Конфигурация летательного аппарата

Кроме того, здесь описаны способы нахождения суммарных производных устойчивости сложных конфигураций летательных аппаратов, полученные в нестационарной аэродинамической теории тонкого тела. [c.593]

Одним из эффективных в аэродинамической теории тонких тел является метод присоединенных масс. В отличие от рассмотренного ранее способа расчета аэродинамических коэффициентов и статических производных устойчивости, основанного на исследовании параметров обтекания с учетом интерференции, этот метод позволяет определить непосредственно аэродинамические характеристики. Вместе с тем метод присоединенных масс расширяет возможности аэродинамических расчетов для большего числа конфигураций летательных аппаратов и является основой определения наряду со статическими производными устойчивости также вращательных производных и производных по ускорениям. [c.155]

Влияние вихрей на корпусе. Отрыв пограничного слоя, возникающий на верхней (подветренной) стороне корпуса, принадлежащего крестообразной конфигурации летательного аппарата, движущегося под малыми углами атаки и скольжения, оказывается незначительным, поэтому он практически не влияет на момент крена, величина которого может быть принята равной нулю. [c.176]

Один из методов расчета производных устойчивости при нестационарном обтекании основан на представлении тонкой конфигурации летательного аппарата в виде базовой плоской поверхности, являющейся проекцией аппарата на плоскость связанных осей Охг, и последующей ее замене несущей вихревой пеленой, которая в свою очередь представляется приближенной системой дискретных нестационарных вихрей [4 5]. [c.219]

Рис. 2.6.1. Вихревая модель плоской конфигурации летательного аппарата

ЖРД РСУ обеспечивают ручное и автоматическое управление ориентацией и малые поступательные перемещения для всех конфигураций летательного аппарата на пассивных участках траектории полета. [c.79]

Конфигурация летательного аппарата [c.564]

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]

При скольжении плоской конфигурации дополнительный момент крена, повышающий поперечную статическую устойчивость, возникает только при наличии прямолинейной боковой кромки консоли крыла, когда эта кромка является как бы частью передней кромки. На правой и левой консолях возникают дополнительные нормальные силы, направленные в разные стороны и образующие соответствующий момент. Если летательный аппарат имеет еще и пару вертикальных консолей, дополнительный момент крена, создаваемый поперечными силами на них, будет равен по величине и противоположен по знаку моменту горизонтальных консолей, поэтому суммарный дополнительный момент крена всей комбинации равен нулю. [c.616]

Коэффициент центра давления Сц. д = —тЦс = 0,9023. Сравнивая полученные параметры с соответствующими значениями в скобках, можно оценить влияние сжимаемости (числа Мао) и хвостовой части на аэродинамические характеристики летательного аппарата заданной конфигурации. [c.635]

Известно, что затупленную поверхность можно считать оптимальной с точки зрения теплообмена, однако при этом затупленный носок испытывает наиболее интенсивное тепловое воздействие. В связи с этим здесь отражены вопросы, связанные с определением теплового (конвективного и радиационного) потока к затупленным носовым частям тел различной конфигурации (сферический носок, плоский торец). Приведены примеры расчета, в которых дана оценка влияния завихренности потока за криволинейной ударной волной на теплопередачу. Кроме того, ряд вопросов и задач посвящен расчету равновесной температуры поверхности летательных аппаратов в различных газодинамических условиях, в том числе и с учетом влияния диффузии в пограничном слое. [c.670]

Центром давления летательного аппарата называется некоторая точка, через которую проходит равнодействующая аэродинамических сил. Обычно принимается, что для конфигураций с продольной осевой симметрией или близких к ней такая точка расположена на продольной оси (оси симметрии корпуса или хорде профиля). [c.28]

Исследования показывают, что в реальных условиях обтекания у осесимметричных летательных аппаратов даже при изменении малых углов атаки может наблюдаться существенное перемещение центра давления. Это особенно заметно у несимметричных конфигураций или при отклонении рулей, которые нарушают имеющуюся симметрию. В этих условиях центр давления неудобен для применения в качестве характерной точки при оценке положения равнодействующей нормальных сил У и возникающего мо- [c.28]

