Как называется несущая поверхность самолета
к р ы л о
несущая плоскость летательного аппарата
• боковая пристройка к зданию
• боковая пристройка, флигель
• крайняя группировка какой-нибудь организации
• крайняя часть боевого построения
• ограждающее покрытие над колесом транспортного средства
• орган у птиц, насекомых и некоторых млекопитающих
• передняя конечность птицы
• покрышка над колесом
• часть пассажирского самолета, где обычно размещаются баки с топливом
• какое слово может означать и часть здания, и орган животного?
• «флигель» в переводе с немецкого
• «пернатая» деталь автомобиля
• тактическая единица ВВС США
• составная часть плуга
• орган летания у птиц
• под него мамино прячутся
• опора самолета в воздухе
• создает подъемную силу самолету
• машущая часть птицы
• «аэродинамическое» ответвление дома
• «птичья» деталь автомобиля
• место для топливного бака самолета
• любое из двух у самолета
• в нем у самолета топливный бак
• к нему крепят элероны
• общее у ракеты, машины и птицы
• «отросток» от фюзеляжа
• есть у плуга и у здания
• часть взмаха птицы
• Боковая пристройка к зданию
• Орган летания у птиц, насекомых
• Несущая плоскость летательного аппарата
• Деталь летательного аппарата
• «Аэродинамическое» ответвление дома
• «Отросток» от фюзеляжа
• «Птичья» деталь автомобиля
• какое слово может означать и часть здания, и орган животного
Несущая поверхность
Полезное
Смотреть что такое «Несущая поверхность» в других словарях:
НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ — (несущая площадь) полная площадь крыла самолета, за вычетом площади неработающих частей его. В неспециальной литературе Н. П. часто неправильно называют крылья самолета вообще. Самойлов К. И. Морской словарь. М. Л.: Государственное Военно морское … Морской словарь
несущая поверхность — — [А.С.Гольдберг. Англо русский энергетический словарь. 2006 г.] Тематики энергетика в целом EN carrying surfacesupporting surface … Справочник технического переводчика
несущая поверхность — keliantysis paviršius statusas T sritis fizika atitikmenys: angl. aerodynamic surface; lifting surface vok. tragende Fläche, f; Tragfläche, f rus. несущая поверхность, f pranc. surface portante, f … Fizikos terminų žodynas
несущая поверхность самолёта — Общее название крыльев и оперения самолёта … Словарь многих выражений
опорная поверхность (несущая поверхность) — 3.8 опорная поверхность (несущая поверхность): Проекция на горизонтальную плоскость опорной поверхности гусениц и лыж, которая контактирует со снегом. Для учета погружения машины в снег плоскость проекции берется на высоте 75 мм над твердой… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации
ПОВЕРХНОСТЬ — ПОВЕРХНОСТЬ, поверхности, жен. Наружная, особенно верхняя сторона предмета. Поверхность земли. Поверхность воды. Гладкая, зеркальная поверхность. || Граница, отделяющая геометрическое тело от внешнего пространства или от другого тела; след… … Толковый словарь Ушакова
ПОВЕРХНОСТЬ — ПОВЕРХНОСТЬ, поверхности, жен. Наружная, особенно верхняя сторона предмета. Поверхность земли. Поверхность воды. Гладкая, зеркальная поверхность. || Граница, отделяющая геометрическое тело от внешнего пространства или от другого тела; след… … Толковый словарь Ушакова
несущая способность ледяного покрова — Способность припая и ледяных полей выдерживать нагрузку на их поверхность … Словарь по географии
ПОВЕРХНОСТЬ — (1) граница раздела между двумя контактирующими средами, общая часть двух смежных областей пространства (сред); видимая граница, отделяющая геометрическое (физ.) тело от внешнего пространства или др. среды (тела), которая может быть внешней или… … Большая политехническая энциклопедия
Опорная поверхность — Поверхность, на которой непосредственно монтируют или устанавливают светильник (потолки, стеньг, пол, крышка стола и т.п.) Источник: ГОСТ 17677 82: Светильники. Общие технические условия оригинал документа Смотри также родственные термины … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации
Как устроен самолет?
Планер состоит из крыла, фюзеляжа, оперения (стабилизатор и киль) и шасси. Сюда же относят и особый отсек, который часто выходит за пределы крыла или фюзеляжа и предназначается для установки двигателя. Этот отсек называется мотогондолой.
Крыло
Крыло — это собственно тот элемент конструкции, который помогает самолету взлететь. Сила, поднимающая самолет в воздух, образуется за счет разности давлений на нижнюю и верхнюю поверхности его крыла. А эта разность возникает из-за того, что длина верхнего профиля крыла больше, чем длина нижнего, и за равный промежуток времени верхнему потоку приходится преодолевать большее расстояние, чем нижнему. Верхний поток как бы «растягивается», становиться разреженным, и плотность его уменьшается. При уменьшении плотности верхнего потока уменьшается и сила, давящая на верхнюю часть крыла. Сила же, давящая на нижнюю часть крыла, по-прежнему остается большой, поэтому крыло как бы выталкивает вверх. Сила, возникающая за счет разности сил, давящих на нижнюю и верхнюю часть крыла, называется подъемной силой.
Величина этой силы зависит от очень многих факторов, начиная от площади крыла и заканчивая его профилем. Линия, которая соединяет две точки крыла, находящиеся на наибольшем удалении друг от друга, называется хордой крыла. Хорда крыла образует с потоком воздушных частиц, направленных навстречу крылу, особый угол — угол атаки. Его величина в значительной степени влияет на подъемную силу. Чем она больше, тем выше подъемная сила.
Фюзеляж
Тело самолета без крыла, оперения, мотогондолы и шасси называется фюзеляжем. Внутри него находятся экипаж самолета, его оборудование, грузовой или пассажирский отсеки — иными словами, все, что должно подниматься и переноситься на крыле.
