Поверхность аэродинамическая

Указанные свойства обусловили широкое практическое применение этого метода теплозащита поверхностей аэродинамического нагрева, [c.7]

Для преобразованной несущей поверхности аэродинамические коэффициенты сечения находятся по соответствующим, производным с помощью формул [c.333]

Рис. 1.12.3. Крыло СО вспомогательными поверхностями /—аэродинамический выступ 2— на-

Плунжер топливного насоса 280 Поверхность аэродинамическая 274 [c.385]

Выше было уже сказано, что система распределенных по поверхности аэродинамических сил может быть по правилам механики приведена к любой точке ракеты в виде главного вектора с составляющими X и У и момента Ма, величина которого зависит от точки приведения. [c.275]

В последние годы термин утка стал применяться для описания самолетов, оснащенных вспомогательными поверхностями аэродинамического управления, установленными на носовой части, вообще говоря, самолетов довольно традиционных схем (а также некоторых самолетов с треугольным крылом), для обеспечения балансировки летательного аппарата или управления обтекающим его потоком, а не для осуществления основного управления или создания части суммарной подъемной силы, как это бывает на классической утке . [c.9]

При качении колеса происходят деформации шины в различных направлениях, которые сопровождаются необратимыми потерями. Эти потери определяют сопротивление качению колеса, являющимся одним из основных составляющих сопротивления движению троллейбуса. Необратимые потери при качении эластичного колеса по твердой дороге обусловлены следующими причинами внутренним трением в шине проскальзыванием элементов шины по опорной поверхности присасыванием шины к опорной поверхности аэродинамическим сопротивлением. [c.75]

В зависимости от расположения несущих и управляющих поверхностей аэродинамические схемы ракет могут быть следующими [c.99]

Шар, к которому по форме приближаются многие твердые компоненты потоков газовзвеси, является плохо обтекаемым телом. Безотрывное обтекание сохраняется лишь при невысоких числах Rex, а положение точки отрыва пограничного слоя от поверхности зависит от режима обтекания, т. е. от Ret- Соответственно меняется и закон сопротивления, который оценивается коэффициентом аэродинамического сопротивления Сш, учитывающим как силы трения, так и разность сил давления в лобовой и кормовой частях шара. [c.47]

Кроме того, при определенной толщине жидкой пленки наблюдается капельный (аэродинамический) унос жидкости с гребня. Эта часть жидкости не участвует в испарении и тем самым непроизводительно увеличивает расход охладителя для защиты поверхности от теплового во> действия. Капельный унос обычно отсутствует в случае минимального (критического) удельного расхода охладителя, когда температура по- [c.156]

В главе 15 рассказывается о средствах формирования трехмерных твердотельных объектов, в том числе сложных скульптурных, аэродинамических и прочих поверхностей и составных твердых тел технического объекта. Приведены понятия и определения, принятые в трехмерном твердотельном моделировании. [c.321]

Вторая важная задача проектирования летательного аппарата — изучение его аэродинамических свойств. Решение этой задачи связано с исследованием процессов обтекания газом поверхностей произвольной формы. Наиболее общими уравнениями, описывающими этот процесс, являются уравнения Навье — Стокса, которые в декартовой системе координат имеют вид [c.8]

Эффекты, сходные с излучением Вавилова — Черенкова, хорошо известны в области волновых явлений. Если, например, судно движется по поверхности спокойной воды (озера) со скоростью, превышающей скорость распространения волн на поверхности воды, то возникающие под носом судна волны, отставая от него, образуют плоский конус волн, угол раскрытия которого зависит от соотношения скорости судна и скорости поверхностных волн. При движении снаряда или самолета со сверхзвуковой скоростью возникает звуковое излучение ( вой ), законы распространения которого также связаны с образованием так называемого конуса Маха . Явления эти осложняются нелинейностью аэродинамических уравнений. В 1904 г. Зоммерфельд рассчитал электродинамическое (оптическое) излучение подобного рода, которое должно возникать при движении заряда со скоростью, превышающей скорость света. Однако через несколько месяцев после появления работы Зоммерфельда создание теории относительности сделало бессмысленным рассмотрение движения заряда со скоростью, превышающей скорость света в пустоте, и расчеты Зоммерфельда казались лишенными интереса. Физическая возможность появления свечения Вавилова — Черенкова связана с движением электрона со скоростью, превышающей фазовую скорость световой волны в среде, что не стоит ни в каком противоречии с теорией относительности. [c.764]

Сила сопротивления между частицей и поверхностью пропорциональна относительной скорости точки. Влияние веса и аэродинамической силы со стороны потока газа считается пренебрежимо малым. [c.72]

