Силы и моменты, действующие на крыло

Силы и моменты, действующие на крылья биплана [c.177]

СИЛЫ И МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО [c.13]

Вычислите с учетом интерференции силы и моменты, действующие на правую консоль в виде треугольного крыла на корпусе, а также на всю крестообразную комбинацию крыло — корпус (размеры указаны на рис. [c.595]

Помимо перераспределения давлений, которое в итоге влияет на величины аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет, при волновом кризисе нередко наблюдаются вибрации самолета. Они появляются вследствие двух причин во-первых, скачок уплотнения, как правило, не стоит на одном месте, а непрерывно колеблется в продольном направлении, в связи с чем толчками изменяется величина аэродинамической силы крыла во-вторых, при волновом кризисе наблюдается срыв потока с крыла, связанный с воздействием скачка уплотнения на пограничный слой. [c.46]

Для сил и моментов, действующих на указанное крыло при не>ста-новившемся движении, имеем следующие выражения [c.45]

Аэродинамические силы и моменты, действующие на ракету, зависят от сил и моментов, действующих на ее отдельные части на корпус и аэродинамические поверхности (крылья, хвостовое оперение, воздушные рули, элероны). [c.95]

Вычислим силы и моменты, действующие на участок крыла площадью [c.579]

При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]

Далее рассмотрим аэродинамические коэффициенты распределенных и суммарных сил, а также моментов, действующих на крыло. Аэродинамическая сила N, поперечный и продольный моменты Мд [c.24]

Ограничение перегрузки по прочности конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличиваются перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. [c.30]

В этой работе С. А. Чаплыгин создает общий метод определения результирующей аэродинамической силы и момента, действую, щих на произвольное тело, находящееся в плоскопараллельном потоке. Пользуясь этим методом, ему удалось разработать плоскую теорию крыла, решив весьма большое количество различных задач. [c.17]

Предположим, что винт вращается вокруг своей оси с угловой скоростью ii и помещен в равномерном потоке, идущем параллельно его оси со скоростью V. Сечение лопасти винта имеет форму профиля крыла подъемная сила, действующая на элемент лопасти при его движении относительно жидкости, должна быть связана с циркуляцией жидкости вокруг лопасти. Так как циркуляция меняется вдоль лопасти от корня к концу, с лопасти должны сбегать вихри, идущие в потоке позади винта вместе с жидкостью по траекториям, приближающимся к винтовым линиям. Эти вихри сосредоточены главным образом у корня и у концов лопастей таким образом струя винта состоит из некоторой завихренной массы жидкости, причем вихри сосредоточиваются у оси и у границы струи. По аналогии с общей теорией крыла можем заключить, что каждый элемент крыла нужно рассматривать как крыло в плоско-параллельном потоке скорости этого потока образуются благодаря сбегающим вихрям. Точное определение скоростного поля представляет весьма сложную задачу благодаря периодичности потока для большинства практических приложений вполне достаточно заменить периодически меняющийся поток некоторым средним потоком. Эта замена равносильна предположению, что при исследовании скоростного поля сбегающих вихрей можно тягу и момент, действующие на конечное число лопастей на некотором радиусе, заменить равномерным распределением тяги и момента по окружности того же радиуса. [c.149]

Отсутствие метода определения циркуляции скорости вокруг крыла затрудняло использование формулы Жуковского для практических расчетов. Эту принципиально важную задачу решил ученик и последователь Жуковского С. А. Чаплыгин [40] и почти одновременно с ним В. Кутта [41]. Начиная с 1910 г. Чаплыгин проводит цикл работ по теории крыла. В статье О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910 г.) Чаплыгин сформулировал положение (постулат Чаплыгина — Жуковского ), согласно которому при безотрывном обтекании профиля крыла потоком идеальной жидкости хвостовая точка профиля (точка заострения) является точкой схода потока с верхней и нижней поверхностей крыла. Этот постулат позволил вычислить циркуляцию скорости по замкнутому контуру, охватывающему профиль крыла, и тем самым определить подъемную силу по формуле Жуковского. В этой работе Чаплыгин изложил основы плоской задачи аэродинамики и дал формулы для расчета сил давления потока на различные профили крыла. Он впервые вывел общие формулы для силы и аэродинамического момента указал на наличие значительного опрокидывающего момента, действующего на самолет, и вследствие этого опасность потери устойчивости [c.287]

