Аэродинамическая устойчивость конструкций

Аэродинамическая устойчивость конструкций [c.99]

Размеры площади 5 определяются в основном технологическими требованиями, они тесно связаны с вопросами оптимального назначения их величины для обеспечения прочности и устойчивости конструкции. Наименьшая величина этого отношения у сравниваемых вариантов сооружений будет свидетельствовать наилучшем в аэродинамическом смысле решении. [c.32]

Причиной вибрации конструкций при ветре является прежде всего их форма, рассматриваемая с позиций аэродинамической устойчивости тела в потоке жидкости. Это условие необходимо, но недостаточно, так как размеры и жесткость сооружения, рассеяние энергии в нем могут не допустить появления регулярных колебаний. Аэродинамически неустойчивая форма требует более детального исследования поведения конструкции с привлечением опытов в аэродинамической трубе и водяном канале, потому что такие колебания приводят к преждевременному выходу из работы деталей и даже к обрушению сооружения. [c.99]

Математическая модель машины или аппарата отражает их рабочие процессы с известным приближением. Расчетные соотношения, входящие в математическую модель, как правило, отражают закономерности отдельных явлений, составляющих рабочий процесс, без учета взаимного влияния. Например, формулы для определения гидравлического сопротивления различных участков гидравлического тракта получены на основе экспериментов в идеализированных условиях (равномерное поле скоростей на входе, однородное температурное поле, отсутствие внешних возмущений и т. д.). В реальных конструкциях эти условия не соблюдаются. Поэтому иногда при разработке нов ых конструкций прибегают к техническому моделированию устройств, когда до постройки машины или аппарата их отдельные качества или итоговые характеристики изучаются на моделях в лабораторных условиях. Например, при продувке уменьшенных моделей самолетов или автомашин в аэродинамических трубах можно выявить их сопротивление движению и зависимость этого сопротивления от формы их отдельных элементов, устойчивость машины при дв ижении и режимы, опасные с точки зрения потери устойчивости, и т. д. Таким образом, техническое моделирование представляет собой разновидность экспериментального исследования, при котором изучаются характеристики рабочего процесса конкретной машины или аппарата на модельной установке. [c.23]

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]

Задачи, связанные с анализом динамических свойств летательных аппаратов на основе уравнений возмущенного движения, рассматриваются в книге лишь с целью иллюстрации влияния аэродинамических характеристик на управляемость и устойчивость. Более подробно эти задачи изучаются в курсах динамики полета, проектирования и расчета конструкций летательных аппаратов. [c.6]

Наиболее распространено заднее расположение оперения в окрестности донного среза (рис. 1.13.4, а). В результате аэродинамического расчета может оказаться, что размеры такого оперения чрезмерно велики и практически неприемлемы. В этом случае оно может быть вынесено за пределы корпуса (рис. 1.13.4,6). Если это будет нецелесообразно в конструктивном отношении, то увеличивают число консолей стабилизаторов или же принимают другие меры, обеспечивающие статическую устойчивость. Возможны также случаи, когда расчетное оперение по своим размерам окажется весьма малым и трудно реализуемым в конструкции летательного аппарата. В этих случаях оперение сдвигают вперед (рис. 1.13.4, в). Такое оперение будет иметь увеличенные размеры, оно удобно для расположения на нем необходимых органов управления. [c.112]

Космос — земля . На рис. 1.15.1 показаны летательные аппараты этого типа, выполненные по схеме баллистических капсул. Они не имеют аэродинамических органов управления и могут быть снабжены газодинамическими (струйными) управляющими устройствами, используемыми в качестве стабилизирующих средств. Некоторые капсулы для обеспечения их статической устойчивости могут иметь стабилизирующие юбки в виде пустотелой хвостовой части конструкции. [c.126]