Бывают, впрочем, и фюзеляжи, размещенные внутри самого крыла. Такая конструкция называется летающим крылом. Чаще всего фюзеляж представляет собой тело вращения, имеющее осесимметричную форму, которая позволяет достичь наименьшего веса и минимального сопротивления воздушному трению. Конструктивно фюзеляж представляет собой скелет из ребер, обтянутых снаружи тонкостенной оболочкой — обшивкой. На языке науки такая форма называется коробчатой балкой, а вся конструкция — балочной.
Оперение
Горизонтальное оперение состоит из неподвижного стабилизатора — двух плоских «крылышек», размещенных чаще всего в хвостовой части, и шарнирно подвешенного к нему руля высоты.
Вертикальное оперение обеспечивает машине устойчивость и неподвижность в поперечном направлении, то есть относительно ее продольной оси. Иначе говоря, оно необходимо, чтобы самолет не «завалился» в полете на крыло, как это произошло с первой машиной Можайского. Вертикальное оперение шарнирно, то есть подвижно, состоит из киля и подвешенного к нему руля направления, который позволяет изменить направление движения машины в воздухе.
Шасси
Еще один важный элемент конструкции любого самолета — шасси. Оно служит для передвижения аэроплана по земле или воде при рулении, взлете и посадке.
Что касается шасси велосипедного типа, то одна главная опора находится в передней части фюзеляжа, вторая — в задней, а две вспомогательные крепятся обычно на крыльях. Схема расположения лыжного шасси идентична, с той лишь разницей, что вместо колес используются лыжи. А вот с поплавковым шасси все немного по-другому.
Существуют следующие типы гидросамолетов: поплавковые, летающие лодки и самолеты-амфибии.
У поплавковых самолетов две основных схемы расположения шасси: первая — два основных поплавка крепятся по бокам фюзеляжа, вторая — основной поплавок крепится к фюзеляжу, а два вспомогательных — к крыльям.
У летающей лодки роль основного поплавка выполняет сам фюзеляж, имеющий форму лодки, а вспомогательные поплавки крепятся к крыльям.
Самолет-амфибия — это та же летающая лодка, но кроме поплавкового шасси у нее есть убирающееся колесное шасси.
Рассмотрим устройство колесного шасси более подробно.
Шасси современного самолета состоит из:
Для достижения хороших летных характеристик у большинства самолетов шасси после взлета убираются в фюзеляж либо крыло. Исключение составляют небольшие и тихоходные машины. Но даже неубирающиеся шасси закрывают обтекателями для снижения аэродинамического сопротивления.
Сердце самолета. Виды авиационных двигателей
Двигатель нужен, чтобы поднять самолет в воздух и удерживать его в небе, создавая подъемную силу. Его с полным правом можно назвать сердцем машины.
Все авиационные двигатели делятся на воздушные и ракетные. Первым для приготовления рабочей смеси необходим атмосферный воздух, то есть действовать они могут только в земных условиях. Все требуемое для работы ракетных двигателей имеет на своем борту сам летательный аппарат. Это значит, что работать они могут и в безвоздушном пространстве.
Поршневой двигатель
Поршневой двигатель — это первый тип двигателя, который начали применять на воздушных судах, не считая, конечно, малоуспешных попыток взлететь с помощью парового мотора. Топливом для поршневого двигателя служит бензин. Полученная на его бензина рабочая смесь (воздух + бензин) подается в корпус цилиндра, где за счет системы зажигания воспламеняется и приводит в движение поршень.
Поршень через шатун, закрепленный подвижно внутри него, воздействует на вал, имеющий особую форму, составленную из многочисленных колен, и потому называемый коленчатым. Коленвал за счет воздействия поршня начинает вращаться.
Вал приводится во вращение через передаточный механизм. Это вращение передается тому самому винту, который заставляет самолет, разбежавшись, подняться над полем аэродрома. Вращаясь, винт создает тягу. Чем мощнее двигатель, тем больше эта тяга.
Самый простой способ повысить мощность двигателя — увеличить число цилиндров. Поэтому конструкторы все время пытались создать как можно более компактные двигатели с максимальным количеством цилиндров.
Сначала авиационные двигатели были рядными (цилиндры располагались в один ряд). Но рядные двигатели, в которых больше шести цилиндров, оказались трудными в изготовлении и слишком длинными для самолетов. Поэтому придумали V-образные 8- и 12-цилиндровые двигатели. Для сообщения винту как можно большей силы должно быть достаточно много поршней. Например, на двигателях «Мерлин» британской компании «Роллс-Ройс», выпускаемых до и после войны, их было 12. Для максимальной компактности цилиндры устанавливали под углом друг к другу, наподобие латинской буквы V. Двигатели, у которых цилиндры с поршнями располагаются таким образом, называются V-образными.
Однако мотор с наибольшим числом цилиндров можно получить, если разместить их вокруг коленчатого вала наподобие звезды. Двигатели с таким расположением цилиндров называются звездообразными. Количество цилиндров в них доходит до 24. И хотя такие двигатели получались существенно мощнее V-образных, это частично компенсировалось их огромным лобовым сопротивлением, так как площадь фронтального сечения звездообразного двигателя была гораздо большей по сравнению с V-образными. Поэтому во времена поршневой авиации активно применялись и тот и другой типы двигателей.
Турбовинтовой двигатель
Увеличение числа цилиндров, вращающих коленчатый вал, неизбежно ведет к увеличению массы мотора и, соответственно, ухудшению летных характеристик машины. Конструкторы решили эту задачу, разработав турбовинтовой двигатель, который при одинаковой с поршневым двигателем массе выдает гораздо большую мощность. Однако по сравнению с поршневым мотором он неэкономичен и применяется только там, где нужно поднимать в воздух значительный вес или где требуются более высокие скорости. В турбовинтовых двигателях винт приводится во вращение с помощью особого органа — турбины.
