольжения, значительно изменяющихся в условиях полета. Образующиеся при обтекании поверхностей летательного аппарата пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника и оказывать отрицательное влияние на его внутренний процесс. [c.254]

В книге изложен современный подход к решению проблемы полета гипер-звуковых летательных аппаратов, основанный на совместном рассмотрении задач динамики, аэромеханики и теплообмена. Основное внимание уделено изучению нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов осесимметричной формы. Изложены методы определения демпфирующих характеристик, базирующиеся как на приближенных подходах (ньютонианская теория, метод искривленных тел), так и на строгой линейной теории тел конечной толщины. [c.1]

В качестве примера в табл. 7.1 приведены компоненты аэродинамических характеристик летательного аппарата, движущегося на одной высоте при числах Маха М о = 4 6 20, полученные из решения уравнений идеального газа и пограничного слоя. Видно, что в некоторых случаях компоненты аэродинамических характеристик за счет сил вязкости вносят заметный вклад в суммарные характеристики аппарата. Ниже будет показано, что эти эффекты значительно усиливаются при вдуве газа в пограничный слой при гиперзвуковых скоростях полета. [c.158]

Положение центра давления (точки пересечения полной аэродинамической силы с выбранной продольной осью) является важнейшей аэродинамической характеристикой летательного аппарата, определяющей его статическую устойчивость. Экспериментально обычно его находят путем измерения аэродинамических моментов относительно некоторой точки и поперечной силы, отношение которых используется для нахождения с . Такой косвенный метод в лучшем случае позволяет находить d с погрешностью 1 -Ь 2%. [c.168]

К точности расчета координат сопел должны предъявляться самые высокие требования. Действительно, от равномерности потока в трубах зависит точность определения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, а равномерность потока газовой струи реактивного двигателя способствует достижению максимальной тяги. [c.85]

Аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов, включая процессы интерференции, пространственного отрыва потока, структуры и закономерностей развития до- и сверхзвуковых течений. [c.198]

Для создания требуемых управляющих усилий и необходимых тормозных качеств возможно применение нескольких близко расположенных в одной поперечной плоскости щитков (фиг. 1, в). В этом случае проявляется их взаимная интерференция, изменяющая аэродинамические характеристики летательного аппарата. [c.173]

Причина такого явления заключается в интерференции — взаимодействии с крылом всех этих элементов, изменяющем аэродинамические свойства изолированного крыла. Истинные аэродинамические характеристики летательного аппарата, состоящего, в частности, из комбинации корпуса и крыла, могут быть получены сложением соответствующих значений этих характеристик для изолированных корпуса и крыла и некоторой добавочной величины — интерференционной поправки. [c.154]

При обтекании потоком воздуха летательного аппарата в результате аэродинамической интерференции (взаимного влияния между корпусом и крылом) происходит перераспределение давления по сравнению со случаем обтекания изолированных друг от друга тех же крыльев и корпуса. При этом оказывается, что аэродинамические характеристики летательного аппарата не равны сумме соответствующих характеристик изолированного крыла и корпуса. Аэродинамическая интерференция [c.283]

XI.17. Как изменяется влияние хвостовой части корпуса, расположенного за консолями крыла (см. рис. З.Х1.2), на аэродинамические характеристики летательного аппарата при уменьшении числа Моо [c.404]

В настоящее время имеется много материалов в виде таблиц и графиков [2, 21], с помощью которых можно определять параметры газа около заостренных конических тел без трудоемких вычислений. Многие летательные аппараты, совершающие полет с очень большими скоростями и подвергающиеся интенсивному аэродинамическому нагреву, имеют затупленные головные части. Расчету аэродинамических характеристик таких аппаратов посвящен ряд вопросов и задач, часть которых связана с использованием щироко распространенной теории ньютонова торможения. [c.475]

Гипотеза стационарности. Нахождение аэродинамических параметров летательных аппаратов при их неустановившемся движении, характеризующемся изменением кинематических параметров по времени, представляет собой обычно весьма сложную задачу. Для практических целей используют упрощенные методы решения этой задачи. Такое упрощение возможно для тех случаев, когда указанное изменение происходит достаточно медленно. Это характерно для многих летательных аппаратов. При определении их аэродинамических характеристик можно исходить из гипотезы стационарности, в соответствии с которой эти характеристики в неустановившемся движении принимаются такими, как в установившемся, и определяются кинематическими параметрами этого движения в данный момент времени. [c.16]

Как изменяется влияние хвостовой части корпуса, расположенной за консолями крыла (рис. 11.3), на аэродинамические характеристики летательного аппарата при зшеньшении числа М о [c.594]

Определите аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде плоской (или плюсобразной) комбинации корпуса и хвостовых треугольных кон-солей. Скорость полета Уоо = 510 м/с, угол атаки = 0,1 движение происходит без крена (ф = 0) или с креном (9 = 60°). Форма и размеры (м) летательного аппарата показаны на рис. 11.12. [c.599]

Влияние хвостовой части корпуса, расположенного за консолями крыла, на аэродинамические характеристики летательного аппарата с уменьшением числа Моо возрастает, так как вследствие увеличения угла Маха = ar sin(l/M ,)] на большую площадь корпуса передается нагрузка, индуцируемая крылом (см. рис. 11.19). [c.611]

