Распределение нагрузки по размаху

НАГРУЗКА НА ДИСК, РАСПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗКИ ПО РАЗМАХУ ЛОПАСТИ И ЦИРКУЛЯЦИЯ [c.82]

Наличие у лопастей неоперенной части не оказывает прямого влияния на индуктивную скорость при полете вперед по теории крыла индуктивная скорость зависит не от площади крыла, а от квадрата его размаха. Наличие неоперенной части влияет на эффективное распределение нагрузки по размаху винта и, следовательно, увеличивает индуктивную мощность по сравнению с оптимальной величиной, соответствующей эллиптическому распределению нагрузки. Однако неоперенная часть не является главным фактором, изменяющим распределение нагрузки при полете вперед. Ограничения по срыву на отступающей лопасти, скорости обтекания которой минимальны по диску, приводят к концентрации нагрузки в передней и задней частях диска, в результате чего эффективный размах несущей системы уменьшается. [c.140]

Рассмотрим винты в поперечной схеме. Если поперечное расстояние равно нулю (соосная схема), то опять 1- Когда расстояние между валами винтов равно 2R (диски винтов касаются друг друга), несущая система работает, в общем, как один винт с той же нагрузкой на размахе, что и у двух отдельных винтов. Поэтому индуктивную мощность системы нужно уменьшить вдвое, т. е. х —1/2. Благоприятная интерференция обусловлена в этом случае тем, что каждый винт работает в той части поля индуктивных скоростей другого винта, где скорости направлены вверх. Однако распределение нагрузки по размаху в поперечной схеме далеко от эллиптического даже при равномерно нагруженных дисках винтов. Поэтому интерференция на самом деле хотя и благоприятна, но не столь значительна. При дальнейшем увеличении поперечного расстояния между винтами, как и в предыдущем случае, [c.149]

Отсюда при I — 2R получаем, как и раньше, х = —1/2. При выводе последней формулы никак не учитывалось отклонение распределения нагрузки по размаху от эллиптического. Поэтому при очень больших значениях I коэффициент х приближается к —1, а не к 0. Величина % — — /2, соответствующая случаю, когда диски винтов касаются один другого, также дает завышенную оценку благоприятной интерференции. Последнюю формулу для % следует использовать только при 1/R < 1,75 при дальнейшем увеличении 1/R интерференция постепенно исчезает. По экспериментальным данным —0,3 х —0,2 в случае касающихся дисков винтов, а наиболее благоприятная интерференция (—0,45 X —0>25) имеет место при //(2/ ) 1,75. Таким образом, в самом благоприятном случае индуктивная мощность составляет 55% мощности отдельных винтов. [c.151]

Нагрузка на диск, распределение нагрузки по размаху лопасти и циркуляция...............82 [c.499]

Случай Вл—криволинейный полет на спине. Положение и направление равнодействующей определяются из продувки при первом наименьшем значении коэф-та подъемной силы Су.Если этот коэф. меньше (—0,3 Су ао случая Ак, то данные берутся для коэфициента 0,3 Су ах случая А . При невозможности иметь продувку для случая В , равнодействующую берут на /4 хорды от передней кромки крыла (фиг. 18). Распределение нагрузки по размаху одинаково со случаем Б . Распределение нагрузки между крыльями бипланной коробки берется по продувкам или по аэродинамич. рас- [c.39]

Распределение нагрузки по размаху крыла с элеронами или с закрылками (одностороннее отклонение Элеронов) м. б. приближенно найдено теоретически ]. На фиг. 51 дана [c.564]

РАСПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗКИ ПО РАЗМАХУ - [c.51]

Основная кривая распределения нагрузки по размаху по конфигурации та же, что и для неразрезного крыла (фиг. 162) ординаты gQ. [c.54]

Распределение нагрузки по размаху пропорционально хордам, но на концевом участке элерона, равном 0,1 полуразмаха крыла ординаты, нагрузки удваиваются, как показано на фиг. 20з. [c.57]

Распределение нагрузки по размаху пропорционально хордам для элеронов без компенсации и со щелевыми компенсаторами. [c.58]

По нормам прочности 1934 г. распределение нагрузки по размаху принимается пропорционально хордам [c.116]

Распределение нагрузки по размаху крыла производим согласно 2ц (фиг. 40 ) на основании следующих вычислений [c.150]

Распределение нагрузки по размаху [c.219]

Распределение нагрузки по размаху пропорционально хордам. [c.453]

Таким образом подъемная сила крыла определяется значением коэфициента все остальные коэфициенты ряда для циркуляции изменяют распределение нагрузки по размаху, не меняя общей величины подъемной силы. 2S [c.103]

Но любая форма распределения нагрузки по размаху крыла может быть представлена, как и в гл. XI, 2, рядом [c.122]

