Коэффициент подъемной силы

Вместо подъемной силы крыла часто пользуются так называемым коэффициентом подъемной силы, определяемым как [c.260]

Таким образом, подъемная сила зависит только от первого коэффициента в разложении (47,7). Для коэффициента подъемной силы (46,2) имеем [c.265]

Вводя коэффициенты подъемной силы [c.650]

Для крыльев достаточно большого размаха (с постоянным вдоль размаха профилем сечения) коэффициент подъемной силы в несжимаемой жидкости пропорционален углу атаки и не зависит от длины и ширины крыла [c.650]

Поскольку угол наклона линии контура профиля к оси х везде мал, то вертикальная проекция сил давления равна с достаточной точностью самому давлению. Результирующая действующая на крыло подъемная сила равна разности сил давления, действующих на ее нижнюю и верхнюю поверхности. Поэтому коэффициент подъемной силы [c.653]

Из этой формулы вытекает, что для совершения виража по возможности малого радиуса следует увеличивать угол крена и коэффициент подъемной силы, т. е. вместе с углом крена увеличивать угол атаки. [c.23]

Так как при больших скоростях подъемная сила на единицу площади крыла велика, то при больших скоростях требуется меньшая площадь крыльев. При этом уменьшается их лобовое сопротивление и, следовательно, легко увеличить скорости. Однако при этом увеличивается и минимальная скорость полета. Для снижения минимальной скорости приходится принимать специальные меры устраивать передвижные щитки, или закрылки, увеличивающие коэффициент подъемной силы (и вместе с тем коэффициент лобового сопротивления). В полете эти закрылки убираются (прижимаются к крыльям), при посадке они выдвигаются и уменьшают посадочную скорость. Применение этих методов позволяет несколько расширить диапазон скоростей самолета. Однако недопустимость повышения минимальной скорости является все же одной из серьезных трудностей при конструировании скоростных самолетов. [c.575]

Коэффициент подъемной силы, согласно (15), (17) и (30), составляет [c.25]

Однако при малых углах атаки коэффициент подъемной силы и максимальное разрежение на профиле согласно (30) пропорциональны аэродинамическому углу атаки [c.34]

Как следует из выражений (66) и (67), отношение коэффициента подъемной силы к лобовому сопротивлению, определяющее качество пластинки, равно [c.45]

Если профиль тонкий п наклонен под малым углом атаки, то указанный метод расчета можно упростить, прибегая к простым аналитическим выражениям для коэффициентов подъемной силы и сопротивления тонкого сверхзвукового профиля произвольной формы. [c.47]

Пользуясь выражением (69), можно получить приближенные формулы для коэффициентов подъемной силы и сопротивления различных профилей. Так, например, для ромбовидного профиля с не очень большим раствором угла клиновидной передней кромки, равным 2(о, и при нулевом угле атаки коэффициенты давления на передней (АВ) и задней (ВС) поверхностях [c.48]

Коэффициент подъемной силы, так же как и при дозвуковых скоростях, является линейной функцией угла атаки. Наклон кривой Су (г) не зависит от формы профиля и определяется, согласно (73), только числом Маха набегающего потока [c.51]

Рис. 10.27. Зависимости от угла атаки коэффициентов подъемной силы с и лобового сопротивления Сх несимметричного ромбовидного профиля с = = 10 %, с = Са -Ь Си, Св - 0,06, Сн - 0,04 при М] = 2,13. Сплошная линия — эксперимент, штриховая — теория

Результаты экспериментального исследования ) ромбовидного несимметричного профиля с относительной толщиной с = 10 % в сверхзвуковом потоке с числом М1 = 2,13 (рис. 10.27) подтверждают наличие во всем исследованном диапазоне углов атаки, линейного характера зависимости Су (а). При этом экспериментальная зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки оказывается несколько более пологой, чем теоретическая, посчитанная по формуле (73). [c.52]