Воздушный поток, набегающий в полете на двигатель, попадает в компрессор, где происходит его сжатие. Сжатый воздух поступает в камеру сгорания, куда одновременно впрыскивается топливо. Воздух и топливо образуют специальную топливовоздушную смесь, которая, сгорая в камере, выпускает горячие газы, воздействующие на турбину. Она приходит во вращение и через редуктор приводит в движение воздушный винт.
Турбовинтовой двигатель проигрывает поршневому в экономичности, но превосходит его по мощности.
Турбореактивный двигатель
Данный двигатель по своему устройству напоминает турбовинтовой. Однако если у последнего подъемная сила создается за счет вращения воздушного винта, то у турбореактивного двигателя — посредством выходящей из сопла газовой струи.
Турбореактивный двигатель состоит из тех же частей, что и турбовинтовой: входного устройства, куда поступает встречный воздух; компрессора, где он сжимается; камеры сгорания, куда впрыскиваются частицы топлива и где образуется воздушная смесь.
Горячие газы приводят во вращение газовую турбину, а затем, вырываясь с огромной скоростью из сопла, создают тяговую силу. Такие двигатели позволяют получать большую мощность и скорость, чем турбовинтовые, но в три-четыре раза проигрывают им в экономичности.
Чтобы повысить экономичность, был изобретен двухконтурный турбореактивный двигатель, который теперь повсеместно применяется в пассажирской и транспортной авиации.
Реактивный прямоточный двигатель
В этом двигателе встречный воздух, поступающий во входное устройство, затормаживается специальным рабочим телом, что приводит к созданию в камере сгорания большого давления. Через форсунки туда же впрыскивается и топливо, которое нагревает воздух в камере. Заканчивается камера сгорания расширяющимся соплом, вырываясь из которого, воздух создает тяговую силу.
Такие двигатели подразделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые, служащие для создания скоростей, которые в разы превосходят скорость звука. Эти двигатели широко используются в военной авиации.
Системы бортового оборудования
Все, что обеспечивает жизнь машины в воздухе и правильность ее поведения в полете — управляемость, безопасность, надлежащие условия для пассажиров и экипажа, исправное выполнение специальных функций, для которых, собственно, машина и создавалась, — называют системами бортового оборудования.
В 1970-х годах, когда на воздушные суда начали все шире проникать электронные устройства, для этих систем появился термин «авионика», совместивший в себе понятия «авиация» и «электроника». Оборудование летательных аппаратов подразделяют на собственно авиационное, радиоэлектронное и авиационное вооружение (для военных машин).
Система энергоснабжения обеспечивает электроэнергией все системы и аппараты машины, питаемые от электричества. В нее входят в первую очередь авиационные генераторы, отличающиеся от аналогичных наземных устройств меньшими размерами и весом.
Затем — преобразователи тока, изменяющие его род и характеристики при подаче к электрическим аппаратам. Аварийными источниками питания, которые применяются при выходе из строя основных, служат аккумуляторные батареи.
Наконец, сами электрические провода и коробки для их разветвления, а также разного рода реле, включающие и выключающие в нужный момент то или иное электрическое устройство.
Светотехническое оборудование самолета подразделяется на внешнее и внутреннее. Первое устанавливается на крыле, фюзеляже, хвостовом оперении. Оно служит для предотвращения столкновения с другими машинами, освещения взлетно-посадочной полосы, подсветки опознавательных знаков на борту и прочее. На консолях крыла, носу и хвосте находятся аэронавигационные огни, обозначающие габарит машины в темноте.
Внутреннее освещение применяется в самом самолете — в кабине пилотов, пассажирских отсеках. Оно же используется для подсветки приборных досок.
К приборному оборудованию самолета относятся устройства, осуществляющие измерения условий полета: атмосферное давление за бортом и высоту машины над землей, скорость полета и число Маха (то есть отношение скорости самолета к скорости звука), скорость ветра за бортом, температуру воздуха и прочее. Все приборы, контролирующие эти показатели, называют аэрометрическими.
Отдельная приборная система следит за работой силовых установок: проверяет температуру и давление в рабочих камерах двигателей, предупреждает о сбоях в управляющих системах. Специальные пилотажно-навигационные приборы сверяют движение машины с заданным курсом.
К авиационному оборудованию относят и средства объективного контроля, следящие как за оборудованием машины, так и за поведением ее экипажа, причем делающие это независимо от него. Такие средства, называемые черными ящиками, нужны для выяснения причин аварий. В эту же группу входят и всем известные автопилоты — средства, позволяющие вести машину по заданному курсу в автоматическом режиме. Система предупреждения о столкновении «обозревает» пространство вокруг машины, передает сигналы встречным воздушным судам, сообщает о появлении других машин своему пилоту.
Как называется несущая поверхность самолета?
Время перелета из Москвы до Бали, если это прямой рейс, составит приблизительно 12 часов.
Вот минимальная продолжительность полета с одной стыковкой
Время перелета из Москвы до Бали с двумя стыковками составит минимум 19 часов.
Из Москвы до самого красивого пляжного курорта находящегося на Мальдивах можно лететь прямым рейсом, но крайне редко, так как только одна авиакомпания осуществляет такие перевозки Aeroflot, остальные же обычно с пересадками с одной или даже двумя..
прямой рейс восемь с половиной часов, с одной пересадкой в среднем девять часов, а с двумя пересадками уже примерно десять часов в пути.
Если это не стыковочный, а прямой рейс, то от Доминиканы до Москвы можно долететь минимум за 10 часов. Если это стыковочный полет, то лететь от 12 до 16 часов. Смотрите, какие авиакомпании предлагают нестыковочные рейсы, тогда быстрее долетите.