Для летательного аппарата с осесимметричной конфигурацией Шго = О, поэтому [c.35]

Уравнения (1.5.19) используются обычно для исследования летательных аппаратов при отсутствии у них осевой симметрии (с двухконсольной конфигурацией крыльев), у которых оба движения, рыскания и крена, взаимно связаны и поэтому изучаются совместно. [c.45]

Часть производных устойчивости летательного аппарата заданной конфигурации будет равна нулю, причем для одних производных их равенство нулю обусловлено свойством геометрической симметрии аппарата, а для других это связано с действием чисто аэродинамических причин, которые выявляются в ходе решения конкретной задачи. [c.125]

Демпфирование крена. Применение метода присоединенных масс. В частном случае движения, при котором совершается только накренение летательного аппарата, коэффициент демпфирования вычисляется по формуле (2.4.3).Такой расчет производной для произвольной конфигурации [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]

Пример 2.5.1. Определить аэродинамические коэффициенты и соответствующие производные устойчивости летательного аппарата в виде тонкой конфигурации корпус— крыло — оперение , движущейся под углом атаки а = 0,1 со скоростью = 510 м/с <М = 1, 5) в нижних слоях атмосферы. [c.213]

Как и в случае самолета, максимальная скорость вертолета в горизонтальном полете ограничена располагаемой мощностью, но для винтокрылого летательного аппарата имеется и целый ряд других ограничений скорости, обусловленных, в частности, эффектами срыва, сжимаемости и аэроупругости. Основным ограничением для многих современных вертолетов является срыв потока на отстающей лопасти, приводящий на больших скоростях полета к резкому увеличению нагрузок на несущий винт и систему управления и росту вибраций вертолета. Вследствие этого расчетная крейсерская скорость вертолета без вспомогательных движителей при современном уровне развития техники лежит в пределах 280—370 км/ч. Для достижения более высоких скоростей требуется либо улучшение аэродинамики несущего винта и фюзеляжа, либо существенное изменение конфигурации вертолета. [c.304]

Изучая движение материальных тел под действием сил, можно выделить весьма важный класс задач динамики, характерных тем, что некоторые из действующих на объект сил могут быть запрограммированы и реализованы в процессе движения человеком-пилотом (или автопилотом). Часть сил, приложенных к движущемуся объекту, конечно, определена (детерминирована) природой, а часть может изменяться в широких пределах по некоторым законам, заложенным в конструкцию летательного аппарата. Так, при изучении движения ракеты в поле тяготения Земли гравитационная сила вполне детерминирована (она, в первом приближении, подчиняется закону тяготения Ньютона), а реактивная сила может изменяться и регулироваться как по величине, так и по направлению. Каждому закону регулирования реактивной силы будет соответствовать некоторый закон движения ракеты. В современной ракетодинамике и динамике самолета такие задачи часто на> зывают задачами с управляющими (или свободными) функциями. Если управляющие функции все заданы и, следовательно, сделаны определенными все действующие силы, тогда мы будем иметь дело с обычной задачей теоретической механики найти закон движения объекта, если действующие на него силы неизвестны. Но выбор (задание) свободных функций можно подчинить некоторым, достаточно общим и широким, условиям оптимальности (экстремальности) и производить определение динамических характеристик для этих классов оптимальных движений. Метод проб или сравнений, лежащий в основе классических вариационных принципов, применим и здесь, но варьируется выбор управляющих функций, а не траекторий в пространстве конфигураций. Задачи такого рода имеют большое практическое значение в динамике полета ракет и самолетов, а также в теории автоматического регулирования- [c.14]

Аэродинамических конфигураций с протоками и струйных сверхзвуковых течений применительно к проблеме создания гиперзвуковых летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. Моделирование процессов обтекания воздухозаборников и их интеграции с планером, процессов смешения сверхзвуковых потоков, изучение трехмерной структуры течения в слое смешения сверхзвуковых нерасчетных струй [c.198]