Опыт эксплуатации первых котлов типа П-57 показал, что аэродинамические свойства горелки обеспечивают устойчивое воспламенение и горение экибастузского угля при высоких экономических показателях. Основным недостатком горелок оказалась недолговечность конуса центральной трубы. Смена конуса была затруднительна, так как снимать и устанавливать его приходилось со стороны топки. В связи с этим в последующих конструкциях горелки центральную трубу с конусом и лопатками осевого закручивающего аппарата стали крепить к коробу первичного воздуха на фланце, что позволило вынимать ее из горелки при необходимости замены конуса (см. рис. 26,6 и в). Кроме того, завод принял меры по увеличению долговечности конуса горелки, о чем будет сказано ниже. [c.66]

Это необходимо для сохранения общей прочности и жесткости конструкции, устойчивости и управляемости самолета, а также недопущения опасных вибраций и аэродинамического нагрева и др. [c.61]

Н1,1х условиях самолет, устойчивый по перегрузке на малых углах атаки, может стать неустойчивым па средних или больших углах атаки. Эти особенности обусловлены упругими деформациями конструкции самолета, особенностями обтекания крыла и оперения на больших углах атаки, влиянием подвесок па аэродинамические характеристики. Уменьшение устойчивости по перегрузке, а также неустойчивость могут привести к подхвату. [c.190]

Исследование устойчивости совместных махового движения и качания представляет собой сложную задачу динамики. Если необходимы точные численные результаты, то для ее решения часто требуется более совершенная модель, чем описанная выше. Конструктивная и инерционная взаимосвязи изгибных колебаний лопасти в плоскостях взмаха и вращения —важный фактор устойчивости бесшарнирных винтов. Даже слабое влияние махового движения на качание сильно увеличивает аэродинамическое демпфирование и является стабилизирующим. Обычно в динамике бесшарнирного винта необходимо учитывать и кручение лопасти. Выше показано, что компенсаторы взмаха и качания играют важную роль в динамике лопасти. Для шарнирного винта эти компенсаторы определяются конструкцией втулки и системы управления, а для бесшарнирного они зависят от изгибающих и крутящих нагрузок, действующих на лопасть. Таким образом, для точного анализа аэроупругой устойчивости несущего винта нужна полная модель движения лопасти с учетом изгиба в двух плоскостях и кручения. Вывод общих нелинейных уравнений движения для такой модели все еще является предметом исследований. Выше рассмотрен только режим висе-ния, но особенности аэродинамических нагрузок при полете вперед также сильно влияют на устойчивость совместного движения. [c.608]

Рулевой винт сложен по конструкции и работает в сложных условиях. При большой поперечной скорости или угловой скорости рыскания он может попадать в режим вихревого кольца. Он часто работает в возмущенном потоке от несущего винта и испытывает аэродинамическое влияние фюзеляжа и вертикального оперения. Эффективность управления по курсу и демпфирование рыскания посредством рулевого винта сильно зависят от указанных факторов. Тем не менее рулевой винт является эффективным средством уравновешивания крутящего момента несущего винта и обеспечения путевой устойчивости и управляемости одновинтового вертолета. [c.716]

Ограничение максимальной скорости по скоростному напору вводится из условий обеспечения прочности самолета. Здесь аэродинамические силы и нагрузки на конструкцию пропорциональны скоростному напору. С увеличением скоростного напора возрастают силы, действующие на отдельные элементы конструкции обшивку крыла, фюзеляжа, фонарь и могут их деформировать, а также изменить характеристики устойчивости и управляемости. [c.31]

При проектировании самолетов с крылом изменяемой стреловидности, по сообщению зарубежной прессы, возникли новые аэродинамические, конструктивно-компоновочные и прочностные трудности, основными из которых являются увеличение веса конструкции на 4—6% взлетного веса самолета и обеспечение устойчивости и управляемости, удовлетворительной маневренности и малого значения потерь качества на балансировку. [c.235]

В неклассических разделах теории устойчивости также имеется много нерешенных вопросов. Возьмем, например, теорию устойчивости упругих систем, взаимодействующих с жидкостью или газом. В настоящее время наблюдается стремление к использованию более совершенных аэродинамических подходов, стремление к получению точных решений или хотя бы весьма надежных приближенных решений на основе применения ЭВМ. На очереди стоит исследование задач с учетом пограничного слоя, турбулентных пульсаций в потоке, начальных неправильностей в оболочке, вибраций, вызываемых дополнительными внутренними факторами, и т. п. Учет дополнительных осложняющих факторов необходим, если мы желаем получить теоретические результаты, полностью согласующиеся с поведением реальных конструкций в условиях эксплуатации или эксперимента. [c.362]