Чтобь определить угол а, необходимо подсчитать индуцированную скорость, вызванную системой изображений, вблизи стабилизатора модели. Рассмотрим сначала действие одиночного крыла с равномерным распределением нагрузки по размаху на точку (х, у, г), где х измеряется назад по потоку, у вправо и 2 вверх. Полное выражение ддя нормальной индуцированной скорости будет, согласно изложенному в гл. ХП, 2, [c.141]

Опущенный эл рон увеличивает, а поднятый уменьшает подъемную силу соответствующего полукрыла. Ввиду несимметричного распределения нагрузки по размаху результирующая подъемная сила перемещается в сторону опущенного элерона, поэтому возникает момент крена и, как вторичное явление, момент рысканья. [c.146]

Распределение нагрузки по размаху пропорционально хордам распределение по хорде происходит как показано на фиг. П4. [c.149]

Распределение нагрузки по размаху оперения производится пропорционально хордам. [c.159]

Рис. 4.10. Влияние угла атаки на распределение нагрузки по размаху крыла

И в дальнейшем принимается максимальная масса аппарата в условиях нормальной эксплуатации. Нагрузку, вычисленную по формуле, надо распределить по размаху крыла, для чего обычно используются достаточно сложные функциональные зависимости. Как показывает практика, при равномерном распределении нагрузки погрешности в определении изгибающих и крутящих моментов ие превышают 5%, потому возможно распределение нагрузки по упрощенной формуле [c.154]

Во втором случае в закрученных крыльях из-за того, что скос потока вдоль крыла будет меняться (так как отдельные сечения крыла работают при разных Су), пользоваться вышеуказанной формулой для построения кривой распределения нагрузки уже нельзя. Для нахождения распределения в этом случае нагрузки по размаху (или пропорциональной ей циркуляции I) приходится пользоваться методами, основанными на вихревой теории Прандтля. [c.71]

Для дозвуковой скорости полета (Мо<,<1) распределение воздушной нагрузки по размаху принимается также равномерным, а по хорде — по трапеции с центром давления на 0,256 от носка. Так что центр давления отсеченной сечением I—/ части консоли Д5к принимается на 0,25 средней хорды (т. е. хорды, проходящей через центр площади Д5к , рис. 9.30). В соответствии с этим все компоненты нагрузок для любого хордового сечения [c.279]

Покажите характер распределения нагрузки Ар = р — р по размаху тонкого плоского треугольного крыла со сверхзвуковыми кромками в прямом и обращенном движении (рис. 8.6). Покажите, что коэффициенты подъемной силы и волнового сопротивления этих крыльев, расположенных под одним и тем же малым углом атаки, одинаковы. [c.216]

Случай А — криволинейный полет с такой же перегрузкой, как и в случае А, но при наибольшей возможной или допустимой скорости 1 максмакс самолета. Для истребителей скорость этого случая соответствует скорости пикирования, лсоэффициентсу меньше, чем су макс> а коэффициент f = 1,5. Этот случай введен потому, что суммарная нагрузка на крыло здесь такая же, как в случае А, но распределение нагрузки при малых углах атаки из-за влияния сжимаемости воздуха другое центр давления,сдвинется назад, и элементы крыла, расположенные к задней кромке, нагружаются больше, чем в случае Л изменяется также распределение нагрузки по размаху крыла. [c.94]

Минимальное сопротивление соответствует эллиптической нагрузке крыла. У равномерно нагруженного винта распределение нагрузки по размаху круговое (частный случай эллиптического). При больших скоростях полета вихревой след винта сильно скошен и располагается почти в плоскости диска, как у крыла. Кроме того, формула индуктивного сопротивления получена путем анализа течения в дальнем следе крыла (в плоскости Треффца), так что она справедлива при любом удлинении. Таким образом, формула о = Г/(2рЛУ) приемлема для скорости, [c.133]

СХОДЯТ, продольные свободные вихри, образующие тянущуюся за крылом пелену. Индуктивные скорости вычисляются в точках присоединенного вихря. Внутренняя задача состоит в установлении связи между нагрузкой в сечении крыла и индуктивной скоростью, а внещняя — в определении зависимости индуктивной скорости от распределения нагрузки по размаху крыла, поскольку оно определяет интенсивность свободных вихрей. В результате совместного рещения этих двух задач теории несущей линии определяется нагрузка на крыле. [c.430]

Для всех крыльев должны строиться кривые распределения нагрузки по размаху, по продувке или же по теории ипдукшиетго сопротивления (см.). При отсутствии продувок для [c.38]

Случай Нк—выход из пикирования на крутое планирование. Положение центра давления и наклон равнодействующей получаются из продувки или из аэродинамич. расчета для угла атаки, при к-ром коэф. подъемной силы Су составит 0,2 отО ,гпахч соответствующего случаю At . При этом, если центр давления находится в первой половине хорды, равнодействующая прикладывается на середину хорды. Распределение нагрузки по размаху берется по продувке или же по аэродинамич. расчету. Как и в случае А , нормы допускают упрощения и дают конкретные графики их. Распределение между верхним и нижним крыльями нагрузок принимается по продувке или аэродинамич. расчету. Только для чистого биплана нормы дают график этого распределения (фиг. 17). [c.39]