В настоящей книге, написанной с учетом опыта преподавания аэродинамики в МВТУ им. Баумана, рассматриваются некоторые аспекты аэродинамической теории управления и стабилизации. В гл. I анализируются аэродинамические схемы летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, исследуется влияние назначения и тактико-технических требований на выбор соответствующей схемы аппарата в целом, а также органов управления и стабилизации. Воздействие этих органов проявляется в изменении аэродинамических характеристик летательных аппаратов. В связи с этим рассматриваются общие понятия и определения действующих сил и моментов как в условиях стационарного обтекания, так и при неустановившемся движении. [c.5]

Коэффициенты интерференции. При расчете аэродинамических характеристик летательных аппаратов, представляющих собой комбинации из нескольких элементов, в частности корпуса и несущих (стабилизирующих) поверхностей, необходимо учитывать эффект взаимного влияния на характер обтекания этих элементов. В результате этого взаимного влияния (или так называемой интерференции), сумма аэродинамических сил (моментов) взятых отдельно (изолированных) крыла и корпуса или оперения и корпуса не равна полной силе (моменту) комбинации, состоящей из соответствующих элементов и представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крыло, оперение, — будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата, каюбы теряют свои индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции новые. Например, нормальная сила оперения в виде пары плоских консолей, расположенных на тонком корпусе, обтекаемом под малым углом атаки, определяется в виде суммы [c.132]

Пример 2.1.1. Определить аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде плоской (или плюсобразной) комбинации корпуса и хвостовых треугольных консолей. Предположим, что скорость = 510 м/с, угол атаки = 0,1, а движение происходит либо без крена (ср = 0), либо с накренением ((f 60°). Форма летательного аппарата показана на рис. 2.1.11. [c.152]

Мировая статистика показывает, что совершенствование транспортных летательных аппаратов происходит прежде всего по пути повышения коммерческой (полезной) нагрузки за счет уменьшения относительной массы конструкции планера, силовых установок и оборудования, а также повышения аэродинамических характеристик летательных аппаратов и экономичности двигателей. Кроме того, проблемами гражданской авиации являются уменьшение шуд4а силовых установок и планера, борьба с загрязнением атмосферы вредными газами. [c.11]

Интенсивное развитие современной математики и вычислительной техпяки и совершенствование на этой основе методов аэродинамических исследований позволяют все успещнее решать многие трудные задачи аэродинамики, среди которых и задачи, связанные с определением эффекта аэродинамической интерференции и вычислением соответствующих поправок к суммарным аэродинамическим характеристикам летательного аппарата. Решение подобных задач составляет предмет специального раздела аэродинамической науки — интерференционной аэродинамики, получившей большое развитие в последние годы. [c.14]

В ве рхних слоях тропосферы ч сто наблюдаются струйные течения воздуха, которые определенным образом блияют на аэродинамические характеристики летательного аппарата. Сильные порывы ветра над поверхностью земли могут изменять силу и направление потока воздуха в течение секунд. [c.23]

XI.12. Тонкое тело вращения с крыльями в виде треугольных пластинок (см, рис,2,XI. 1),движущееся под углом атаки а=0,1 pad, поворачивается на угол крена ф=20°. Рассчитать аэродинамические характеристики летательного аппарата при условии, что число М ,= 1,5, Роо= кГ1м . [c.403]

XI.19. Определите аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде крестообразной комбинации корпуса и тонких треугольных консолей при условии, что число Моо =1,5, давление роо = = 10 кГ1м , угол атаки а = 0,1 рад, угол крена ф = 20°. Форма и размеры летательного аппарата показаны на рис. 2.XI.2. [c.404]

Применение вспомогательных поверхностей. Повышению аэродинамического качества летательного аппарата, улучшению характеристик его устойчивости и управляемости спссобствует применение некоторых вспомогательных поверхностей на отдельных элементах конструкции. К числу их относятся аэродинамические гребни (рис. 1.12.2), представ.яяющие собой небольшие выступы на верхней поверхности крыла, параллельные продольной оси летательного аппарата. На каждой консоли располагается несколько таких гребней. Их назначение состоит в том, чтобы воспрепятствовать перетеканию пограничного слоя вдоль размаха крыла и уменьшить срыв потока с его боковых кромок. Этой же цели служат и концевые шайбы (рис. 1.12.2), установленные у этих кромок. Как и гребни, они способствуют улучшению обтекания, что проявляется в меньшем воздействии на крыло концевых вихрей. В результате снижается индуктивное сопротивление, возрастает аэродинамическое качество. [c.105]

Целесообразно в качестве двух таких параметров выбрать и 2- Действительно, из (3.6.8) видно, что коэффициенты А = 2 и В = пЬ в основном зависят от условий полета, размеров и аэродинамических параметров летательного аппарата и в меньшей степени от характеристик роллерона (значения 8р, Гр, Сур в выражении для коэффициента В). Коэффициент С = определяется производной демпфирования роллерона гпш, величина которой должна быть вполне определенной для обеспечения стабилизации. В соответствии с этим анализ устойчивости удобнее проводить при фиксированных значениях параметров Ь , и [c.289]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...