Расчет упругих систем на устойчивость при повышенных температурах важен прежде всего для авиационных конструкций. Аэродинамический нагрев обшивки летательных аппаратов, имеющих сверхзвуковую скорость полета, приводит к неравномерному распределению температур в конструкции появляющиеся при этом термические сжимающие напряжения могут вызвать потерю устойчивости элементов обшивки. [c.117]

Вскоре модель машины продули в Геттингенской аэродинамической трубе. Результаты эксперимента показали, что устойчивость ракетоплана в полете значительно увеличится, если использовать скошенные крылья с нулевым углом атаки. После внесения в планер ряда изменений доработанный проект несколько отличался от ВР8-39 , хотя общая конструкция плоскостей осталась практически неизменной. Наиболее заметной доработкой стал демонтаж небольших вертикальных килей с законцовок крыльев. Новый проект получил обозначение ОР8-194 . [c.170]

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]

И-21 имел ряд особенностей в отношении как аэродинамики, так и конструкции планера. На нем впервые в отечественном самолетостроении были использованы симметричные безмоментные профили крыла, что значительно уменьшило аэродинамические моменты, закручивающие крыло вокруг оси жесткости. Это позволяло при сохранении прочности уменьшить вес крыла и хвостовой части фюзеляжа, однако одновременно необходимо было решить ряд проблем по обеспечению устойчивости и управляемости. [c.17]

Необходимость разработки методов исследования пространственных теченнй газа в соплах обусловлена многими прнчннамп. Так, в осесимметричных соплах, которые широко используются прп решении многих технических и научных задач, симметрия течения может не иметь места. Это, в частности, связано с наличием неснм-метричных возмуш[ений потока на входе в сопло. Несимметрия течения возникает также из-за несимметричных искажений стенок сопла. Кроме того, требования к геометрическим формам сопла могут диктоваться конструктивными особенностями двигательных установок или летательного аппарата в целом. Возможно использование сопла с некруглым сечением (например, прямоугольным, шестиугольным и т. д.) или сопел с криволинейной осью . Во всех этих случаях важно уметь оценить влияние пространственности течения на локальные характеристики потока, на тяговые характеристики сопла и аэродинамическую устойчивость конструкции аппарата. [c.209]

В данной главе кратко излагаются вопросы подобия и моделирования применителгзно к исследованиям распределения температур при интенсивном аэродинамическом нагреве конструкций. Рассматриваются критерии термомеханического подобия в задачах теплопрочности. Обсуждаются условия моделирования термической потери устойчивости тонкостенных систем. [c.202]

Проблема аэродинамической устойчивости сооружений, т. е. регулярных колебаний при ветре, привлекает все большее внимание проектировщиков строительных конструкций. При ветре наиболее часто наблюдаются вибрации проводов, стальных канатов, труб различного назначения, элементов трубчатых конструкций, висячих мостов, радиомачт. Для возбуждения и поддержания многих видов колебаний достаточна скорость ветра до 10 м1сек, т> е. наблюдаемая не так редко. Скорость ветра около 20 ж/се/с способна заставить колебаться крупные сооружения и большепролетные висячие мосты. [c.99]

При исследовании аэродинамической устойчивости сооружений предварительную оценку можно сделать по результатам опытов по распределению давления по поверхности модели, по аэродинамическим коэффициентам сил и моментов их в функции угла атаки, определенным весовым способом, по поведению упруго подвешенной модели в потоке. Теоретическим путем пока невозможно дать заключение об аэродинамической устойчивости сооружения-вввду сложности анализа и недостаточности натурных и опытных данных. Чаще всего предлагаются полуэмпириче-ские формулы критерии устойчивости, справедливые, строго говоря, только для определенных типов, рзмеров и частот колебаний конструкции. Много еще неясного в рассеянии энергии при колебании сложных конструкций. [c.107]

