Расчет оперения

Площадь рулей составляет обычно 23—28% от поверхности соответствующего горизонтального или вертикального оперения. Степень эффективности оперения при данной площади его и форме в плане и в профиле проверяется путем экспериментов с моделями Д. в аэродинамич. трубе. При испытании модели оперенного Д. (под разными углами наклона продольной оси модели по отношению к направлению потока и при разных углах отклонения рулей направления и высоты) определяются также и возникающие в оперении и в самом корпусе Д. нагрузки от аэродинамич. сил, действующих на Д. в полете. Расчет оперения на прочность производится по методам, принятым при расчете оперения самолетов, с учетом способа крепления оперения к оболочке. Запас прочности — 5. При расчете нагрузка на оперение принимается на основании данных испытания на распределение давления воздуха по оперению модели Д. в аэродинамич. трубе или Д. в натуру, [c.396]

Следует признать, что это расположение несколько отступает от общепринятого в практике конструкторских бюро порядка расчета фюзеляжа, когда расчету оперения и шасси предшествует расчет фюзеляжа. [c.10]

ГЛАВА 20 РАСЧЕТ ОПЕРЕНИЯ [c.449]

КОНСТРУКЦИЯ и РАСЧЕТ ОПЕРЕНИЯ [c.154]

Методы расчета оперения не отличаются от методов, применяемых при расчете крыльев. Так как в планерах оперение обладает значитель- [c.159]

При расчете оперения, целиком подвижного, нагрузку по хорде распределяем, как показано на фиг. 121. При таком распределении равнодействующая будет находиться в центре тяжести грузовой площади. [c.161]

ПРИМЕР РАСЧЕТА ОПЕРЕНИЯ ПЛАНЕРА (ВАРИАНТ) [c.221]

Определение аэродинамических характеристик с учетом интерференции осуществляется для летательных аппаратов как плоской конфигурации (типа корпус — горизонтальное крыло ), так и плюс- или крестообразной формы в потоке без крена и при крене. При этом достаточно подробно изложены методы расчета распределения давления по корпусу и крылу (оперению) и суммарных аэродинамических коэффициентов. Такие расчеты даны с учетом сжимаемости потока, его скоса и торможения от впереди расположенных частей летательного аппарата. При этом принимается во внимание влияние У-образности крыла, его расположения вдоль корпуса и формы в плане, а также наличия развитого пограничного стоя. [c.593]

Каким образом учитывается торможение потока за крылом при расчете коэффициента нормальной силы оперения [c.595]

Так как в теории тонкого тела решаются упрощенные уравнения, то она не обеспечивает достаточно точного определения аэродинамических коэффициентов как отдельных элементов летательного аппарата (корпус, крыло, оперение), так и их комбинаций. Однако расчет коэффициентов интерференции, представляющих собой отношение соответствующих аэродинамических коэффициентов (например, Кцр [c.603]

Тонкой называется такая комбинация корпус — крыло , у которой поперечные размеры (например, размах крыла /) значительно меньше продольной длины L, т. е. 1 > L. Течение около такой комбинации носит линеаризованный характер. При этом можно принять, что хвостовой участок корпуса вместе с оперением (крыльями) находится на значительном удалении от носовой части, поэтому ее влияние на обтекание оперения пренебрежимо мало. Таким образом, хвостовой участок обтекается практически невозмущенным потоком с числом = 1,5. При этом условии рассмотрим расчет аэродинамических характеристик. [c.605]

Боковая координата вихря у оперения г в расчетах интерференции берется такой же, как на крыле, так как исследования показывают, что смещение вихря в боковом направлении мало. [c.620]

Эта формула содержит результаты расчета коэффициентов интерференции для комбинаций соответственно корпус — крыло и корпус — оперение . Определим эти коэффициенты, используя графики и таблицы, приведенные в [161. По величине ( в)кр = /(5т)кр ==1/4,1 = 0,2439 из табл. ХУ-3-1 находим Кк-р = (Су)кр(т>/(С /) кр= [c.629]