Особенно большое значение приобрела эта проблема в связи с развитием авиации и увеличением скорости движения морских судов. Во всех этих случаях решающую роль играют силы, с которыми среда действует на движущееся тело. Теоретический расчет этих сил является весьма сложной задачей. Поэтому большое значение приобретает экспериментальное исследование сил, с которыми среда действует на движущееся в ней тело. При этом пользуются утверждением, о котором мы уже упоминали ( 44), а именно, что среда действует на движущееся в ней тело с такими же силами, с какими действовал бы падающий ка неподвижное тело поток той же среды, если скорости тела в первом случае и потока во втором равны по величине и противоположны по направлению. (В основе этого утверждения лежит принцип относительности движения, согласно которому все физические явления, возникающие между двумя телами, могут зависеть только от относительной скорости движения этих тел.) Поэтому для определения сил, возникающих при движении в воздухе, тело закрепляется при помощи динамометров в аэродинамической трубе, в которой создается равномерный поток воздуха. По показаниям динамометров можно судить о силах, действующих на тело в различных направлениях, изучать зависимость этих сил от формы и состояния поверхности тел, их расположения в потоке и, наконец, от скорости потока. [c.541]

В данном случае, наряду с пристенным пограничным слоем, образуется пограничный слой другого типа — гидродинамический (или аэродинамический) след ГС. Это область за обтекаемым телом, где еще заметно сохраняется неравномерное распределение скоростей, вызванное тормозящим влиянием твердой поверхности. По мере удаления от тела вниз по течению благодаря действию сил вязкости скорости выравниваются и границы между гидродинамическим следом и внешним потоком расширяются. [c.326]

Коэффициентом любой аэродинамической силы F называе этой силы к произведению скоростного напора на характе S. = FKq S). Например, коэффициент лобового сопротивления Рассмотрим общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. Выделим на поверхности некоторого тела (рис. 1.23) элементарную площадку dS. На нее действуют нормальная аэродинамическая сила от избыточного давления (р — poo)dS и касательная сила TdS. Сумма проекций этих сил на ось скоростной системы [c.25]

Из анализа выражений (1.13) — (1.15) можно сделать вывод, что каждую из аэродинамических сил можно разделить на составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательным напряжением, возникающим при движении вязкой жидкости. При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части (донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления разделяют, в свою очередь, на две составляющие сопротивление от давления на боковую поверхность — головное сопротивление и сопротивление от давления на донный срез — донное сопротивление. Поэтому, например, для суммарного сопротивления и соответствующего аэродинамического коэффициента [c.26]

По испытаниям в аэродинамической трубе найдено распределение давления около поверхности, обтекаемой чисто дозвуковым потоком. Зная в заданной точке поверхности коэффициент давления р = р— Рао)/(р /2) = [c.77]

Определите аэродинамические характеристики скользящего крыла (см. задачу 7.26 и рис. 7.10), движущегося в атмосфере вблизи поверхности Земли с Мао = 1,2 под углом атаки а = 0,1 рад. [c.176]

Эти особенности обтекания крыльев сверхзвуковым потоком приводят к возникновению на их поверхности различных областей влияния, что проявляется в изменении соответствующих аэродинамических характеристик. [c.214]

Для изучения аэродинамических характеристик треугольных крыльев (в виде тонких пластин или поверхностей конечной толщины с симметричным профилем), расположенных под углом атаки, также можно использовать метод источников, если передняя кромка таких крыльев сверхзвуковая. [c.214]

Более полное использование теплоты продуктов сгорания привело к значительному снижению температуры уходящих газов, и установка дополнительных поверхностей нагрева (водяного экономайзера и воздухоподогревателя) и золоуловителей увеличила аэродинамическое сопротивление тракта уходящих газов. В этих условиях удаление газов стало возможным только за счет работы дымососа, а функция дымовой трубы свелась к рассеянию вредных веществ (золы, токсичных газов) с больщой высоты по-возможности над большей территорией для уменьщения их концентрации. [c.217]

Стремление уменьшить поверхности регенераторов газотурбинных установок иривело к ряду схем с использованием промежуточного дисперсного теплоносителя. Разработка предложенной автором схемы по рис. 12-1 для ГТУ-50-800 показала принципиальную возможность уменьшения требуемой поверхности нагрева, заметного снижения аэродинамического сопротивления по газовому тракту и достижения компактности при расположении камеры газовзвеси в вытяжной дымовой трубе. Габаритные характеристики улучшаются заметно, если рекуперативную камеру для нагрева воздуха расположить над камерой противоточной газовзвеси. [c.389]