С собой в самолёт можно брать всё, что не запрещено к перевозке!
Вот тут доходчиво расписано, что запрещено брать с собой в ручную кладь:
Лучше всего вообще с собой ничего не брать, кроме паспорта и билета на самолёт, сдавайте всё барахло в багаж!
Начало продаж билетов на самолет, собственно зависит от авиакомпаний и некоторыми авиаперевозчиками билеты начинают предлагаться за полтора года до вылета.
Касаемо самой крупной российской авиакомпании «Аэрофлот», то максимальным сроком появления билетов на их рейсы является 331 день.
Однозначно, что спланировать поездку за целый год, достаточно проблематично, ведь возможны всякие ситуации, которые корректируют планы на будущее.
Поэтому самым оптимальным сроком для приобретения авиабилетов будет 2-8 месяцев до запланированного перелета.
В этом случае и льготы по более дешевой цене на билет сохраняются и уже можно конкретно спланировать предстоящую поездку.Тут стоит заметить, что чем ближе дата вылета, тем билет будет дороже.
Если взять сроки прекращения продаж авиабилетов, то при покупке через интернет, такое наступает за 6 часов до вылета, если в кассе аэропорта, то за 4 часа.
Конструкция крыла самолета: профиль, строение, размах
Крыло — несущая поверхность ВС, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы. На крыле самолета устанавливаются элероны, обеспечивающие поперечную управляемость, и механизация, улучшающая взлетные и посадочные характеристики самолета. Внутренние объемы крыла обычно используются для размещения топлива.
Крыло относительно фюзеляжа может занимать нижнее, верхнее или среднее положение. Самолет с нижним расположением крыла (низкоплан) имеет широкое применение для пассажирских самолетов. Эта схема наиболее выгодна в отношении безопасности пассажиров и экипажа при аварийной посадке с убранным; шасси.
У низкоплана конструктивно проще расположить оперение выше крыла, вынеся его из зоны затенения воздушным потоком, сбегающим с крыла; шасси имеет небольшую высоту, что снижает его массу и упрощает уборку.
Недостатками низкопланной схемы являются более высокое аэродинамическое сопротивление самолета в сравнении с другими схемами вследствие неблагоприятного взаимного влияния (интерференции) крыла и фюзеляжа и ухудшенный обзор из окон кабины пассажиров.
Верхнее расположение крыла более выгодно в отношении аэродинамического сопротивления самолета, вызванного интерференцией крыла и фюзеляжа; дает возможность приблизить фюзеляж к земле, что удобно для погрузки и выгрузки грузов.
При расположении двигателей на крыле уменьшается опасность попадания в них посторонних предметов с ВПП.
Однако такая схема часто вынуждает крепить основные опоры шасси на фюзеляже, что ведет к уменьшению поперечной устойчивости самолета при движении по аэродрому вследствие небольшого расстояния между опорами.
В случае крепления основных опор на крыле они имеют большую массу и высоту, что затрудняет их уборку. В высокопланной схеме усложнены обслуживание двигателей, установленных на крыле, заправка самолета топливом и маслом. Такая схема применяется чаще всего для грузовых сухопутных самолетов и гидросамолетов всех назначений.
Среднее расположение крыла наиболее выгодно в аэродинамическом отношении, поскольку в этой схеме взаимное влияние крыла и фюзеляжа создает минимальное лобовое сопротивление. Однако схема среднеплана не применяется для транспортных ВС, потому что крыло затрудняет размещение в фюзеляже пассажиров и грузов.
Геометрические характеристики. Основными геометрическими характеристиками крыла являются: профиль, форма в плане, угол установки, угол поперечного V.
Профиль крыла — сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета. Профиль — одна из важнейших характеристик крыла, так как от него зависят аэродинамические, прочностные и другие характеристики крыла. Профиль характеризуется формой, относительной толщиной, относительной вогнутостью (кривизной) и относительным положением максимальной толщины.
Форма профиля крыла транспортного самолета может быть плосковыпуклой, двояковыпуклой несимметричной, двояковыпуклой симметричной и S-образной (рис. 2.1).
Плосковыпуклый профиль имеет большой максимальный коэффициент подъемной силы, прост в производстве; у такого профиля центр давления имеет незначительное перемещение при изменении угла атаки.
Однако он имеет значительный коэффициент лобового сопротивления и поэтому применяется на тихоходных самолетах, вертолетах и планерах.
Двояковыпуклый несимметричный профиль имеет относительно малый коэффицент лобового сопротивления и сравнительно высокий максимальный коэффициент подъемной силы, особенно при большой кривизне; обеспечивает значительную прочность и жесткость крыла.
Положение центра давления у такого профиля меняется незначительно при изменении угла атаки. Двояковыпуклый несимметричный профиль применяется для крыльев большинства транспортных самолетов.
Двояковыпуклый симметричный профиль имеет низкие максимальный коэффициент подъемной силы и коэффициент лобового сопротивления; применяется для крыльев сверхзвуковых самолетов.
Рис. 2.1. Формы и элементы профиля крыла:
S-образный профиль характерен тем, что положение центра давления у него не меняется при изменении угла атаки. Поэтому такой профиль применяется на самолетах типа «бесхвостка». S — образный профиль в сравнении с двояковыпуклым имеет несколько меньший максимальный коэффициент подъемной силы и более высокий коэффициент лобового сопротивления.
U = С/b·100 %. Уменьшение относительной толщины профиля влечет за собой уменьшение лобового сопротивления крыла и повышение критического числа М, однако при этом ухудшаются характеристики прочности и жесткости.
