Предварительный расчет крыла

ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЙ РАСЧЕТ КРЫЛА [c.76]

Решению этой задачи предшествует предварительный расчет параметров невязкого потока, осуществляемый при известной форме заостренного профиля с использованием теории скачков уплотнения и течения разрежения (течения Прандтля — Майера). Для заданной формы профиля крыла и параметров невозмущенного потока распределение скорости на внешней границе пограничного слоя можно аппроксимировать в виде [c.752]

Предварительные замечания. Рассмотрим задачи аэрогидроупругости дая конструкций, которые можно рассматривать как стержни. Важнейшим примером могут служить крылья достаточно большого удлинения. Методика расчета крыльев на флаттер и дивергенцию представляет собой весьма разработанную область теории аэроупругости. Здесь рассмотрим теорию флаттера и дивергенции крыльев в простейшей постановке и некоторые неклассические задачи аэрогидроупругости для стержней. Подробнее см. работы [4, 24, 67]. [c.473]

В действительности, как показывает наблюдение, подъем крыльев происходит несколько быстрее, нежели их опускание, вследствие чего подъемная сила должна быть несколько менее 20. Оставляя, однако, эту величину для предварительных расчетов, мы получим некоторый избыток, который можно принять достаточным для той, хотя и незначительной, но все же существующей работы, которая расходуется на подъем крыльев. [c.35]

После того как в предыдущих параграфах была подробно разобрана работа крыла, дадим последовательный порядок расчета его на прочность. При этом будем считать, что сечения крыла подобраны в предварительном расчете. Порядок расчета следующий [c.122]

Аэродинамический расчет П. делается 1) для предварительного определения его основных размеров, увязанных с прочностью и управляемостью, 2) для выбора наиболее подходящего профиля крыльев и 3) для более точного установления его аэродинамич. данных, после того как все размеры уже известны или далее имеется продувка всей модели П. в аэродинамической трубе. [c.261]

Для расчета размеров лонжеронов необходимо предварительно по весу модели и размаху крыла определить величину изгибающего момента, действующего на крыло. У нашей модели Lp — 184 см, а вес равен С = 0,415 кг. На модели применено упругое крепление крыла. [c.150]

Предварительный анализ. Стационарные решения в системе координат, связанной с самолетом, для геликоидального отклонения траектории вихрей от тривиального прямолинейного движения получены в [9]. Рассматривался модельный случай движения двух полых вихревых трубок. Применение данной теории к расчетам вихревого следа за самолетами с крыльями большого удлинения показало, что в ее рамках проявляются только коротковолновые возмущения. Стационарность решения и коротковолновые возмущения присущи течениям со "взрывом" вихря. [c.123]

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]

И. с. в н а у ч н о-и сследователь-ских институтах и заводских летных станциях для научного исследования вопросов аэродинамики и прочности или для изучения работы тех или иных элементов конструкции в полете являются весьма разнообразными. В этом случае самолет является своеобразной летающей лабораторией. Частое расхождение расчетных данных и результатов испытаний моделей в аэродинамич. трубах с результатами полетных испытаний привело к широкой постановке опытов в натуру. Конструктивные усовершенствования после подтверждения их целесообразности на моделях в аэродинамич. трубах вводятся на опытные самолеты только после предварительного опробования их в полете на каком-либо из уже построенных и испытанных самолетов. С целью уточнения методов расчетов и определения методов перехода от результатов продувки модели в трубе к натуре проводится работа по определению в полете поляры самолета, характеристик винтов, распределению давления по крылу, фюзеляжу и оперению, шарнирных моментов на органы управления, кривых продольной статич. устойчивости и т. п. [c.233]

Предварительно следует сделать два замечания. В комментариях к рис. 6.4 уже отмечалась роль гиббсовского множителя из выражения для вероятности классических траекторий в формировании спектрального коэффициента поглощения. Этот множитель пропорционален ехр(—У1кТ), где V — классический потенциал межмолекулярного взаимодействия. Кроме того, энергия межмолекулярного потенциала V входит в матрицу плотности р [74], и поэтому зависит от температуры Т. Эти моменты и оказываются определяющими при расчете зависимости к (со) в крыле. Ситуацию поясняет рис. 6.8, на котором приведены значения [c.191]

На фиг. 4б9а и 4696 представлена станция для осветления (коахуляция, фильтрация) 20000л13 воды в сутки и умягчения 8000 в сутки предварительно осветленной воды общей жесткостью 13,5°. В правом крыле станции установлено четыре горизонтальных фильтра (три рабочих и один резервный) диаметром 3 м и длиной 8 м. Фильтрующая площадь каждого фильтра около 2,8 8 22,4 м . Объем глауконита в каждом фильтре 1,2 22,4 =27 м . Конструкция фильтра не позволяет принять слой глауконита больший 1,2 м. Расчет фильтров ведется обычным способом. [c.427]

Следующий этап —расчет центровки самолета. Уже в предварительной компоновке были определены расположение крыла, оперения, фюзеляжа, нх взаимная увязка, а также положение кабины пилота, которая должна быть как можно ближе к точке требуемого центра тяжести. Теперь нужно наметить на чертеже центры тяжести отдельных агрегатов и закоорднинровать нх, как показано иа рис. 122. Даже если центровка у отдельных агрегатов будет определена на глаз , точность на этом этапе расчета будет достаточной. Для удобства расчета центровки можно пользоваться табл. 19, 20. [c.149]

Определен мидель аппарата при известном стартовом весе это эквивалентно установлению так называемой поперечной нагрузки. На основании предварительного прочностного расчета при заданных величинах максимальных перегрузок, продольной — я тах и поперечной — AZy max, определен полный вес конструкции аппарата, включающий веса корпуса, крыльев и рулей. При этом велп- [c.266]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...