Аэродинамическая компоновка
Cтраница 1
Аэродинамическая компоновка такого самолета, его основные параметры, принципиальные и силовые схемы должны удовлетворять противоречивым требованиям. Ведь необходимо обеспечить высокую надежность и безопасность полетов в сложных метеорологических условиях, базируясь на небольшие аэродромы с бетонированными и грунтовыми взлетно-посадочными полосами. Однако эти жесткие требования не должны удовлетворяться за счет снижения летных и пилотажных качеств, удобств и комфорта пассажиров, а также ухудшения экономических показателей. [1]
 |
Траектории летательных аппаратов. [2] |
Осуществляя аэродинамическую компоновку, необходимо учитывать особенности старта с летательного аппарата-носителя, обладающего определенной скоростью полета. Если старт производится по направлению полета носителя, то следует предусмотреть органы управления, обеспечивающие предотвращение разворота стартующего летательного аппарата в сторону носителя. При старте под углом к направлению полета носителя возникает эффект поперечного обтекания вследствие дополнительной составляющей скорости движения, что может привести к ухудшению устойчивости. Поэтому органы управления и стабилизирующие устройства должны обеспечивать ликвидацию неблагоприятных последствий поперечного обтекания. [3]
При аэродинамической компоновке летательных аппаратов необходимо знать форму и размеры спутной струи в набегающем ( сносящем) потоке. Исследования показывают, что в осе-симметричной спутной струе ( & j 0) с увеличением ее скорости происходит некоторое увеличение длины струйного конуса и сокращение размеров потенциального ядра потока ( рис. 5.3.12 а), однако круглая форма сечения струи не изменяется вниз по течению. В результате перепада давления между наружной и внутренней поверхностями струи на ее боковой поверхности зарождаются два противоположно направленных вихря, интенсивность которых увеличивается вниз по течению. [5]
Коэффициент / Сосчитывающий как совершенство аэродинамической компоновки самолета, так и совершенство ракетного двигателя, мы предлагаем назвать коэффициентом совершенства летательного аппарата. При полетах вблизи Земли ( летательные аппараты на воздушной подушке) численное значение максимального качества существенно возрастает. [6]
Максимально допустимый коэффициент подъемной силы cv оп зависит от аэродинамической компоновки и числа М Для данного типа самолета при полете с данным числом М увеличение угла атаки сопровождается ростом коэффициента подъемной силы. [7]
Были и другие точки зрения, связанные с разработкой аэродинамической компоновки крыла и предписывавшие, в частности, не применять на крыльях очень большие сужения, избегать положительных углов стреловидности и составлять их из одной серии профилей. Так как с уменьшением относительной толщины профиля обычно происходит возрастание его максимальной подъемной силы в диапазоне изменения относительных толщин 15 - 9 % хорды крыла, то при указанных выше условиях автоматически обеспечиваются более высокие несущие свойства и некоторые запасы подъемной силы на концевых сечениях крыла. [8]
Стационарные длительные полеты самолетов на высотах 30 - 35 км возможны для современных аэродинамических компоновок самолетов лишь при скоростях, превышающих 800 - 1000 м / сек. При таких скоростях полета температуры поверхности самолета становятся значительными ( более 350 - 450 С), что усложняет создание надежно работающих конструкций. [9]
Стационарные длительные полеты самолетов на высотах, превышающих 30 км, возможны для современных аэродинамических компоновок лишь при скоростях, превышающих 1000 MJCCK, При таких скоростях полета температуры поверхности самолета становятся значительными ( более 350 - 450 С), что сильно усложняет создание надежно работающих - конструкций. [10]
Стационарные длительные полеты самолетов на высотах, превышающих 30 км, возможны для современных аэродинамических компоновок лишь при скоростях, превышающих 1000 м / сек. При таких скоростях полета температуры поверхности самолета становятся значительными ( более 350 - 450 С), что сильно усложняет создание надежно работающих конструкций. [11]
Отмеченные работы и многочисленные экспериментальные исследования, проведенные в аэродинамических трубах, послужили основой для рациональной аэродинамической компоновки стреловидных крыльев и крыльев малого удлинения. [12]
Из сказанного видно, что для оценки аэродинамического совершенства крыльев на критических углах атаки и определения их аэродинамической компоновки необходимо было в первую очередь научиться рассчитывать с достаточной достоверностью максимальную подъемную силу крыла, критические углы атаки и характер развития срывных зон на его верхней поверхности. В связи с этим в ЦАГИ начали интенсивно проводиться теоретические и экспериментальные исследования по аэродинамике крыла на критических углах атаки. На базе теории крыла Прандт-ля автором была разработана и обоснована теория расчета максимальной подъемной силы крыла на критических углах атаки и распределения срывных зон по размаху крыла. [13]
Для уточнения запасов подъемной силы в концевых сечениях крыла и проверки правильности различных точек зрения на его аэродинамическую компоновку автором были проведены специальные экспериментальные исследования. В натурной трубе ЦАГИ была испытана при больших числах Рейнольдса целая серия крыльев конечного размаха с учетом различных точек зрения и методов. Эти испытания показали, в частности, что крылья, скомпонованные по принципу Г. Ф. Глясса, обладают благоприятными характеристиками на больших углах атаки, но из-за преждевременных концевых срывов имеют плохие несущие свойства и низкие взлетно-посадочные характеристики. Крылья, скомпонованные по методу А. Б. Рисберга, тоже имеют удовлетворительные характеристики на околокритических режимах. Однако большие запасы подъемной силы на концах крыла, создаваемые вследствие преждевременных срывов на корневых сечениях крыла, также значительно снижают его подъемную силу и ухудшают взлетно-посадочные характеристики самолета. [14]
С увеличением скорости полета винтового АВВП повышаются требования аэродинамики, устойчивости, управляемости и аэроупругости, которые отражаются на аэродинамической компоновке крыла, степени его механизации и жесткости конструкции. [15]
Страницы: 1 2