Избранное
ЭБ Нефть
и Газ
Главная
Оглавление
Поиск +
Еще книги ...
Энциклопедия
Помощь
Для просмотра
необходимо:


Книга: Главная » Введенский Б.А. Большая советская энциклопедия Том 38
 
djvu / html
 

САМОЛЁТ
Хорда
Средняя линия прямая
На свойства профиля существенное влияние оказывает форма его средней линии (линии, соединяющей середину вертикальных ординат профиля, рис. 6). По
форме средней линии ' ™™Л ^пунлая профили можно разбить на три основных типа: кривая однозначной кривизны.вы-пуклая кверху; прямая (у симметричных профилей); S-образ-ная кривая двоякой кривизны. Профили с криволинейной средней линией обладают большими коэфициен-тами подъёмной силы и применяются в слу-
Хорда
Средняя пиния S-образная
Хорда' Рис. 6. Средняя линия профиля.
чаях, когда требуется минимальная посадочная скорость. Но такие профили обладают и большим лобовым сопротивлением. Профили с прямой средней линией (симметричные или близкие к ним по очертаниям) применяются в скоростных С., т. к. значения коэфициента лобового сопротивления у этих профилей сравнительно малы. При этом уменьшаются также и коэфициенты подъёмной силы.
Положение центра давления (ц. д.) крыла в полёте на разных режимах не остается неизменным. Перемещение ц. д. зависит от формы его средней линии и от угла атаки. У профилей со средней линией, имеющей вид выпуклой кверху дужки одинарной кривизны, ц. д. при увеличении угла атаки перемещается вперёд в сторону носика крыла, что характеризует их как не обладающих собственной устойчивостью. У симметричных профилей при увеличении угла атаки положение ц. д. остаётся постоянным. При S-образной средней линии увеличение угла атаки даёт смещение ц. д. назад, и потому профили обладают собственной устойчивостью. Таким образом, перемещение ц. д. на разных режимах полёта изменяет момент аэродинамич. сил, действующих на крыло, относительно какой-либо, выбранной точки, напр, носика профиля. Подобно безразмерным коэфициентам подъёмной силы су и лобового сопротивления Су, введён безразмерный коэфицИент момента крыла ст\ введено также понятие «фокус к р ы-л а», т. е. точка на хорде профиля, относительно к-рой коэфициент момента имеет постоянную величину при изменении угла атаки.
Равновесие моментов, действующих на С. в полёте, рассматривается относительно центра тяжести (ц. т.) С. При проектировании С. веса грузов, находящихся внутри С., и веса его отдельных частей располагают таким образом, чтобы общий ц. т. всего С. имел вполне определённое положение по отношению к крылу. Обычно ц. т. размещают в зависимости от формы крыла и расположения его в плане на нек-ром проценте средней аэродинамич. хорды крыла, т. е. постоянной хорды приведённого прямоугольного монопланного крыла, эквивалентного данному по площади и по размаху, фокусы к-рых совпадают.
Значительным фактором, влияющим на характеристики крыла, является его удлинение X, т. е. отношение размаха I к постоянной хорде Ъ (при прямоугольном крыле): X=i/6. Для крыла произвольной формы 1=12JS, где S — площадь крыла. Большое удлинение, улучшая аэродинамич. свойства крыла (увеличение дальности полёта), отрицательно влияет на прочность крыла. Поэтому при компоновке нового С. уделяют серьёзное внимание выбору удлинения.
Вследствие перемещения ц. д. крыла на разных режимах полёта невозможно создать постоянное равновесие всех сил. Кроме того, лётчик должен иметь возможность управлять силами и тем самым менять режим полёта.
Хвостовое оперение служит для управления силами и изменения режима полёта. Оно состоит обычно из неподвижных частей: горизонтального стабилизатора и вертикального киля, и подвижных рулей высоты и руля направления. Основным назначением "оперения является создание реактивного момента для уравновешения момента на крыле, образующегося вследствие перемещения ц. д. крыла относительно ц. т. на разных режимах полёта, т. е. для придания устойчивости С. и, кроме того, для создания лётчику возможности, действуя рулями и тем меняя моменты на оперении, воздействовать на моменты крыла и менять режим полёта.
Как показано на рис. 7, в полёте на С. действуют следующие силы: подъёмная сила
Ру=>
.—S,
где р — плотность воздуха, v — скорость полёта в м/сек, S — площадь крыла в мг, су — безразмерный коэфициент подъёмной силы (величина —- называется скоростным напором); сила т я г и ' Я
Р™.
Рис. 7. Схема сил, действующих на самолёт.
в килограммах; вес самолёта G в килограммах; лобовое сопротивление
(обозначения те же, Су, — безразмерный коэфициент лобового сопротивления); подъёмная сила горизонтально Г'о оперения РГ.О. в килограммах.
Все силы находятся в равновесии относительно ц. т.
Р -l =Q
— момент в сторону увеличения угла атаки (положительного знака).
Воздействуя на рули высоты, лётчик может изменять величины моментов и режим полёта. Для изменения направления полёта служит руль направления, а для изменения крена С. на концах крыла имеются подвижные плоскости управления, рули поперечного управления — элероны. Оперение является важной, но не обязательной частью С.; конструкторская мысль пытается создать С. упрощённой схемы, лишённой оперения, т. н. летающее крыло (см. ниже).
Фюзеляж, т. е. корпус, служащий для связи между крылом и оперением, для размещения пилота,

 

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200 210 220 230 240 250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350 360 370 380 390 400 410 420 430 440 450 460 470 480 490 500 510 520 530 540 550 560 570 580 590 600 610 620 630 640 650 660


Большая Советская Энциклопедия Второе издание