Для получения приемлемых взлетно-посадочных характеристик самолета тонкое крыло необходимо снабжать мощной механизацией. Профили с относительной толщиной менее 8 % считаются тонкими, от 8 до 12 % — средними, более 12 % — толстыми.
Для тихоходных самолетов применяются толстые профили, для скоростных — тонкие. Транспортные самолеты имеют крылья с относительной толщиной 10-18 %.
Относительная вогнутость профиля f — отношение максимальной вогнутости средней линии профиля/ к хорде, выраженное в процентах:
ƒ = f/b·100 %. Крылья современных самолетов имеют профили с относительной вогнутостью от 0 до 4 %. Нулевую вогнутость имеют симметричные профили. Более вогнутые профили обладают повышенной несущей способностью, но у них больше и лобовое сопротивление.
Форма крыла в плане может быть прямоугольная, трапециевидная, стреловидная и треугольная (рис. 2.2).
Прямоугольное крыло отличается простотой конструкции, оно проще других в изготовлении, но менее выгодно в отношении массы. Улучшение массовых характеристик прямоугольного крыла на тихоходных самолетах и планерах достигается установкой подкосов.
Трапециевидное крыло выгоднее прямоугольного в массовом отношении и широко применяется на самолетах, летающих со скоростями до 700 км/ч, а также на вертолетах.
Стреловидное крыло применяется на самолетах, выполняющих полеты на больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, поскольку на таком крыле местные звуковые скорости, вызывающие скачки уплотнения, возникают при более высоких значениях числа М, чем на прямом крыле. К недостаткам стреловидного крыла относятся: более низкая несущая способность, излишняя поперечная устойчивость самолета, повышенная масса и меньшая жесткость по сравнению с прямым крылом
| Рис. 3.2. Форма крыла в плане: 1 — прямоугольная; 2, 3 — трапециевидная; 4 — стреловидная; 5 — треугольная; t>„ — концевая хорда; Ьр — центральная хорда; % — угол стреловидности; S — площадь; / — размах |
Рис. 2.2. Форма крыла в плане: 1 –прямоугольная; 2, 3 —трапециевидная;
4 — стреловидная; 5 — треугольная; bk — концевая хорда; b0 — центральная хорда; X — угол стреловидности; S — площадь;L— размах
Треугольное крыло вследствие малого удлинения и большого сужения дает возможность снижения массы и повышения жесткости. Такое крыло имеет большие критические числа М. Вместе с тем треугольное крыло имеет низкие аэродинамическое качество и несущую способность, создает большую зону возмущенного потока за крылом, что отрицательно влияет на работу оперения.
Крыло в плане, кроме формы, характеризуется площадью, размахом, удлинением, сужением и углом стреловидности.
Площадь крыла S — это площадь его проекции на базовую плоскость, т. е.
плоскость, содержащую центральную хорду крыла и перпендикулярную базовой плоскости самолета (плоскости, относительно которой большинство элементов самолета расположено симметрично слева и справа).
В площадь крыла входят площади, вписанные в фюзеляж, гондолы двигателей и другие надстройки на крыле. Площадь крыла выражается в квадратных метрах и определяется в соответствии с принятой удельной нагрузкой на крыло.
Размах крыла L — расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов крыла. Размах крыла тяжелых самолетов достигает 60 м и более.
Удлинение крыла λ — отношение квадрата размаха крыла к его площади:
А = L2/S. Для прямоугольного крыла удлинение может быть выражено отношением размаха крыла к хорде.
Рис. 2.3. Угол установки φ0 и угол поперечного V крыла φ
Удлинение оказывает большое влияние на аэродинамические, массовые и жесткостные характеристики крыла. Увеличение удлинения ведет к повышению аэродинамического качества крыла, но уменьшает его жесткость.
Большое удлинение имеют дальние магистральные самолеты, у которых оно достигает 10.
Сужение крыла η— процентное отношение длины центральной хорды b0 к длине концевой хорды bк, т. е. η = b0/bк · 100 %. Сужение также оказывает влияние на аэродинамические и массовые характеристики крыла. Увеличение сужения вызывает уменьшение массы крыла, но при этом повышается склонность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки.
Угол стреловидности крыла X — угол между линией фокусов крыла (линией, отстоящей от передней кромки крыла на 0,25 хорды) и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла.
Угол установки крыла φ0 — угол между центральной хордой крыла и базовой осью самолета (рис. 2.3). Углы установки крыла на транспортных самолетах выбираются из тех соображений, чтобы на крейсерских скоростях полета базовая ось самолета находилась на траектории полета и фюзеляж создавал минимальное лобовое сопротивление.
Угол поперечного Укрыла φ — угол между линией 0,25 хорды крыла и базовой плоскостью крыла. Угол считается положительным, если концы крыла подняты над центральной хордой крыла, и отрицательным, если находятся ниже центральной хорды.
Значение угла Ф определяет степень поперечной устойчивости самолета: чем больше положительный угол, тем самолет устойчивее. Однако излишняя устойчивость нежелательна, так как самолет становится трудным в управлении относительно продольной оси.
Отрицательные углы поперечного V придаются стреловидным крыльям, чтобы устранить избыточную поперечную устойчивость, создаваемую стреловидностью крыла. Значение угла φ лежит в пределах от — 5 до + 5°.
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КРЫЛУ.
1. Аэродинамические требования.
Наименьшее сопротивление (сопротивление формы, трения, волновое, индуктивное, интерференции и пр.); возможность получения набольшего Су max при применении механизации; обеспечение достаточной устойчивости, управляемости и необходимой балансировки на всех режимах полёта.
2. Конструктивные требования.
Малый вес при достаточной прочности и жёсткости крыла (полное удовлетворение требованиям норм прочности ); возможность удобной конструктивной увязки конструкции крыла с другими агрегатами самолёта.
3. Эксплуатационные требования.