Явления, характерные взаимодействием аэродинамических и пруги. сил, относятся к статической аэроупругости. Важнейшими из них являются потеря эффективности элеронов и рулей (реверс) н потеря статической устойчивости конструкции в воздушном потоке (дивергенция). [c.274]

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]

Современный самолет имеет конструкцию полумонококового типа, состоящую из тонкостенных листов или обечаек, подкрепленных балками (фермами) и стрингерами для предотвращения потери устойчивости. Внешняя обшивка или стенка образует аэродинамический контур агрегата — фюзеляжа, крыла, стабилизатора. Элементы жесткости крепятся к внутренней поверхности обшивки и воспринимают сосредоточенные нагрузки. Эта конструкция в течение многих лет служила основным объектом аэронавти-ческих исследований и существенно отличает аппараты от обычных строительных конструкций. История создания и сопутствующие вопросы анализа и расчета тонких оболочек описаны Гоффом [5], который отмечает, что фундаментальное выражение фон Кармана для определения разрушения пластины при продольном изгибе или потере устойчивости имеет вид [c.40]

В периоды работы котлов на мазуте пульсаций не было. При совместном сжигании угля и мазута устойчивость горения повышалась, вследствие чего вахтенные работники стремились подсвечивать мазутом пылеугольный факел. Каждая ii пульсаций была настолько кратковременной, что практически нельзя было пи вручную, iLii с помощью имевшихся автоматических регуляторов изменять подачу воздуха а рециркулируемы,X дымовых газов в соответствии с изменениями процесса горения угля. Потребовалось увеличение избытка воздуха в топке с тем, чтобы обеспечить удовле1Ворительиое сжигание топлива во все время пульсаций. С этой целью была исправлена конструкция отдельных воздушных коробов для снижения их аэродинамического сопротивления, были приняты меры по улучшению очистки от отложений золы регенеративного воздухоподогревателя, более точно отрегулированы уплотнительные устройства и т. д. Одновременно были проведены отдельные мероприятия по уменьшению неравномерности поступления угольной пыли в топку. [c.116]

Максимально допустимое число Ммакс доп (рис. 4.22, а) в зависимости от типа самолета определяется либо характеристиками устойчивости самолета, либо условиями работы двигателя, либо вибрациями конструкции, либо аэродинамическим нагревом. [c.161]

Колебания конструкции ЛА в полете вызывают изменение аэродинамического давления на колеблющейся поверхности, что в свою очередь сказывается на характере самих колебаний. Различают два вида аэродинамических сил зависящие от перемещений (так называемые силы аэродинамической жесткости) и силы, определяемые поперечными скоростями перемещений (силы аэродинамического демпфирования). Для малых перемещений принята линейная зависимость сил от местных углов атаки. Аэродинамические силы являются потенциальной причиной потери устойчивости. Величины коэффициентов аэродинамических сил зависят от формы перемещении колеблющейся поверхности, ее геометрии и скорости набегающего потока. В зависимости от режима полета применяют те или иные аэродинамические теории несжимаемого потока, дозвукового, трансзвукового, сверхзвукового и гиперзвукового. На практике используют методы расчета аэродинамических характеристик при определенных допущениях. Согласно гипотезе стационарности аэродинамические характеристики крыла, движущегося с переменной линейной и угловой скоростями, заменяются в каждый момент времени аэродинамическими характеристиками того же крыла, движущегося с постоянными линейной и угловой скоростями. Распрост-раиенной также является гипотеза плоских сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение крыла бесконечного размаха. Для крыла достаточно большого удлинения обычно принимают, что хорды, перпендикулярные оси жесткости, при колебаниях не деформируются. Толщину и кривизну крыла (оперения) предполагают малыми (по сравнению с хордой). [c.484]

