ВУЗ:
Составители:
Рубрика:
41
GnS
U
y
T
=α++−
ρ
−
)(
2
0
01
2
1αBqA1 . (4.16)
Из этого уравнения угол атаки
0
α
самолета с упругим крылом
выражается через известную перегрузку
y
n .
Для определения критической скорости дивергенции упругого
крыла самолета в полете совместно используются однородные урав-
нения (4.12) и (4.16) для неизвестных
1
q ,
2
q , …,
s
q ,
0
α
при
0α ≡
0
,
0=
y
n .
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Аржаников Н.С., Садекова Г.С. Аэродинамика летательных
аппаратов. – М.: Высшая школа, 1983. – 359 с.
2. Бисплингхофф Р.Л., Эшли X,, Халфмэн Р.Л. Аэроупругость. –
М.: Изд-во иностранной литературы, 1958. – 800 с.
3. Шклярчук Ф.Н. Колебания и аэроупругость летательных
аппаратов. − М.: Изд-во МАИ, 1981. – 90 с.
4. Шклярчук Ф.Н. Аэроупругость самолета. − М.: Изд-во МАИ,
1985. – 77 с.
5. Белоцерковский С.М., Срипач Б.К., Табачников В.Г. Крыло в
нестационарном потоке газа. − М.: Физматлит, 1971. – 768 с.
ПРИЛОЖЕНИЕ
Задание 1
42
Определить распределение аэродинамической нагрузки по раз-
маху прямого трапециевидного упругого крыла и критическую ско-
рость его дивергенции, используя гипотезу плоского обтекания и ме-
тод Ритца в двучленном приближении.
Хорда крыла, погонная крутильная жесткость и расстояние ме-
жду осью жесткости и линией центров давления меняются вдоль раз-
маха крыла по законам
]
2
)
1
1(1[)(
0
l
z
bzb
η
−−= ,
кон
0
b
b
=η
;
κ
⎟
⎟
⎠
⎞
⎜
⎜
⎝
⎛
=
0
0кр
)(
)(
b
zb
GJzGJ
,
)()( zbze
β
=
,
где
0
b и
кон
b – корневая и концевая хорды крыла;
η
– сужение кры-
ла;
)0(
кр0
GJGJ
=
– погонная жесткость в районе корневой хорды;
κ и β – заданные параметры.
Общие данные
Высота полета H = 0 м
Перегрузка при выходе из пикирования
5=
y
n
Средняя удельная нагрузка на
крыло в горизонтальном полете
2
H/м3500/ =
Σ
SG
Параметр
12.0
=
β
ВАРИАНТЫ
(
Sl /
2
=λ – удлинение крыла.)
ρU 2 T −1 Определить распределение аэродинамической нагрузки по раз-
S 1 A (−Bq + α 0 + α 0 1) = n y G . (4.16)
2 маху прямого трапециевидного упругого крыла и критическую ско-
рость его дивергенции, используя гипотезу плоского обтекания и ме-
Из этого уравнения угол атаки α 0 самолета с упругим крылом
тод Ритца в двучленном приближении.
выражается через известную перегрузку n y . Хорда крыла, погонная крутильная жесткость и расстояние ме-
Для определения критической скорости дивергенции упругого жду осью жесткости и линией центров давления меняются вдоль раз-
крыла самолета в полете совместно используются однородные урав- маха крыла по законам
нения (4.12) и (4.16) для неизвестных q1 , q2 , …, q s , α 0 при α 0 ≡ 0 , 1 2z b0
b( z ) = b0 [1 − (1 − ) ] , η= ;
ny = 0 . η l bкон
κ
⎛ b( z ) ⎞
GJ кр ( z ) = GJ 0 ⎜⎜ ⎟⎟ , e( z ) = β b ( z ) ,
⎝ b0 ⎠
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК где b0 и bкон – корневая и концевая хорды крыла; η – сужение кры-
ла; GJ 0 = GJ кр (0) – погонная жесткость в районе корневой хорды;
1. Аржаников Н.С., Садекова Г.С. Аэродинамика летательных
κ и β – заданные параметры.
аппаратов. – М.: Высшая школа, 1983. – 359 с.
2. Бисплингхофф Р.Л., Эшли X,, Халфмэн Р.Л. Аэроупругость. –
М.: Изд-во иностранной литературы, 1958. – 800 с. Общие данные
3. Шклярчук Ф.Н. Колебания и аэроупругость летательных Высота полета H=0м
аппаратов. − М.: Изд-во МАИ, 1981. – 90 с. Перегрузка при выходе из пикирования ny = 5
4. Шклярчук Ф.Н. Аэроупругость самолета. − М.: Изд-во МАИ, Средняя удельная нагрузка на
1985. – 77 с.
крыло в горизонтальном полете GΣ / S = 3500 H/м 2
Параметр β = 0.12
5. Белоцерковский С.М., Срипач Б.К., Табачников В.Г. Крыло в
нестационарном потоке газа. − М.: Физматлит, 1971. – 768 с.
ВАРИАНТЫ
ПРИЛОЖЕНИЕ
( λ = l 2 / S – удлинение крыла.)
Задание 1
41 42