Максимальное использование внутреннего объёма, высокая живучесть (т.е.
минимальная уязвимость силовых элементов, органов управления и механизации), доступность для досмотра и обслуживания всех ответственных частей и деталей, лёгкость ремонта, эксплуатация в любое время года, удобное размещение оборудования и всех частей, которые расположены на крыле и внутри его, возможность хранения под открытым небом.
4. Производственно-экономические требования.
Удовлетворяя всей совокупности требований, конструкция крыла должна допускать применение при данном объёме производства наиболее
Строение крыла самолета
Данный вид крыльев выполнен преимущественно из пластика и больше подходит для горных велосипедов. Они крепятся к передней и задней вилке через отверстие в них. Все болты идут в комплекте с деталью.
Заднее крыло с помощью зажима или ремня устанавливается на подседельный штырь.
В противном случае Вам подойдут быстросъемные крылья с другим типом крепления. Заднее крыло с помощью зажима или ремня устанавливается на подседельный штырь.
Передняя деталь имеет болт, который вворачивается во втулку передней вилки, фиксируя элемент. Конструкция крыльев позволяет регулировать высоту.
Преимуществом данного типа крыльев является:
Кстати, одинаковое расстояние от крыла до колеса имеет как плюсы, так и минусы. Горные велосипеды обладают серьезным протектором на покрышках.
Поскольку данный тип крыльев держится на одном болте, а некоторые детали и вовсе на зажиме, при езде по пересеченной местности высота и положение элементов может сбиваться.
А учитывая, что «быстросъемники» устанавливают на горные байки, которые редко ездят по ровному асфальту, крылья регулярно приходится поправлять.
Принцип действия
Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.
Подъёмная сила крыла создаётся за счёт разницы давлений воздуха на нижней и верхней поверхностях. Давление же воздуха зависит от распределения скоростей воздушных потоков вблизи этих поверхностей.
Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона: частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз («скос потока»), согласно третьему закону Ньютона, толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.
В другой распространённой, но неверной модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли[3]: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх.
Обычно рассматривается крыло с плоско-выпуклым профилем: нижняя поверхность плоская, верхняя — выпуклая. Набегающий поток разделяется крылом на две части — верхнюю и нижнюю, — при этом, вследствие выпуклости крыла, верхняя часть потока должна пройти больший путь, нежели нижняя.
Для обеспечения неразрывности потока скорость воздуха над крылом должна быть больше, чем под ним, из чего следует, что давление на верхней стороне профиля крыла ниже, чем на нижней; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила.
Однако данная модель не объясняет возникновение подъёмной силы на двояковыпуклых симметричных или на вогнуто-выпуклых профилях, когда потоки сверху и снизу проходят одинаковое расстояние.
Для устранения этих недостатков Н. Е. Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока; в 1904 году им была сформулирована теорема Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах.
Положение закрылков (сверху вниз): 1) Наибольшая эффективность (набор высоты, горизонтальный полёт, снижение)2) Наибольшая площадь крыла (взлёт)3) Наибольшая подъёмная сила, высокое сопротивление (заход на посадку)4) Наибольшее сопротивление, уменьшенная подъёмная сила (после посадки)
Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции).
Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно (экранный эффект).
Также в приведённых объяснениях не раскрывается механизм передачи энергии от крыла к потоку, то есть совершения работы самим крылом.
Хотя верхняя часть воздушного потока действительно имеет повышенную скорость, геометрическая длина пути не имеет к этому отношения — это вызвано взаимодействием слоёв неподвижного и подвижного воздуха и верхней поверхности крыла.
Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля (эффект Коанда). Благодаря поступательному движению, крыло совершает работу по разгону этой части потока.
Достигнув точки отрыва у задней кромки, воздух продолжает своё движение вниз по инерции вместе с массой, отклонённой нижней поверхностью крыла, что в сумме вызывает скос потока и возникновение реактивного импульса. Вертикальная часть этого импульса и вызывает подъёмную силу, уравновешивающую силу тяжести, горизонтальная же часть уравновешивается лобовым сопротивлением.
На самом деле, обтекание крыла является очень сложным трёхмерным нелинейным, и зачастую нестационарным, процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока () и от целого ряда других факторов.
Стационарные
Стационарные аналоги называют полноразмерными, поскольку они плотно прилегают к колесу и практически покрывают большую его площадь. Благодаря этому они обеспечивают лучшую защиту от грязи и брызг.
Говоря коротко, плюсы стационарных крыльев являются недостатками быстросъемных, а преимущество первых превращается в минус последних.
В отличие от быстросъемных пластиковых крыльев, данный вид подходит ко всем велосипедам. Поэтому, собираясь приобрести товар, убедитесь в радиусе детали и наличии отверстий для крепления.
Подбор крыльев под различные типы велосипеда
Внешние формы и геометрические параметры крыла
Рис. 3. Различные формы крыла в плане: а – прямое прямоугольное; б – прямое трапециевидное; в – прямой стреловидности; г – обратной стреловидности; д – треугольное; е &nd…
Тема 6. Крыло
Гребеньков
О.А. Конструкция самолетов. М.:
Машиностроение, 1984.
Житомирський
Г.И. Конструкция самолетов. М.:
Машиностроение, 1992.
Общие сведения о крыле
Крыло
— несущая поверхность самолета,
предназначенная для создания
аэродинамической подъемной силы,
необходимой для обеспечения полета и
маневров самолета на всех режимах,
предусмотренных ТТД.
Крыло
обеспечивает поперечную устойчивость
и управляемость самолета и может быть
использовано для крепления шасси,
двигателей, размещения топлива, вооружения
и т.п.
Крыло представляет собой тонкостенную
подкрепленную оболочку и состоит из
каркаса и обшивки; каркас — из лонжеронов,
стенок и стрингеров (продольный набор)
и нервюр (поперечный набор).