Зависимости для расчета производных устойчивости комбинации корпус— — оперение приведены в [19]. Вращательные производные [c.637]

Результаты расчетов аэродинамических характеристик могут относиться к некоторым формам оперения (крыльев) в плане, в частности к прямоугольным (г1 = 1 Хп = 0) или треугольным (т] = оо). Для определения аэродинамических параметров иного по форме оперения можно заменить его услов- [c.64]

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]

У статически устойчивых аппаратов с поворотными крыльями передаточный коэффициент (1-7.7) положителен, т. е. отклонение рулей и угловая скорость будут одного знака, Знак передаточного коэффициента по углу атаки /Са (1.7.6) зависит в основном от взаимного расположения крыльев и центра масс, а также от размеров хвостового оперения. Если крылья размещены так, что фокус по углу их отклонения оказывается перед центром масс, то > О и /С >0. Расчеты показывают, что для этих аппаратов. [c.115]

Из полученных результатов следует, что коэффициент (Сц.д)аоп(т) мало отличается от величины /з, соответствующей изолированной треугольной консоли. Это означает, что интерференция оперения и корпуса не оказывает существенного влияния на положение центра давления. Поэтому в практических случаях, когда расчеты основаны на применении аэродинамической теории тонкого тела, влиянием интерференции на положение центра давления оперения можно пренебречь. При этом следует иметь в виду, что согласно этой теории значение (2ц.д)аоп(т)Не зависит от формы оперения в плане, в то время как величина (Сц.д)аоп(т) зависит от этой формы. В частности, расчеты по аэродинамической теории тонкого тела показывают, что центр давления прямоугольных крыльев размещается на их передней кромке. [c.149]

Аэродинамические расчеты комбинации корпус — оперение , рассмотренные выше, осуществлялись в предположении, что оперение находится в условиях обтекания потоком, практически не отличающимся от невозмущенного. Соответствующий скоростной напор вычислялся по параметрам этого потока, т. е. q = q = кр М /2. [c.166]

Рассмотрим модифицированный метод расчета статических производных устойчивости на основе применения коэффициентов присоединенных масс, который дает возможность выявить влияние на эффективность оперения ежи- [c.169]

В тех случаях, когда при определении коэффициентов нормальной силы и продольного момента оперенного участка в качестве характерного размера выбирается средняя аэродинамическая хорда [/ = ( сах)оп] расчет производных устойчивости следует производить по формулам [c.184]

Исследования показывают, что в тех случаях, когда спиральный момент возникает (при наличии горизонтального оперения или крыльев), его величина оказывается настолько малой, что в практических расчетах суммарного момента рыскания им обычно пренебрегают. [c.185]

Графики на рис. 2.4.1 и 2.4.3 позволяют осуществлять приближенный расчет коэффициента демпфирования реальных конфигураций, т. е. летательных аппаратов в виде комбинации корпуса конечного радиуса и оперения. При этом результаты такого расчета могут быть уточнены за счет влияния сжимаемости (числа Моо). Рассматриваемый метод расчета состоит в том, что коэффициент демпфирования заданной комбинации принимается равным [c.186]

Результаты расчета интерференции корпуса и оперения могут быть применены непосредственно для нахождения аэродинамических характеристик комбинаций корпус — крыло или корпус — крыло — оперение . При [c.205]

Демпфирование при крене. Для расчета производной демпфирования при крене можно использовать зависимость (2.4.38), полученную по методу присоединенных масс. В соответствии с этой зависимостью производная демпфирования комбинации корпус — крыло — оперение , совершающей только вращение вокруг продольной оси, [c.209]

Методика расчета нормальной силы комбинации корпус — оперение Уа, изложенная в гл. II, распространяется и на случай установки вместо оперения поворотного крыла. [c.242]

Рис. 3.1.3. Кривые для расчета смещения центра давления поворотного крыла (оперения) под влиянием корпуса при условии а = О, ба ф О