Па первом этапе предполагалось использовать беспилотные летательные аппараты, по конфигурации соответствующие будущему космоплану (модель с твердотопливным двигателем, запускаемая с Ту-16 ), Па них собирались освоить зоны гиперзвукового полета, отработать элементы конструкции, способные работать в условиях высоких температур (скорости до 9000 км/ч, потолки до 40 километров). Одновременно должны были производиться запуски моделей космоплана с помощью ракет-носителей Р-5 и Р-14 (3,9 км/с, 45 километров и 6,4-7,8 км/с, 90 километров, соответственно). [c.237]

На втором этапе предполагалось перейти к работам над пилотируемыми гиперзвуковыми ракетопланами. Главной задачей второго этапа было освоение человеком специфики гиперзвукового полета и отработка посадки на летательном аппарате, по конфигурации близкому к будущему космоплану. [c.238]

Сопло трубы представляет собой канал, имеющий определенную конфигурацию, которая обеспечивает получение заданной скорости однородного газового потока. Форма поперечного сечения сопла обычно определяется видом летательного аппарата, предназначаемого для ис- [c.8]

С целью обеспечения требуемой статической устойчивости крыло располагают в определенном месте корпуса, а в случае необходимости прибегают либо к установке хвостового оперения, играющего роль стабилизатора, либо небольших крыльев в носовой части для создания дестабилизирующего эффекта. Характеристики статической устойчивости летательных аппаратов могут быть рассчитаны различными методами, Рассмотрим один из таких методов, относящихся к плоской конфигурации (см. рис. 6.1,5), Согласно этому методу находятся аэродинамические характеристики изолированных корпуса, крыла и оперения, а затем вычисляются соответствующие интерференционные поправки. При этом для определения аэродинамических характеристик оперения необходимо либо найти угол скоса потока за крылом е и по эффективному значению угла атаки [c.298]

Оценка начальных размеров и характеристик летательного аппарата при различных его конфигурациях. [c.584]

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]

Для некоторых осесимметричных конфигураций летательных аппаратов (например, с крыльями и оперением четырехконсольной формы) влияние крена на движение рыскания невелико и это влияние можно не учитывать. [c.57]

Рассмотрим некоторые особенности, связанные с созданием управляющей (подъемной) силы различными конфигурациями летательных аппаратов, и сравним эту силу с соответствующим значением для двухкрылого аппарата. Очевидно, для плюсобразной схемы в плоскости угла атаки а (сов- [c.123]

В табл. 1.14.1 показаны производные устойчивости, равные нулю, для двух-, трех- и четырехконсольной конфигурации летательного аппарата. Вычисление этих производных осуществлено для частных случаев движения, рассмотренных в 1.2. [c.125]

Вычислим производную демпфирования для конфигурации летательного аппарата, выполненного по схеме +4- (крылья и оперение плюсобразной формы). [c.218]

Продольная и путевая эффективность рулей. Продольная эффективность плюсобразной конфигурации летательного аппарата может быть определена при помощи формулы (3.1.49) в плоскости угла а = о os ф без учета [c.252]

Для обоих конфигураций летательного аппарата, корабля Apollo и основного блока в ЦАП используется компенсирующий фильтр шестого порядка, состоящий из трех каскадных секций второго порядка. [c.76]

Отдельные конструкции летательных аппаратов по своему назначению не требуют одинаково большой маневренности в каких-либо направлениях. Для аппаратов, у которых должен быть обеспечен высокий маневр в вертикальной плоскости при сохранении некоторой потребной маневренности в горизонтальном направлении, могут применяться иксобразные конфигурации крыльев или оперения с углами между ними и поперечной осью, меньшими 45° (см. рис. 1.8.3, н), а также схемы с разнесенными вертикальными аэродинамическими поверхностями (см. рис. 1.8.3,з). [c.124]