В зависимости от режима полета самолета действие указанных сил и моментов на крыло изменяется. Например, при выводе самолета из пикирования наибольшую нагрузку создает вертикальный изгибающий момент. При отвесном пикировании наибольшую нагрузку создает крутящий момент. Исходя из этого, прочность и жесткость элементов конструкции крыла проверяется для нескольких характерных случаев полета самолета по нормам прочности и жесткости. [c.87]

Для практического применения существенный интерес представляет определение результирующей силы и шарнирного момента, действующих на подвижную часть крыла. Элементарные силы нормальны к скорости потока, рассматриваемой непосредственно на каждом элементе, и поэтому можно считать, что результирующая сила нормальна к поверхности подвижной части и почти нормальна к скорости потока в бесконечности. Она выражается интегралом [c.135]

В разделе 11.3 мы определили силу и шарнирный момент, действующие на подвижную часть крыла бесконечного размаха. В самом деле, определяя угол ср по формуле (11.35) [c.267]

Формулы Чаплыгина — Блазиуса для сил и моментов применимы только к установившемуся движению. Поэтому, чтобы вычислить аэродинамическую результируюш ую и результируюш ий момент, которые действуют на крыло при неу становившемся движении, необходимо предварительно найти общие выражения для давления, силы и момента в этих условиях обтекания. [c.337]

Рис. 2. Подъемная сила, сила, возникающая в результате подсоса на передней кромке, и момент сил, действующих на крыло.

На основе линейной теории (для подъемной силы и момента) было показано, что для коэффициента полезного действия не существует локального оптимального решения. Только установив границу для амплитуды полной скорости движения крыла, удалось получить глобальное оптимальное решение. Однако приведенные расчеты еще не показывают, существует ли оптимальная частота с физической точки зрения. Чтобы исследовать этот аспект задачи, необходимо рассмотреть еще одну сторону нелинейного эффекта —силу, [c.123]

Отметим, что при увеличении угла атаки растет и лобовое сопротивление. Отношение полезной подъемной силы к вредной силе лобового сопротивления определяет качество крыла . Для легких спортивных самолетов и истребителей это отношение находится в пределах 12 +15, а для тяжелых грузовых и пассажирских самолетов оно достигает величин 17 + 25. Аэродинамическое качество повышается при улучшении обтекания (уменьшении С ) и увеличении отношения размаха крыла Ь к длине его хорды Ь. Из распределения сил давления следует, что равнодействующая этих сил смещена к передней кромке крыла. Это необходимо принимать во внимание при определении моментов сил, действующих на крыло и определяющих устойчивость самолета. Весьма поучительным является опыт с тонким диском, находящимся в потоке воздуха. Если струю от вентилятора направить на диск, который может свободно вращаться вокруг вертикальной оси (рис. 4.31), то диск займет устойчивое положение, при котором его плоскость перпендикулярна потоку воздуха. Если диск случайно повернется, и кромка окажется ближе к вентилятору, чем кромка К , то возникнет подъемная сила, точка приложения которой будет расположена между кромкой и осью вращения диска. Момент этой силы повернет диск в исходное устойчивое положение. Отметим, что положение, при котором плоскость диска направлена по потоку, является также положением равновесия, однако это равновесие является неустойчивым. [c.84]

Выведем формулу, по которой можно будет пересчитать момент крыла вокруг его носика на момент относительно центра тяжести модели. Для этого перенесем из центра давления силу Я, действующую на крыло (рис. 43), в носик крыла. Это делается так в носике крыла помещаем две силы, равные и параллельные силе Я, но действующие в разные стороны. Такое добавление равновесия, а значит, и величины момента не изменит. Между тем эти три силы образуют сочетание пары сил, дающих момент, равный М относительно носика, и силы Я (показана сплошной линией), приложенной в носике. [c.71]

Схема действующих на крыло сил принимается та же, что и в случае двух лонжеронов, т. е. крыловая нагрузка разбивается на три силовых фактора 1) вертикальную составляющую 2) горизонтальную, 3) крутящий момент, получающийся вследствие переноса аэродинамической силы в центр жесткости крыла. [c.132]

Определим соответствующие силы и момент, действующие на участок крыла площадью Д5 р = .2(bJ os,x) = 2 м . Полагая Ратм = Р = 1,225 кг/м , [c.205]

Вычислим силы и моменты, действующие на участок крыла площадью 5к = = Д 6 /созх = 2 м . Подъемная сила = Су дао5кр- Так как здесь скоростной напор = кр Щ 2 = 6,174- 10 Па, то К<, = 22,02- Ю" Н. [c.206]