На крыле
расположены средства механизации
(предкрылки и закрылки) для улучшения
взлетно-посадочных характеристик
самолета, элероны и интерцепторы — для
управления самолетом относительно
продольной оси, пилоны — для крепления
двигателей.
Внешние формы крыльев
Внешний
вид крыла характеризуется видом крыла
в плане, профилем поперечного сечения
и углом поперечного V на виде спереди.
Форма крыла в плане определяется
удлинением l= l2/S (l — размах крыла, S —
площадь крыла), сужением h=b0/bк (b0 —
центральная или корневая хорда, bк —
концевая хорда крыла), углом стреловидности
c.
Угол стреловидности — угол между
линией, проходящей через четверти хорд
крыла и перпендикуляром к плоскости
симметрии самолета. Для треугольных
крыльев этот угол измеряется по передней
кромке крыла.
Поперечное
сечение крыла характеризуется типом
аэродинамического профиля и его
относительной толщиной:
сосредоточенные
нагрузки от инерционных сил и сил тяжести
агрегатов и грузов, приложенных в узлах
их крепления к крылу (Pагр.).
Все
нагрузки, приложенные к крылу,
уравновешиваются реакциями в узлах его
крепления к фюзеляжу (Rф).
Основные
элементы крыла.
Внешняя
поверхность крыла образуется обшивкой.
У самолетов с небольшими скоростями
полета может использоваться полотняная
обшивка из хлопчатобумажных или
синтетических тканей.
На большинстве
современных самолетов используется
металлическая обшивка из алюминиевых
сплавов. На сверхзвуковых скоростях
полета находят применение обшивки из
стали или титановых сплавов.
В последнее
время все шире начинают использоваться
обшивки из композиционных материалов
(КМ) — стекло-, угле-, боропластики.
Конструктивно
обшивка может изготавливаться из
металлических листов постоянной или
переменной толщины.
В качестве обшивки
могут использоваться монолитные
оребреные панели, получаемые фрезерованием,
штамповкой или прессованием, клееные
или сварные панели с сотовым заполнителем,
клееные панели из КМ.
Поверхность обшивки
должна быть очень гладкой, допустимая
шероховатость не более 5 мкм. С этой
целью на обшивку наносится лакокрасочное
покрытие с последующей полировкой.
Обшивка
должна обеспечивать герметичность
конструкции. Перетекание воздуха через
щели в стыках обшивки увеличивает
сопротивление крыла и ухудшает его
аэродинамические качества.
Одна
обшивка, как правило, не может обеспечить
необходимой прочности и жесткости
крыла, поэтому ее изнутри приходится
подкреплять каркасом, состоящим из
продольного и поперечного набора. К
продольному набору относятся лонжероны,
продольные стенки и стрингеры. Поперечный
набор состоит из нервюр.
Конструкция элементов крыла
Особенности конструкции поворотной части крыльев изменяемой геометрии
Поворотные части крыльев изменяемой геометрии имеют, как правило, моноблочную конструкцию. Особенностью конструкции является переход от моноблока к узлу поворота. Проушины между собой соединяются стенками 1, сходящимися к центру узла поворота. В поперечном направлении стенки подкрепляются диафрагмами 2.
Конструкция элементов крыла
По конструктивно-силовой схеме лонжероны делятся на балочные и ферменные. Основную часть массы лонжерона составляют пояса.
Поэтому правильный выбор поперечного сечения поясов и их материала приводит к уменьшению массы лонжерона; Величиной, характеризующей форму поперечного сечения поясов лонжерона, является коэффициент использования строительной высоты профиля: k=h/H, где h — расстояние между центрами масс сечений поясов лонжерона; Н — строительная высота крыла в месте установки лонжерона. Чем больше величина к, тем выгоднее в весовом отношении будет лонжерон при прочих равных условиях.
Балочные лонжероны.
Балочный лонжерон состоит из двух поясов — верхнего и нижнего, связанных между собой стенкой. При изгибе лонжерона в его поясах возникают нормальные напряжения. Пояса лонжерона имеют по размаху переменное сечение.
Формы поперечного сечения поясов различны. При выборе формы необходимо стремиться более полно использовать строительную высоту крыла в этом месте для. получения наименьшей массы лонжеронов.
Кроме того, форма пояса должна обеспечивать получение высокого критического напряжения.
Пояса изготовляют из прессованных и катаных профилей и лишь в концевых мало нагруженных сечениях лонжерона они могут быть сделаны из гнутых профилей. С целью увеличения коэффициента использования строительной высоты профиля пояса лонжерона выводятся на внешнюю поверхность крыла. Для крепления обшивки на профиле делаются специальные полочки.
К недостаткам такой схемы следует отнести сложность обработки поверхности пояса по контуру крыла, особенно если лонжерон по размаху расположен не на одном проценте хорды. Поэтому иногда в ущерб весовым характеристикам, но для удовлетворения производственных требований, пояс лонжерона касается обшивки лишь только на участке небольших полочек, к которым обшивка и крепится.
Органы поперечного управления
Если пояс лонжерона выполнен из стали, то для упрощения подгонки его по контуру крыла между обшивкой и поясом устанавливается профилирующая накладка из алюминиевого, обработка которой значительно легче. Для снижения массы лонжерона необходимо стремиться к созданию равнопрочной конструкции. Достигается это уменьшением площади поперечного сечения поясов лонжерона к их концам.
Такое изменение площадей сечений поясов может быть осуществлено изменением по длине лонжерона сортамента профилей и фрезерованием поясов. Для этой цели часто используются накладки. Такая комбинация позволяет осуществить пояс лонжерона из одного профиля по всему размаху.