Рис. 10.32. Зависимость коэффициента подъемной силы профиля от числа Мг при различных углах атаки

Рис. 10.38. Экспериментальные зависимости коэффициента подъемной силы плоско-выпуклого профиля с относительной толщиной с = 10 % от числа Маха при различных углах атаки

На рис. 10.38 приведены экспериментальные зависимости коэффициента подъемной силы плоско-выпуклого профиля от числа М1 при нескольких значениях угла атаки. Сложный харак- [c.59]

При сверхзвуковых скоростях наблюдается монотонное падение коэффициента подъемной силы с ростом скорости набегающего потока. По мере увеличения числа М] разница между расчетом и экспериментом уменьшается и практически исчезает, начиная с некоторого числа М = М кр > 1,0, при котором ударная волна достигает передней кромки и профиль начинает обтекаться чисто сверхзвуковым потоком. При числах М1 больших М] р коэффициент подъемной силы с ростом скорости уменьшается в соответствии с формулой (73) пропорционально ij]/ М1— 1. [c.60]

Рис. 10.39. Сравнение экспериментальной и теоретической зависимостей коэффициента подъемной силы сверхзвукового профиля от числа М]. Сплошная линия — эксперимент, штриховая — теория

Задача существенно упрощается при наличии малых возмущений, например при обтекании решеток слабо изогнутых профилей под малыми углами атаки. В этом случае удается показать ), что интерференция пластин в решетке всегда приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы по сравнению с изолированной пластиной. Аналогичный вывод может быть сделан и для коэффициента волнового сопротивления, так как качество пластины, как уже указывалось выше (без учета поверхностных сил трения), определяется только углом атаки [c.76]

Ввиду того что коэффициент подъемной силы пропорционален истинному углу атаки, выражение для коэффициента индуктивного сопротивления в дозвуковом потоке сжимаемого газа остается таким же, как в несжимаемой жидкости (при дозвуковой скорости вихри, сбегающие с концов крыла, по-прежнему оказывают влияние на поток вдоль всего размаха крыла). [c.100]

Полученные в 2 и 3 выражения дают возможность вывести простые формулы для коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления пластины, обтекаемой газовым потоком большой сверхзвуковой скорости при малом угле атаки. [c.115]

При малых углах атаки коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх связаны с коэффициентом полной аэродинамической силы следующим образом [c.115]

Рис. 12.11. Зависимость коэффициента подъемной силы пластины от числа Маха при молекулярном течении газа

В уравнении (8.18) коэффициент подъемной силы не равен соответствующему коэффициенту Су при свободном обтекании потоком тела. Объясняется это влиянием стенок трубы на обтекание. Задача становится особенно сложной при движении в потоке большого числа твердых частиц (гидросмеси). Поэтому критическая скорость, как и скорость трогания, определяется опытным путем. Причем под этой скоростью понимают минимальную среднюю скорость потока, при которой еще не происходит выпадения твердого на горизонтальную стенку трубы. [c.129]

На основе измерений, выполненных на электрической модели, можно вычислить также коэффициенты давления, коэффициент подъемной силы профиля и другие параметры [7], [c.91]

Величину Су называют коэффициентом подъемной силы, а 5 играет роль характерной площади обтекаемого тела. [c.242]

Экспериментальная проверка теоретической формулы для коэффициента подъемной силы пластины Су = 2л sin а показала, что для достаточно тонких тел с заостренной задней кромкой (крыловых профилей), при обтекании которых обеспечен плавный сход [c.242]

Кавитация влияет и на подъемную силу. На рис. 10.12 приведены экспериментальные зависимости коэффициента подъемной силы от числа кавитации для крылового профиля (автор — Кер-мин, см. [11 ]). При углах атаки а > 2° после возникновения кавитации (штриховая линия) уменьшение числа к приводит сначала к возрастанию коэффициента подъемной силы, а затем к его резкому уменьшению, от эффект связан, по-видимому, с тем, что возникновение кавитации приводит к расширению области низкого давления на верхней поверхности профиля и соответствующему увеличению подъемной силы. Однако при дальнейшем уменьшении числа кавитации происходит перестройка потока, которая ведет к ее падению. [c.405]