Л . В. Келдыш и М. А. Лаврентьев свели задачу о колеблющемся профиле к определению обтекания крыла со скачком потенциала на прямолинейном вихревом следе за крылом, обобщив, таким образом, метод Чаплыгина на случай крыла с переменной циркуляцией. Л. И. Седов дал общие формулы силы и момента, действующих на пpo звoльнo движущееся крыло. В этой работе, а также в монографии, относящейся к 1939 г., Л. И. Седов дал систематическое изложение новых применений метода комплексного переменного к исследованию движения крыла, систем крыльев и бесконечных решеток их, завершив этим большой исторический этап развития теории плоского безвихревого движения, начатой работами Чаплыгина. [c.33]

Исходя из сказанного, можно предварительно заключить, что полет дельтаплана в режиме флаттерного пикирования не является полетом с полным исчезновением подъемной силы и тем более полетом по баллистичес1гОЙ траектории. При флаттерном пикировании сохраняется какой-то остаточный угол атаки, образующий подъемную силу. Тщательные замеры сил и моментов, действующих на гибкое крыло при малых углах атаки, показали [111. что пилоту надо приложить к рулевой трапеции чрезвычайно большое усилие, чтобы вывести дельтаплан из режима флаттерного пикирования. Оно превышает уад1лие, потребное для управления в обычном планирующем полете, в 10—20 раз [c.43]

Как самостоят. наука А. возникла в нач. 20 в. в связи с потребностями авиации. Одна из осн. задач А,— проектные разработки летат. аппаратов путём расчёта действующих на них аэродинамич. сил. В процессе проектирования самолёта (вертолёта и т. п.) для определения его лётных св-в производят т. н. аэродинамич. расчёт, в результате к-рого находят максимальную, крейсерскую и посадочную скорости полёта, скорость набора высоты (скороподъёмность) и наибольшую высоту полёта ( потолок ), дальность полёта при заданной полезной нагрузке и т. д. В А. самолёта разрабатывают методы аэродинамич. расчёта и определения аэродинамических сил и моментов, действующих на самолёт в целом и на его части — крыло, фюзеляж, оперение и т. д. К А, самолёта относят обычно и расчёт устойчивости и управляемости самолёта, а также теорию воздушных винтов. Вопросы, связанные с нестационарным режимом движения летат, аппаратов, рассматриваются в динамике полёта, [c.42]

Ограничение прочности по конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличивается перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. Перегрузка Пг/разр> при которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей перегрузкой. Эксплуатировать самолет до разрушающей перегрузки нельзя, поэтому вводится ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке /гамаке- Эти две перегрузки связаны между собой сх)отношением [c.60]

Чаплыгин также впервые изучил вопрос о величине продольного момента, действующего на крыло, считая этот вопрос существенным элементом теории крыла. На основе исследования общей формулы для мол1ента подъемной силы он установил простую зависимость продольного момента от угла атаки, которая лишь через несколько лет была получена экспериментально и явилась впоследствии одной из основных аэродинамических характеристик крыла. Он показал, что коэффищтент продольного момента при больших углах атаки положителен и уменьшается с уменьшением угла атаки, имея отрицательную величину при угле атаки, соответствующем нулевой подъемной силе. При отрицательных углах атаки момент, оставаясь отрицательным, увеличивается по абсолютной величине при увеличении абсолютного значения угла атаки крыла. [c.277]

Моменты сил, действующие на крыло так же, как и сами силы, измеряют на специальных весах в аэродинамических трубах, причем продольный момент, действующий на крыло, замеряют вокруг оси, проходящей через носик крыла. [c.70]

Обычный несущий винт вертолета состоит из двух или большего числа одинаковых, разделенных равными угловыми промежутками лопастей, прикрепленных к центральной втулке. Винт равномерно вращается под действием крутящего момента, который передается, как правило, от двигателя на вал. Подъемные силы и сопротивления лопастей — этих вращающихся крыльев — создают аэродинамический момент, силу тяги и другие силы и моменты несущего винта. Большой диаметр винта, требуемый для эффективного вертикального полета, и большое удлинение лопастей, диктуемое необходимостью иметь высокое аэродинамическое качество вращающихся крыльев, делают лопасти гораздо более гибкими, чем у винтов с большой нагрузкой на диск (например, пропеллеров). Следовательно, при полете аппарата лопасть несущего винта под действием аэродинамических сил будет совершать значительные движения. v3th движения могут вызвать большие напряжения в лопасти или большие моменты в ее корне, которые через втулку передаются вертолету. Поэтому при проектировании лопастей и втулки несущего винта следует позаботиться о том, чтобы эти нагрузки были по возможности малы. Центробежные силы препятствуют отклонению вращаЮ щейся лопасти от плоскости диска, так что ее движение будет наиболее заметным вблизи комля. Вследствие этого поиски прО [c.20]