К концу крыла, кроме того, могут и полки профилей как по толщине, так и по высоте. Уменьшение массы лонжерона может быть достигнуто и установкой на поясах лонжеронов накладок из композиционных материалов, с высокой удельной прочностью. В балочном лонжероне пояса соединяются стенками. Двух стеночныё лонжероны не нашли широкого применения.
Они значительно сложнее в производстве невыгодны в весовом отношении, так как из-за низких критических напряжений сдвига тонкой стенки двух стеночного лонжерона суммарная их толщина получается больше толщины одинарной стенки По длине лонжерона стенка подкрепляется стойками из уголковых профилей. Постановка стоек увеличивает критические напряжения сдвига в стенке и препятствует изменению расстояния между поясами лонжерона при его изгибе и при появлении в стенке диагонального поля.
Кроме того, стойки используются для крепления к лонжерону нервюр. Для повышения критических напряжений сдвига в стенке могут делаться зиги. В концевых сечениях лонжерона, где нагрузка мала и толщина выбирается конструктивно последней делаются отверстия для уменьшения массы. Эти отверстия также и используются при проведении клепальных работ.
Стенка крепится к поясам лонжерона при помощи заклепок Диаметр заклепок, их шаг и количество рядов заклепочного шва определяется величиной действующей нагрузки. Ею же определяется выбор материала и толщины стенки. Стенка изготовляется из листового материала. Толщина стенки по размаху переменна. Это достигается постановкой различных по толщине листов.
Соединение отдельных частей стенок производится, заклепками при помощи специальных накладок или внахлестку. Стыки стенок и поясов должны находиться в разных сечениях для уменьшения концентрации напряжений.
В концевых мало нагруженных сечениях лонжерон часто изготовляется штамповкой из листа и в сечении имеет форму швеллера.
Сильно нагруженные лонжероны крыльев тяжелых самолетов, имеющих большую строительную высоту, часто выполняются по ферменной схеме.
Сильно нагруженный ферменный лонжерон при его большой высоте получается легче балочного. Отсутствие сплошной стенки у ферменного лонжерона обеспечивает более удобные подходы при клепке внутри крыла и тем самым облегчает его сборку. Ферменный лонжерон выполняется, как правило, по раскосно-стоечной схеме.
Стойки устанавливаются в местах крепления к лонжерону нервюр. При образовании фермы необходимо стремиться, чтобы оси ее стержней пересекались в одной точке. Невыполнение этого условия приводит к возникновению в узле местного изгибающего момента, догружающего изгибом стержни. Наиболее простым по конструкции и выгодным в весовом отношении является сварной лонжерон из стальных труб.
Изменение площади поперечного сечения поясов по длине лонжерона достигается изменением диаметра и толщины стенок труб.
Однако из-за трудности обеспечения высокого качества сварки, необходимости термообработки всего лонжерона после сварки и правки его от поводок после термообработки, конструктивной сложности соединения лонжерона с обшивкой и нервюрами и не технологичности конструкции при крупносерийном производстве такие лонжероны не нашли распространения.
Лонжероны из труб, выполненных из алюминиевых сплавов, у которых соединение стержней друг с другом может осуществляться только клепкой при помощи косынок, не применяются из-за сложности изготовления, трудностей соединения их с обшивкой и нервюрами и плохих весовых характеристик.
Пояса таких лонжеронов могут изготовляться из таких же профилей, как и пояса балочных лонжеронов. Соединение стержней фермы осуществляется заклепками, узлы подкрепляются косынками.
Небольшие участки ферменных лонжеронов могут изготовляться штамповкой! Размеры таких участков определяются мощностью прессового оборудования.
Аэродинамическая компенсация элеронов
Аэродинамические характеристики профиля RAF-34
Перейти к загрузке файла
| б, град | Cy | Cx | К |
| 0 | 0,06 | 0,015 | 4 |
| 8 | 0,63 | 0,04 | 15,8 |
| 16 | 1,02 | 0,1 | 9,3 |
| 20 | 0,84 | 0,2 | 4,2 |
| 24 | 0,67 | 0,32 | 2,1 |
Обтекание крыла конечного размаха уже не является плоско-параллельным, а имеет пространственный характер, особенно вблизи его концов.
Это объясняется перетеканием потока через торцы крыла из зоны повышенного давления на нижней поверхности в зону пониженного давления на верхней поверхности.
В связи с этим перетеканием происходит перераспределение давления по поверхности крыла, что приводит к различию аэродинамических характеристик крыла конечного и бесконечного размаха.
При наличии подъёмной силы под крылом образуется зона повышенного давления, а над крылом — пониженного давления.
Из-за разности давлений происходит перетекание воздушного потока через торцы крыла с нижней поверхности на верхнюю, что приводит к появлению дополнительного потока, направленного вдоль размаха крыла.
Под крылом этот поток направлен к концам крыла, а над ним — к его средней части [3,4].
Взаимодействие этого дополнительного потока с основным, обтекающим крыло, приводит к образованию вихрей, сбегающих с задней кромки. Эти вихри вызывают скос потока и приводят к появлению дополнительного сопротивления, называемого индуктивным. Это сопротивление учитывается в виде прибавки к коэффициенту лобового сопротивления.
По теореме Н.Е. Жуковского индуктивное сопротивление определяется следующим выражение [3]:
Сравнение коэффициентов лобового сопротивления
Аэродинамика крыла конечного размаха с учётом механизации
На данном самолёте из механизации имеются щитки.
Это управляемые поверхности, прилегающие к задней поверхности крыла. При их отклонении повышается коэффициент подъёмной силы в среднем на 50%, а коэффициент лобового сопротивления на 18%.
В итоге аэродинамические коэффициенты крыла имеют следующий вид:
Коэффициенты подъёмной силы и лобового сопротивления крыла с механизацией и без неё