Рис. 10.12. Влияние числа кавитации на коэффициент подъемной силы крылся вого профиля

Экспериментальная проверка теоретической формулы для коэффициента подъемной силы пластины Су — 2л sin а показывает, что для достаточно тонких тел с заостренной задней кромкой (крыловых профилей), при обтекании которых обеспечен плавный сход струй с этой кромки, указанная формула приближенно применима при малых углах атаки (а < 12°). [c.259]

В соответствии со схемой (рис. 1.7) напишите выражения для коэффициента подъемной силы Суа летательного аппарата в скоростной системе координат в функции коэффициентов нормальной Су и продольной Сх сил в связанных осях координат. При этом учтите, что коэффициенты Су, Сх рассчитаны соответственно по площадям 5, 5 д, а коэффициент Суа должен быть вычислен по значению 5. [c.13]

Так, например, для крыла в виде плоской пластинки бесконечного размаха, наклоненной под малым углом атаки а, имеем = 2 = ( J — ), и формула (48,7) дает Г = —naail. Коэффициент подъемной силы такого крыла равен [c.269]

Согласно акустической аналогии задача о стационарном обтекании такой пластинки эквивалентна задаче о нестационарном одномерном движении газа впереди и позади поршня, движущегося равномерно со скоростью avi. Впереди поршня образуется ударная волна, а позади — волна разрежения (см. задачи 1, 2 99). Воспользовавшись получеииыми там результатами, находим искомую подъемную силу как разность давлений, действующи. на обе стороны пластинки. Коэффициент подъемной силы [c.661]

Коэффициент подъемной силы Су с увеличением угла атаки растет сначала быстро, а затем медленнее и после критического угла атаки начинает падать. Коэффициент лобового-ттопротивления растет сначала медленно, а затем быстрее. На рис. 343 приведены графики зависимости и Су от угла атаки а для одного из типов крыльев, применяемых в авиации. Так как во всей области практически применяемых углов атаки величина С много меньше, чем Су, то для того, чтобы обе кривые удобно было нанести в одном масштабе, на графике отложена величина 5Сх. От крыла самолета требуется большая подъемная сила при малом лобовом сопротивлении. Крыло тем лучше будет удовлетворять этому требованию, чем больше величина ft = Су/С , которая поэтому называется качеством крыт. [c.560]

Теоретическая физика. Т.4. Гидродинамика (1986) -- [ c.260 ]

Прикладная газовая динамика. Ч.2 (1991) -- [ c.17 , c.19 , c.25 , c.34 ]

Краткий курс технической гидромеханики (1961) -- [ c.161 ]

Техника в ее историческом развитии (1982) -- [ c.284 , c.285 ]

Моделирование в задачах механики элементов конструкций (БР) (1990) -- [ c.195 ]

Механика жидкости (1971) -- [ c.187 , c.392 ]

Механика жидкости и газа (1978) -- [ c.194 , c.217 , c.221 , c.308 ]

Лекции по гидроаэромеханике (1978) -- [ c.156 , c.160 ]

Аэродинамика (2002) -- [ c.69 ]

Гидроаэромеханика (2000) -- [ c.270 ]

Динамическая оптимизация обтекания (2002) -- [ c.31 ]

Прикладная газовая динамика Издание 2 (1953) -- [ c.367 ]

Механика космического полета в элементарном изложении (1980) -- [ c.122 ]

Основы техники ракетного полета (1979) -- [ c.256 ]

Аэродинамика решеток турбомашин (1987) -- [ c.32 , c.41 ]

Механика сплошных сред Изд.2 (1954) -- [ c.215 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...