В условиях учебной САПР студенты в скором будущем будут получать информацию о базовых конструкциях, хранящихся в памяти ЭВМ, через графический дисплей [16]. Как правило, объекты авиационных конструкций представляются в памяти не только в форме чертежа, но и в форме других графических моделей,- позволяющих более рационально осуществить процесс информационного обмена между проектировщиком (студентом) и базой данных ЭВМ. Применение более абстрактных, чем чертеж, схем и графических моделей определяется необходимостью осуществления таких специальных для данной отрасли техники поисковых разработок, как аэродинамический расчет пр.офилей теоретического контура поверхностей, расчет динамических характеристик и центровки летательного аппарата, прочностной расчет различных пространственных конструкций и, наконец, разработка средств механизации управления самолетом. Во всех перечисленных расчетах используется широкий диапазон графических моделей различной степени абстракции — от чертежей и наглядных аксонометрических изображений до пространственных и функциональных схем. Данные изображения в автоматизированном проектировании являются основным средством управления процессом машинных расчетов и поиска оптимальных вариантов решения. [c.166]

Гладкост , первого порядка педостаточяа, напри,мер. для обеспечения требуемы.х аэродинамических качеств тех или иных отсеков поверхности лета-тельно10 аппарата (возникает неустойчивость пограничного слоя). [c.78]

Рассм.атривается материальная частица (капля конденсата, частица окалины и т. п.), движущаяся. по одной из стенок межло-паточного канала рабочего колеса турбомашины. Варианты турбо-машии представлены на рис. 45, 46. Для большем иаглядиости некоторые из вариантов поясняются видом на рабочее колесо по стрелке А. Направление вращения колеса указано ориентированной дужкой. Поверхность стенки считается плоской, угловая скорость вращения рабочего колеса — постоянной. Сила сопротивления, действующая на частицу, пропорциональна с коэффициентом —ц ее скорости относительно поверхности. Вес и аэродинамические силы со стороны потока газа считаются пренебрежимо малыми. Условия возможного отрыва частицы от поверхности не обсуждаются. [c.67]

Уравнение теплосодержания объясняет следующий весьма интересный факт. При течении газа возле твердой поверхности йез теплообмена температура последней близка к температуре торможения в газе. Дело в том, что в связп с вязкостью газа возле твердой стенки всегда образуется тонкий пограничный слои, в котором скорость газа относительно стенки меняется от величины, равной скорости обтекающего потока, до нуля (на стенке). Но раз частицы газа непосредственно возле стенки затормаживаются, то при отсутствии теплообмена температура на стенке должна быть равна темлературе торможения. Так, например, в рабочей части аэродинамической трубы сверхзвуковых скоростей (рис. 1.3), где скорость газа очень велика, его температура Гр ч должна быть значительно ниже, чем в предкамере, из которой покоящийся газ (Го) поступает в трубу. Например, при скорости в рабочей части Wp., = 600 м/с и температуре торможения в предкамере Гц = Го = 300 К получается температура в потоке [c.20]

ЛИ некоторую неподвижную поверхность, пересекая которую все элементарные струйки газа одновременно претерпевают скачкообразные изменения скорости движения, плотности, давления и температуры. По этой причине ударную волну называют также скачком уплотнения. Скачки уплотнения удобно на- блюдать в сверхзвуковых аэродинамических трубах при обтекании воздухом неподвижных твердых тел. [c.119]

При отыскании аэродинамических сил, возникаюп их при свободно-молекулярном обтекании пластины и цилиндра, предполагалось, что температура поверхности тела равна температуре невозмущенного набегающего потока. Определение истинно температуры тела в свободно-молекулярном потоке представляет самостоятельную задачу ), на которой мы здесь не останавливаемся. [c.169]

В случае повышенного избыточного давления ветра на поверхность сооружения аэродинамический коэффициент принимает положительные значения, в случае разрежения — отрицате/ьные. [c.234]

Изучение состояния преграды в области внедрения сводится к определению давления среды на поверхность внедряющегося тела и характеристик напряженно-деформированного состояния среды в пограничном слое. Исследование проводится в цилиндрических координатах г, 9, 2 при следующих предположениях а) материал преграды идеально пластический с характеристикой о., д-, б) внедряющееся тело абсолютно жесткое, причем геометрическая форма при аэродинамическом и переходном внедрении известна, при кратерном внедрении форма тела сферическая в) сопротивление преграды внедрению можно представить в виде совокупности двух составляющих собственного сопротивления Одод и динамического сопротивления Один- [c.162]

Внося сюда значение У , получаем р = 1 — 2 /(а2 — 2 ). В точках на верхней и нижней поверхностях с координатой 2=0 значения р= 1, а на боковых кромках (2 = а) коэффициент давления приобретает значение —оо. Это значение практически не реализуется, и действительный коэффициент давления имеет конечную величину. На большей части пластинки этот коэффнциепг положительный. В частности, в точках с координатами z а 2 коэффициент о =1/3, а в точках с координатами 2 = 2 а/3 значение р = 1/5. Распределение коэффициента давления по верхней и нижней поверхностям одинаково, поэтому аэродинамическое сопротивление равно нулю. [c.165]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...