ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Основные формулы для силы сопротивления и аэродинамического момента при движении с постоянной скоростью Коэффициенты сопротивления из "Аэродинамика Часть 1 " Поэтому, суммируя все такие проекции, получим нуль. Аналогично можно обнаружить, что и два других интеграла равны нулю. [c.556] Тогда и значение интеграла в пос.тгедней формуле будет одинаково для обоих тел, несмотря на то, что они могут быть разных размеров, двигаться с разными скоростями и в разных жидкостях. [c.557] Безразмерные коэффициенты с , ,J, в этих формулах называются, соответственно, коэффициентом лобового сопротивления, коэффициентом подъемной силы и коэффициентом боковой силы. [c.557] По современным воззрениям, коэффициенты соиротивлен41 1 зависят от характера обтекания тела на всем его протяжении, причем сопротивление вовсе не определяется одной какой-либо геометрической характеристикой тела, например площадью миде-1евого сечения, как предполагал Ньютон. [c.558] Определение коэффициентов сопротивления для данного тела— задача весьма сложная, полностью не решенная и до настоящего времени в дальнейшем мы будем подробно заниматься этой задачей. [c.558] Задача об определении силового воздействия потока на тело сводится с помощью формул (4) и (6) I задаче об определении шести коэффициентов сопротивления трех коэффициентов силы сопротивления Су, с. и трех коэффициентов аэродинамического момента т ., тпу, т.. [c.559] Здесь имеют место следующие названия —коэффициент продольной силы, Су —коэффициент нормальной силы, j—коэффициент поперечной силы, —коэффициент момента крена, тпу — коэффициент момента рыскания, т. —коэффициент момента тангажа. [c.560] Если известны коэффициенты сопротивления в одной из систем координат, то по формулам перехода могут быть найдены коэффициенты сопротивления в другой системе. [c.560] Оперируя с коэффициентами сопротивления, необходимо всегда иметь в виду, что их величина для одного и того же тела может быть различна, в зависимости от того, какая площадь S и длина L введены в качестве характерной площади и характерной длины в формулы для аэродинамической силы и момента. Сравнивать между собою численные значения одноименных коэффициентов разных тел, что обычно приходится делать в процессе проектирования летательного аппарата, когда выбираются его формы, можно лишь в том случае, если эти коэффициенты отно сятся к одноименным для всех тел площадям и длинам (наиример, для всех рассматриваемых тел—к площади миделя). Если же имеются коэффициенты сопротивления, относящиеся к разным характерным площадям и длинам, то прежде, чем выбирать по значениям этих коэффициентов форму тела, необходимо предварительно пересчитать их на одну и ту же характерную площадь и длину. Эти характерные площадь и длина обычно выбираются по-разному, в зависимости от назначения сравниваемых форм. Разъясним это более подробно. [c.560] С этой скоростью в аэродинамическом расчете сопоставляют так называемую располагаемую скорость, которая получается, например, из равепстга между мошностью, развиваемой винтом, и мощностью, расходуемой на преодоление сопротивления среды. [c.561] Иначе обстоит дело в том случае, если нужно выбрать форму для фюзеляжа скоростного самолета или моторной гондолы. Здесь заданными являются габариты мотора, в частности площадь его миделевого сечения, и задача заключается в том, чтобы из всех форм с заданной площадью миделя (обеспечивающей размещение мотора) выбрать такую, у которой лобовое сопротивление при прочих равных условиях будет наименьшим. Поэтому для фюзеляжей и моторных гондол естественно принимать в качестве характерной площади в формулах для аэродинамических сил и моментов площадь миделевого сечения. Тогда наивыгоднейшей будет та форма, для которой соответствующий коэффициент лобового сопротивления минимальный. [c.562] Однако для тел иного назначения, например для корпусов дирижаблей, площадь миделевого сечения совершенно не является характерной. При