В условиях программы среднего учебного заведения указанная последовательность оправдывается и тем. обстоятельством, что программа рассматривает только однажды статически неоп]5еделимые системы, между тем в расчете оперения и шасси могут встретиться случаи многократной статической неопределимости. [c.10]

Порядок расчета оперення. Вследствие того, что по конструкции горизонтальное оперение аналогично вертикальному, порядок [c.267]

Расчет оперення состоит в следующем. Воздушную нагрузку в плоскостях нервюр переносим на лонжерон участка 2—4 и на бортовую нервюру 1—2 с крутящими моментами. Стронм эпюры поперечных снл, изгибающих и крутящих моментов вдоль лонжерона. Поперечную силу и момеиты лонжерона иа фюзеляжном участке 2 можно выразить непосредственно через силу Рг.а, действующую на оперение [c.271]

Ряд вопросов и задач связан с определением эффектов интерференции между оперением и крылом как для дозвуковы.х, так и для сверхзвуковых скоростей с учетом влияния угла атаки и скачков уплотнения. В части этих вопросов и задач ппиве,дены эффективные способы аэродинамического расчета на основе метода обратимости потоков, позволяющего находить интерференционные характеристики обтекания аппаратов с отклоненными от нейтрального положения аэродинамическими рулями. [c.593]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Коэффициенты интерференции. При расчете аэродинамических характеристик летательных аппаратов, представляющих собой комбинации из нескольких элементов, в частности корпуса и несущих (стабилизирующих) поверхностей, необходимо учитывать эффект взаимного влияния на характер обтекания этих элементов. В результате этого взаимного влияния (или так называемой интерференции), сумма аэродинамических сил (моментов) взятых отдельно (изолированных) крыла и корпуса или оперения и корпуса не равна полной силе (моменту) комбинации, состоящей из соответствующих элементов и представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крыло, оперение, — будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата, каюбы теряют свои индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции новые. Например, нормальная сила оперения в виде пары плоских консолей, расположенных на тонком корпусе, обтекаемом под малым углом атаки, определяется в виде суммы [c.132]

Плюсобрааная комбинация. Аэродинамический расчет летательного аппарата, оснащенного плюсобразным оперением, осуществляется с учетом данных, полученных для плоской комбинации. Примем, что вертикальные консоли такого аппарата имеют ту же форму в плане и полуразмах, что и горизонтальные (рис. 2.1.8). Одновременно будем исходить из предположе- [c.145]

Изменение коэффициентов интерференции. Результаты расчета коэффициентов интерференции для тонких комбинаций могут быть положены в основу метода определения статических производных устойчивости летательных аппаратов, состоящих из нетонких элементов. Этот метод состоит в том, что производную устойчивости вычисляют в виде произведения коэффициента интерференции для тонкого тела и соответствующего значения этой производной для изолированного оперения, найденного по линеаризованной теории. В соответствии с этим методом производные от коэффициентов нормальной силы консолей нетонкого оперения и корпуса [c.162]

Момент рыскания. Изложенный метод расчета продольного демпфирования может быть использован для вычисления производных устойчивости оперенного участка корпуса при движении рыскания и при условии, что все другие виды движения отсутствуют. В соответствии с этим методом производные устойчивости в случае движения рыскания определяются для плюсобразного оперения соотношениями [c.185]

Рис. 2.5.16. Схема и размеры четырехконсольной конфигурации корпус—крыло—оперение в примере расчета аэродинамических характеристик

При расчете положения центра давления на корпусе с учетом влияния оперения принимается, что центр давления нечувствителен к тому, развива- [c.245]

Коффициент нормальной силы.При определении аэродинамических характеристик такой комбинации необходимо учитывать интерференцию оперения и крыла. При этом аэродинамический расчет части комбинации ( корпус — поворотное крыло ) осуществляется так же, как и для комбинации корпус — поворотное оперение . В соответствии е этим коэффициент нормальной силы крыла в присутствии корпуса [c.248]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...