Выбор формы крыла в плане

ВЫБОР ФОРМЫ КРЫЛА В ПЛАНЕ [c.57]

Большое количество работ было проведено при выборе оптимальной формы крыла будущего самолета. В ходе исследований подобрана такая форма крыла в плане, которая позволяла достичь наименьшего смещения фокуса машины при изменении режима полета с дозвукового на сверхзвуковой. [c.83]

На праетике можно наблюдать самые разнообразные формы крыла в плане даже у самолетов, проектируе.мых по одним и тем же требованиям. Выбор формы крыла в конкретном случае не так свободен, как это можно предполагать на основании этого многообразия. Он зависит от опыта, накопленного конструкторским бюро, выполненного объема экспериментальных исследований аэродинамических характеристик, устойчивости, управляемости и силовой схемы. [c.68]

Так, например, в это время возникла проблема предотвращения сваливания самолета на крыло (Ф. Г. Гласс, Б. Т. Горощенко, П. П. Красильщиков, А. Б. Рисберг). Исследования ЦАГИ показали, что решение этой сложной проблемы могло быть обеспечено перенесением срыва в корень крыла, т. е. выбором формы крыла в плане, заданием распределения углов атаки по размаху крыла (крутка) и, наконец, специальным набором профилей, из которых должно быть образовано крыло. Правильность этих принципов аэродинамического проектирования была подтверждена сначала в лабораториях, а затем в летных условиях и прочно вошла в практику самолетостроения. [c.288]

Потери на балансировку можно существенно уменьшить, если конструктивными мероприятиями (выбором формы крыла в плане, применением дестабилизаторов, перемещающих фокус самолета вперед, регулированием центровки перекачкой топлива и т. д.) удается создать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета примерно постоянный сравнительно небольшой запас устойчивости по перегрузке. Однако при практической реализации этих мероприятий возникает ряд трудностей, которые не всегда удается успешно преодолеть. Поэтому чаще конструкторы предпочитают применение наиболее простого пути — более задней центровкой обеспечить требуемый запас устойчивости по перегрузке на сверхзвуковых скоростях полета. Но это может привести к недостаточной устойчивости по перегрузке на дозвуковых скоростях полета и вызвать ряд особенностей при управлении самолетом. [c.155]

С 1915 по 1919 г. было сделано несколько попыток использовать приращение осевой скорости, получаемое в импульсной теории, для расчета лопасти по элементам. Однако никто не довел этих попыток до использования характеристик профиля в двумерном потоке, так как все исследователи на той или иной стадии обращались к эксперименту, чтобы установить, как выбирать характеристики сечений. А. Бетц в 1915 г. положил осевую скорость равной V + v, как в импульсной теории, и заметил, что требуемое удлинение больше действительного удлинения лопасти. Однако, признавая, что требуемое удлинение стремится к бесконечности, он по-прежнему считал его точное значение зависящим от формы лопасти в плане. Г. де Ботезат в 1918 г. также использовал результат импульсной теории, положив осевую скорость равной V v и взяв соответствующую величину окружной скорости на диске), но он принял подход Джевецкого и провел испытания серии специальных пропеллеров с целью определения характеристик профилей. Э. Фейдж й Г. Коллинз в 1917 г. использовали в качестве осевой скорости некоторую часть скорости У + и, определяемую эмпирически. Характеристики профилей они приняли такими же, как у крыла с удлинением 6, поэтому в величину индуктивной скорости нужно было вводить эмпирическую поправку на изменение удлинения. Таким образом, теория элемента лопасти оставалась полуэмпирической как в отношении изменения скорости вследствие интерференции, так и в отношении выбора характеристик профилей. [c.61]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...