Существуют и другие подходы для определения критических параметров (в частности, скорости полета) на границе устойчивости. Для этого в уравнениях свободных колебаний (38) полагают Я, = ш и находят значения скорости, удовлетворяющие этим уравнениям. Критическую скорость флаттера можно также определить экспериментально в аэродинамической трубе на динамически подобной модели и в процессе летных испытаний летательного аппарата. В последнем случае прибегают к экстраполяции, чтобы по тенденции определяющих флаттер параметров с ростом скорости полета найти приближенно величину критической скорости флаттера. Возникновение флаттера связано с определенным тоном свободных упругих колебаний в потоке воздуха. Распределение деформаций по конструкции при потере устойчивости определяет комплексную форму колебаний флаттерного тона. В зависимости от преобладания амплитуд той или иной части ЛА и характера деформированного состояния различают виды флаттера. Например изгибно-крутильный флаттер крыла, изгибно-изгибный флаттер в системе стреловидное крыло — фюзеляж, изгибно-элеронный флаттер, рулевой флаттер и т. д. Для характеристик флаттера несущих поверхностей часто определяющее значение имеют различные грузы, размещенные иа них двигатели, подвесные баки с горючим, шасси. Существенными параметрами являются жесткости крепления этих тел на поверхности крыла. Вообще для флаттера принципиально важны параметры связаииости форм движения. Например, для совместных колебаний изгиба и кручения крыла такими параметрами являются координаты точек (линий) приложения сил аэродинамического давления, инерции и упругости. Смещение центра масс относительно оси жесткости вперед способствует стабилизации системы. Совмещение всех трех точек развязывает виды колебаний, и в этом случае флаттер невозможен. Это свойство обычно имеют в виду при динамической компоновке конструкции. Важными параметрами являются распределенные нли сосредоточенные жесткости. Последние характерны для органов управления [c.490]

Анализ закритического поведения аэроуп-ругих систем важен, так как во многих случаях превышение критической скорости флаттера не вызывает мгновенного разрушения конструкции, а приводит к установившимся колебаниям. Характеристики этих колебаний (амплитуды, и частоты) используют для оценки времени функционирования конструкции до разрушения. Необходимо рассматривать конечные деформации и геометрическую нелинейность. Наряду с геометрическими нелинейностями для расчета критических параметров потери устойчивости и поведения конструкции при флаттере в ряде случаев важен учет неупругих свойств материалов и аэродинамических нелинейностей. Учет нелинейных факторов позволяет, в частности, обнаружить статические и динамические формы потери устойчивости при немалых возмущениях, которые могут реализоваться при меньших значениях сжимающих нагрузок и скоростей потока, чем те, которые получаются на основе линейной теории. В тонкостенных конструкциях конечные прогибы вызывают растягивающие усилия в срединной плоскости. Так, рассматривая в качестве модели обшивки бесконечно длинную пластину, лежащую на упругом основании и обтекаемую газом, приходим к уравнению [c.523]

С увеличением скорости полета винтового АВВП повышаются требования аэродинамики, устойчивости, управляемости и аэроупругости, которые отражаются на аэродинамической компоновке крыла, степени его механизации и жесткости конструкции. [c.325]

О методах пилотирования при выводе самолета из сваливания. Для повышения безопасности полета, очевидно, необходимо пилотировать самолет таким образом, чтобы вероятность выхода его на критические углы и сваливание была минимальной. Прежде всего летчику необходимо хорошо изучить все особенности характеристик устойчивости и управляемости того самолета, на котором он летает. Летчик должен знать, имеет ли самолет какие-либо признаки, пре-дупреждаюш,ие о приближении к критическим углам атаки (например, тряска конструкции, дерганье рулей и т. п.). Если при некоторых режимах самолет неустойчив, летчик должен знать числа М и перегрузки, при которых эта неустойчивость возникает. Ему также должны быть известны числа М, при которых самолет обладает наибольшими запасами по допустимым величинам вертикальных порывов при полете в болтанку. При полетах на самолетах с бустер-ным управлением, где не исключен переход в аварийном случае на ручное управление, необходимо тщательно следить за правильностью установки аэродинамических триммеров, осо- бенно на руле высоты. Необходимо также детально изучить особенности перехода от доз-вуковых к сверхзвуковым скоростям и, наконец, ознакомиться со сведениями о поведении самолета при сваливании. [c.191]