выборе формы корпуса дирижабля критерием (по крайней мере, с аэродинамической точки зрения) также является минимальное лобовое сопротивление, однако при условии, что все рассматриваемые формы вмещают один и тот же объем подъемного газа. Подъемная сила дирижабля при прочих равных условиях пропорциональна объему газа, находящегося в оболочке или в специальных газовых баллонах. Величина газового объема является исходной величиной при проектировании дирижабля. С этим объемом непосредственно связан наружный объем дирижабля, который можно назвать объемом вытесненного воздуха или, иначе, воздухоизмещением дирижабля. Задача, которая возникает при выборе формы для корпуса дирижабля, заключается в том, чтобы из всех форм, обеспечивающих одну и ту же статическую подъемную силу, выбрать такую, при которой лобовое сопротивление будет наименьшим. Поэтому здесь естественно ввести в формулы для аэродинамических сил и моментов такую площадь, которая непосредственно связана с объемом корпуса. Обычно берут воздухоизмещение дирижабля IV (с этой величиной в аэродинамике удобнее оперировать, нежели с газовым объемом) и принимают условную площадь, равную за характерную во всех вопросах аэродинамики дирижабля. Наи-выгоднейшей будет форма, которая будет иметь минимальный коэффициент лобового сопротивления, отнесенный к Кстати сказать, наивыгоднейшие формы, в смысле минимума с , будут разными, в зависимости от того, к какой характерной площади отнесены коэффициенты лобового сопротивления. Не следует поэтому думать, что существует, так сказать, универсальная удобообтекаемая форма, т. е. такая, которая является в равной мере наивыгоднейшей как для фюзеляжа самолета, так и для корпуса дирижабля. [c.562] Отсюда проектированием на оси координат скоростной или связанной систем получаются аналогичного вида формулы для составляющих коэффициента сопротивления. [c.563] что изложено выше но поводу характерной площади 8, относится с соответствующими изменениями и к характерной длине Ь, которая входит в формулу для аэродинамического момента. Характерная длина Ь определяется условно, в ра31ШХ вопросах по-разному. Чаще всего ее определяют как расстояние между центром тяжести. летательного аппарата и осью вращения рулей высоты, В вопросах, относящихся к изолированным крыльям, длину Ь определяют как хорду профиля, который получается в сечении крыла плоскостью симметрии. [c.563] лючение этого параграфа приведем несколько примеров, иллюстрирующих применение коэффициентов сопротивления к решению практических задач. Значения коэффициентов, фигурирующих в этих примерах, близки к действительным и но ним можно составить себе численное представление об этих величинах. [c.563] Пример 1. Вычислим мощность моторов, необходимую для движения самолета на высоте /г = 2000 м с максимальной скоростью V =550 км час (=153 м/сек). Площадь крыльев самолета пусть будет равна = 92 м , а минимальный коэффициент лобового сопротивления, соответствующий режиму максимальной скорости, равен Сз шт =0,020. Коэффициент полезного действия винтомоторной группы примем равным т] = 0,80. [c.563] Советуем читателю сопоставить величины скорости полета, полезной нагрузки и необходимой мощности, фигурирующие в этих примерах, соответственно для самолета и дирижабля. [c.566] Пример 4. Определим силу, действующую на тот же дирижабль, который рассматривался в предыдущем примере, в случае стоянки его на земле (например, на старте) и при боковом ветре, скорость которого равна 7=15 м/сек. Мы имеем здесь случай, когда угол атаки в горизонтальной плоскости равен а =90°. Следовательно, сила лобового сопротивления здесь будет перпендикулярна к плоскости симметрии дирижабля. Как показывают эксперименты, коэффициент лобового сопротивления в этих условиях равен Са.=1,8. [c.566] Полученный здесь численный результат дает некоторое представление о тех трудностях, с которыми приходится сталкиваться при эксплоатации дирижаблей больших кубатур. [c.566] Вернуться к основной статье