Пластины и оболочки широко применяются в конструкциях летательных аппаратов. Большинство методов их расчета основывается на использовании гипотезы прямых нормалей. В методе конечных элементов такой подход наталкивается на серьезные трудности, связанные с необходимостью обеспечения совместности конечных элементов. Эти трудности можно обойти, если воспользоваться независимой аппроксимацией перемещений и углов поворота нормали. Благодаря этому удается построить семейства конечных элементов изопараметрнческого типа, пригодных для расчета на изгиб пластин или моментных оболочек произвольной конфигурации. [c.227]

В СВЯЗИ С полетом с большой сверхзвуковой скоростью возникает ряд задач о выборе аэродинамической формы таких тел. Классической задачей является задача об определении аэродинамической формы тела минимального сопротивления. Решению этой задачи посвяш ено значительное число работ, в которых для описания течений использовались приближенные и точные теории обтекания тел [1-8]. Большинство этих работ посвяш ено определению плоских профилей, осесимметричных тел или тел, образованных коническими или гомотетичными новерхностями. В последнем случае поперечный контур тела, даюш его суш ественный выигрыш в сопротивлении, имеет звездообразный вид [1, 2]. При использовании таких головных частей встает проблема соединения носовой части тела с корпусом летательного аппарата, который имеет плавные обводы, например окружность. В 1967 г. Г. Г. Черным было высказано предположение о суш ествовании тел пространственной конфигурации, обладаюш их положительными свойствами звездообразных тел и хорошо сопрягаюш ихся с произвольными контурами поперечного сечения основного корпуса летательного аппарата. Тогда же был предложен один из возможных способов построения таких тел. [c.424]

Исследовакия показывают, что в реальных условиях обтекания у осесимметричных летательных аппаратов даже при небольшом изменении углов атаки может наблюдаться существенное перемещение центра давления. Это особенно заметно у аппаратов с несимметричной конфигурацией или при отклонении рулен, кoтopьie нарушают имеющуюся симметрию. В этих условиях центр давления неудобен для применения в качестве характерной точки при оценке положения равнодействующей аэродинамических сил и возникающего момента тангажа относительно центра масс. В рассматриваемых случаях удобнее оценивать летные свойства аппарата по фокусному расстоянию. Чтобы установить смысл этого понятия, рассчотрим несимметричный профиль и вычислим момент Мг относительно ПРОИЗВОЛЬНОЙ точки Ра с координатой Хп, лежащей па хорде профиля. Непосредственно из рис. 1.3.5,5 видно, ЧТО [c.40]

Естественную подсказку для решения проблемы устойчивости и управляемости летательных аппаратов схемы бесхвостка дает анализ геометрии семени дзанонии. Задние кромки законцовок крыла этого семени расположены достаточно далеко от его центральной части и создают по существу стреловидную конфигурацию. Кроме того, тенденция к возникновению кабрирующего момента исключается за счет отклонения вверх задних кромок концевых частей семени (на самолетах этому [c.57]

Конвертопланы - это летательные аппараты, способные осуществлять вертикальные взлет и посадку (как это делают вертолеты) и длительный высокоскоростной горизонтальный полет, характерный для обычных самолетов. Так как летательные аппараты этого типа не являются в полной мере ни вертолетами, ни самолетами, это сказывается и на их облике. В результате конфигурация таких летательных аппаратов может принимать самый неожиданный вид. Кроме того, так как летательные аппараты этою типа характеризуются двумя резко различающимися режимами полета, при их проектировании приходится постоянно идги на компромиссные решения. [c.207]

Важное требование к современным конструкциям труб состоит в обеспечении малого продольного градиента давления йр1йх в рабочей части. Возникновение такого градиента в рабочей части объясняется ее загромождением моделью летательного аппарата, конфигурацией стенок рабочей части и сопла, а также образованием на стенках трубы пограничного слоя, суживающего проходные сечения. [c.15]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...