У винтокрылого аппарата, называемого автожиром, авторотация является нормальным режимом работы несущего винта. На вертолете мощность передается непосредственно несущему винту, который создает как подъемную, так и пропульсивную силы. На автожире же мощность (крутящий момент) на несущий винт не поступает. Мощность и пропульсивную силу, требуемые для горизонтального полета, обеспечивает пропеллер или другой движитель. Следовательно, автожир по принципу действия похож на самолет, так как несущий винт играет роль крыла, создавая только подъемную силу, но не пропульсивную. Иногда для создания управляющих сил и моментов на автожире, как и на самолете, используют фиксированные аэродинамические поверхности, но лучше, если управление обеспечивает несущий винт. Несущий винт действует в значительной степени как крыло и характеризуется весьма большой величиной отношения подъемной силы к сопротивлению. Правда, аэродинамические характеристики несущего винта не столь хороши, как у крыла, зато он способен обеспечить подъемную силу и управление при гораздо меньших скоростях. Следовательно, автожир может летать со значительно меньшими скоростями, чем самолет. Однако без передачи мощности на несущий винт автожир не способен к насто.хщему висению или вертикальному полету. Так как аэродинамические характеристики автожира ненамного лучше характеристик самолета с малой удельной нагрузкой крыла, использование несущего винта на летательном аппарате обычно оправдано только тогда, когда необходимы вертикальные взлет и посадка аппарата. [c.25]

Общая теория параболы метацентров в этой работе была предложена С.А. Чаплыгиным одновременно с Mises oM. Эта парабола и ее фокус, обычно называемый теперь фокусом крыла, определяет все интегральные свойства сил, действующих на крыло в силу теоремы силы давления воздуха на крыло приводятся к равнодействующей, проходящей через фокус, и постоянной паре, момент которой равен опрокидывающему моменту. [c.167]

Аэродинамическая сила, действующая на крыло, обусловлена аэродинамическим давлением на элементы его поверхности. Известно, что систему сил. действующих на твердое тело (мы предполагаем, что крыло является твердым), можно заменить для любой заданной ттки приведения одной силой, действующей в этой точке, и парой сил. Кроме того, величина и направление равнодействующей в точке приведения не зависит от выбора точки приведения, тогда как момент пары сил зависит от этого выбора. [c.190]

Дальнейшее развитие авиационной техники потребовало рассмотрения крыльев с формами в плане, отличными от формы прямого крыла большого удлинения. Теория прямой несуш ей линии, данная Л. Прандтлем, не позволяла рассматривать крылья произвольной формы в плане даже сравнительно большого удлинения. К числу таких крыльев относятся стреловидные крылья. Причина состоит в том, что в этих случаях индуктивные скорости на несуш ей линии обраш аются в бесконечность. А. А. Да-родницын (1944) обобщил теорию на случай крыла с криволинейной несущей линией, показав, что для крыльев большого удлинения это обобщение может служить достаточно хорошим приближением к теории несущей поверхности. Отметив невозможность описания обтекания только с йомощью введения понятия постоянного по хорде индуктивного угла атаки, он предложил рассматривать индуктивные скорости не на самой несущей линии, где они бесконечны, а в ее окрестности, С помощью дополнительного потока с логарифмическим потенциалом, обтекающего сечения крыла, определяется циркуляция, обусловленная конечностью размаха и криволинейностью оси крыла, а также действующие на крыло силы и моменты. [c.94]

Настоящая программа была разработана для демонстрации возможностей визуального контроля при расчете аэродинамических сил, действующих на крыло самолета. Во время летных испытаний необходимо замерять аэродинамические давления на поверхности крыльев. Это позволяет убеждаться, что реальные давления близки к расчетным, полученным при проектировании, а также что величины поперечных сил и моментов изгиба, действующих на крыло, не превосходят значений, которые данная конструкция по расчету должна выдерживать. В целях контроля общей точности измерений можно проинтегрировать аэроди- [c.123]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...