Разработка опытного образцового самолета. Работа по опытному самолету начинается с получения задания, в к-ром излагаются назначение самолета, его нагрузка, требуемые от него летные данные. Первоначально для выявления размерности и характера самолета прорабатывают эскизный проект,в к-ром производится изыскание рациональной размерности и типа самолета, делается общая компановка самолета. Отдельные конструкции его делают в Vs н. в. для малых и в /ю—V20 н. в. для самолетов большого тоннажа. Далее производят ориентировочный аэродинамич. расчет (см. Аэродинамика), подбор органов управления, а также площади хвостового оперения и балансировку самолета (см. Устойчивость самолета). Все это сопровождается общим видом самолета в н. в. для малых и в —Vioo н. в. для больших самолетов, кратким описанием конструкции самолета и пояснительной запиской по всему эскизному проекту. Для более наглядного представления о конструкции общего вида самолета производят постройку макета самолета, где д. б. выдержаны габаритные размеры и тип конструкции проектируемого самолета. После макета производится проработка предварительного проекта самолета и изготовление конструктивных чертежей для постройки самолета. В это же время (а если возможно, то и ранее) строят и продувают в аэродинамической лаборатории модель самолета и профили крыльев для получения данных как для аэродинамич. расчета и устойчивости, так и для расчета прочности. Модели делают наибольшей допускаемой размерами трубы величины, к-рая обычно для малых самолетов составляет Vs—Vio н. в., а для больших V20—V25 н. в. [c.37]

Геометрические программы. На этапе эскизного проектирования главной задачей является построение основных и вспомогательных поверхностей конструкций самолета. Именно от формы этих поверхностей зависят его основные характеристики. Вес, моменты инерции, лобовое сопротивление, устойчивость и ее регулирование, а также все рабочие параметры являются непосредственными функциями выбранных форм самолета. Необходимо дать возможность проектировщику за достаточно короткое время получить оптимальную поверхность самолета, не обременяя его в то же время математическими подсчетами, связанными с самой процедурой построения. Для того чтобы геометрические и аэродинамические данные обсчитывались в истинном масштабе времени, нужно, чтобы через весь проект проходило математическое описание поверхностей. Отсюда исключительно важно, чтобы такая математическая модель была компактной. Объем входных данных, требующихся для построения поверхности, должен быть сведен к абсолютному минимуму, а содержание этих данных должно непосредственно отражать свойства данной поверхности. Пусть, к примеру, проектировщик хочет немного приподнять заднюю часть фюзеляжа. Тогда изменение одного или двух элементо В данных, задающих высоту этой части, должно отвечать требуемой коррекции с тем, чтобы новая поверхность была автоматически построена. При формировании поверхностей особенно важно, чтобы они были действительно гладкими, обтекае- [c.213]

При общих предположениях о характере аэродинамического воздействия в работах Б. Я. Локшина [107-110] были исследованы вопросы существования и устойчивости стационарных режимов движения в среде. Интересна также задача об устойчивости перманентного вращения тела в потоке среды (режима авторотации [141], см. также [19] и работы В. А, Привалова и В. А. Самсонова [112-114, 131]). Специальная конструкция поверхности тела и гипотеза о квазистатиче-ском воздействии среды позволили сформулировать полную схему сил, в которую входят массовые, геометрические и аэродинамические характеристики. Исследованы режим авторотации и его устойчивость. Смоделирован эффект Магнуса, неконсервативный характер которого оказывает заметное влияние на свойство устойчивости вращения тел в среде. [c.15]

Для устранения выявленных недостатков в конструкцию второго опытного самолета был внесен ряд значительных изменений смещением двигателей вперед на 100 мм, применением новых отъемных частей крыла с увеличенной стреловидностью передних кромок обеспечивалась более передняя центровка. Кроме того, улучшению характеристик продольной устойчивости и управляемости способствовали увеличение на 14,5% площади стабилизатора и изменение угла его заклинения до 0°,, а также введение осевой аэродинамической и весовой компенсации. руля высоты. Поперечную устойчивость и управляемость улучшили увеличением поперечного V отъемных частей крыла, повышением эффективности элеронов и руля направления путем увеличения степени их аэродинамической кст-пенсации. [c.235]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...