При отклонении элеронов, вследствие несимметрии распределения нагрузки по размаху, результирующая подъемной силы перемещается в сторону опущенного элерона и возникает момент крена Мх и, как вторичное явление, момент рыскания Му. В возникновении Му основную роль играет увеличение индуктивного сопротивления на стороне опущенного элерона и уменьшение его на стороне поднятого элерона (индуктивный момент рыскания). Изменения профильного сопротивления при отклонении элеронов без осевой компенсации дают при полете на малых Су ничтожный Му, а при полете на больпшх Су - момент, складываюищйся с индуктивным. [c.82]

Разработанные методы расчета позволили обоснованно определять наивыгоднейшую форму крыла в плане, влияние крыла на хвостовое оперение и тем самым выбирать его форму и расположение, учитывать взаимодействие несущих поверхностей (биплан, полиплан). Появилась возможность учитывать влияние винта самолета на распределение нагрузки по размаху и работу хвостового оперения, вводить обоснованные поправки в результаты эксперимента в аэродинамических трубах. [c.286]

Успешное практическое применение указанных принципов опиралось на использование хорошо развитого метода расчета распределения нагрузки по размаху крыла, а также на экспериментально изученные аэродинамические характеристики крыловых профилей различных типов (Б. А. Ушаков, А. Н. Гржегоржевский, П. П. Красильщиков, А. К. Волков Атлас аэродинамических характеристик , 1940 г.). [c.288]

Неотклоненные рули. Распределение нагрузки не зависит от типа компенсации. Распределение нагрузки по размаху стабилизатора и руля пропэрционально их хордам (фиг. 12о)- [c.450]

Эти формулы выведены в предпопожении эллиптического распределения нагрузки по размаху, что позволяет достаточно хорошо учесть взаимное влияние крыльев для индуктивного сопротивления каждого крыла, вызванног собственными вихрями, желательно сохранить коэфициент (I 4-5), фигурирующий в теории моноплана (гл. XI). Таким образом коэфициент индуктивного сопротивления бипланной коробки с крыльями равного размаха выразится формулой [c.134]

Рассмотрим крыло с размахом I и площадью 5 в аэродинамической трубе с круглым сечением радиуса / . Если принять равномерное распределение нагрузки по размаху, система сбегающих вихрей сведется к двум вихревым шнурам с напряжением равньм циркуляции вокруг крыла. В поперечном сечении (фиг. 104) эти вихри расположены в точках А и В диаметра окружности, изображающей стенки трубы эти точки находятся на расстоянии от оси трубы. Изображения А и В лежат вне окружности на том же диа- [c.136]

Зная Дао, находим по формуле (3.31) нагрузку стреловидного крыла с учетом совместных деформаций изгиба и кручення. Из расчетов по приведенным формулам следует, что влияние совместных деформаций при положительной стреловидности получается несущественным. При отрицательной стреловидности х < 0) указанные деформации могут оказать значительное влияние на распределение нагрузки по размаху крыла. [c.90]

Для крыла, нагруженного равномерно распределенной нагрузкой по размаху, значение Дсгк будет в 2 раза меньше, чем по (4.64). [c.138]

Двухлонжеронные крылья до последнего времени рассчитывались конструкторами приближенно, что вело или к перетяжелениям или к недостаточной прочности. Изложенные здесь методы расчета двух-лонжеронных крыльев с учетом работы обшивки позволят конструкторам путем уточнения расчета обеспечить достаточную прочность без перетяжелений. К сожалению, объем книги не позволил поместить графики распределения нагрузки по размаху для закрученных и незакру-ченных трапецевидных крыльев, и автору пришлось отослать читателя к первоисточнику (Справочник авиаконструктора, том I), книге достаточно дорогой и уже редкой. Но мы настоятельно рекомендуем пользование этими графиками, так как в большинстве планерные крылья с переменным по толщине профилем являются аэродинамически закрученными, и изгибающие моменты, получаемые из предположения пропорциональности нагрузки хордам, могут значительно отличаться от истинных изгибающих моментов, высчитанных на основе графиков. По тем же соображениям автору не удалось на примере показать, какую ошибку допускают конструкторы при обычном расчете. Очень возможно, что обычные допущения не всюду идут в пользу прочности и некоторые сечения крыльев в существующих конструкциях недостаточно прочны- [c.8]

Хвостовое оперепне. Удельные нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперенне можно определить по графику иа рнс. 126, В. Распределение нагрузок по размаху и хорде можио принять постоянным. [c.159]

Распределение нагрузки по хорде при неотклоненном руле происходит, как показано на фиг. 342 , по размаху же нагрузка распределяется так, что интенсивность ее в любой точке киля равна Л кг м ] в любом сечении руля равна Л у передней кромки с падением до нуля (по закону прямой) у задней кромки. [c.465]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...