Момент тангажа

Для несимметричного профиля крыла (рис. 1.11) экспериментальным путем найдена зависимость между коэффициентами аэродинамической нормальной силы с,1 и аэродинамического момента тангажа /Пг относительно точки О передней кромки (эта зависимость графически показана на том же рисунке). Для заданных условий определите коэффициент центра давления Сд = Хд/Ь и безразмерную координату фокуса по углу атаки хр = Хр/Ь. [c.15]

При определении моментов Му , Му, Мха, Мх характерным размером выбирают размах крыла I, а при вычислении моментов тангажа Мг и М — хорду крыла. [c.28]

Определите коэффициенты аэродинамических сил, момента тангажа, центра давления, а также аэродинамическое качество профиля (см. рис. 7.5), описанного уравнением контура у = 2с (х/Ь1) (1 —xlb), где с = 1 Ь = 20. Профиль расположен под углом атаки а = 0,1 рад в сверхзвуковом воздушном потоке с числами Моо = 3 и 20. Отношение удельных теплоемкостей для воздуха k = p/ v = 1,4. [c.175]

Коэффициент момента тангажа [c.196]

Основой расчетов нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (в частности, крыла) являются общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. выраженные через производные коэффициента давления по кинематическим пара-,метрам. При формулировке вопросов и составлении соответствующих задач, связанных с исследованием нестационарной аэродинамики крыльев, предусмотрено нахождение как суммарных производных коэффициентов нормальной силы, моментов тангажа и крена крыльев, так и соответствующих производных для отдельных сечений (профилей). [c.242]

Летательный аппарат совершает ускоренный полет на некоторой высоте под переменным углом атаки без крена и скольжения, вращаясь вокруг поперечной оси с угловой скоростью, изменяющейся во времени. Используя теорию размерностей найдите общие выражения для момента тангажа и соответствующего аэродинамического коэффициента в функции параметров, определяющих движение летательного аппарата. [c.243]

Напишите приближенное выражение для коэффициента момента тангажа /Пг в виде ряда Тейлора в функции соответствующих производных устойчивости [c.243]

Напишите общие зависимости для коэффициентов момента тангажа в функции соответствующих производных устойчивости. Представьте в этих зависимостях углы атаки, угловые скорости и соответствующие производные с учетом изменений этих параметров по гармоническому закону qi = q . os pit. [c.245]

Напишите общие выражения для коэффициентов нормальной силы и момента тангажа в зависимости от соответствующих производных устойчивости при движении летательного аппарата в режиме мертвой петли , а также в случае свободного падения (рис. 9.2). [c.245]

Определите соответствующие производные для коэффициентов момента тангажа и крена при симметричном и несимметричном движениях стреловидного крыла по известному распределению производных безразмерной циркуляции Г и Г г [c.252]

Коэффициенты момента тангажа и рыскания [c.265]

Представим коэффициент момента тангажа в виде [c.265]

С учетом приведенных выражений для а, а и сог коэфициент момента тангажа [c.265]

В формуле (9.29) для элементарного коэффициента момента тангажа примем в знаменателе Хц = Ь, а в числителе правой части Хк = Ьр. Учитывая также, что 5j.p = b z) dz, находим [c.313]

Полная величина момента тангажа М = 2 j тгЬ (г) dz (рсо V%,I2), а коэффи- [c.314]

Аналогично (9.233), (9.234), (9.236) и (9.237), находим производные от коэффициента момента тангажа для сечения [c.315]

Полный коэффициент момента тангажа получаем из (9.436) и (9.226) [c.352]

Полученные производные коэффициентов момента тангажа и параметры ад, [c.458]

Для тонкого конуса, изображенного на рис. 10.7, определите аэродинамические силы и момент тангажа относительно оси, проходящей через носок, а также соответствующие коэффициенты при условии, что угол атаки а = 0,1, число Моо= = 2, а движение конуса происходит вблизи поверхности Земли. [c.478]

Вычислите коэффициенты волнового сопротивления, подъемной силы, момента тангажа и центра давления для конуса с углом Рк = 20° и длиной образующей / = 5 м, движущегося под углом атаки а = 10° на высоте Я = 10 км. Число [c.478]

Определите значения аэродинамических коэффициентов (продольной си нормальной с,Jp сил, момента тангажа /Пг,, и центра давления Сд) конического тела со сферическим затуплением носка, движущегося с гиперзвуковой скоростью под углами атаки а = о, 10 и 20°. Форма и размеры затупленного конуса показаны на рис, 10.9. [c.479]

Вычислим аэродинамические коэффициенты при угле атаки а = 0. В случае осесимметричного обтекания коэффициенты нормальной и подъемной сил и момента тангажа равны нулю. Коэффициент волнового сопротивления из (10.64) с р = =- 0,3519. [c.510]

Коэффициент момента тангажа т р =—0,1832. [c.510]

Коэффициент момента тангажа определяем с помощью (10.77). Сначала находим С4 =0,1925, затем вычисляем =—0,34. [c.511]

Производные коэффициента момента тангажа [c.558]

Производная для всего корпуса с1 = К + Ц + X = 4,422. Производная коэффициента момента тангажа (относительно носка) [c.561]

Производные коэффициента момента тангажа (относительно центра вращения) [c.588]

Рис. 11.7.. Момент тангажа у различных летательных аппаратов

Коэффициент момента тангажа относительно поперечной оси, проходящей через вершину крыла (точка А на рис. 11.21), [c.610]

Вычислим теперь коэффициент момента тангажа (рис. 11.12) [c.614]

Соответствующий коэффициент момента тангажа [c.634]

Соответствующая производная от коэффициента момента тангажа [c.635]

Здесь параметры, ш д, д и коэффициент момента тангажа рассчитаны по [c.640]

Здесь производные отнесены к площади изолированных консолей, а момент тангажа определен по длине х . Для участка с оперением [c.642]

Здесь в качестве характерной выбрана площадь крыльев 5кр, а коэффициент момента тангажа определяется по длине д параметры таковы [c.664]

Проекции вектора в той и другой системах координат имеют одно и то же название, а именно составляющие относительно осей и л называются моментом крена (соответственно, М ), составляющие относительно осей уа и у — моментом рыскания (Му, Му), составляющие относительно осей 2а и г — моментом тангажа (Мга, М )- Положительным будем считать момент, который стремится повернуть летательный аппарат против часовой стрелки (если вести наблюдение за движением с конца вектора момента). В соответствии с принятым расположением осей координат на рис. 1.1.1 положительный момент увеличивает угол атаки, отрицательный — уменьшает. [c.14]

В результате экспериментальных исследований в аэродинамической трубе измерен момент тангажа относительно поперечной оси, проходящей через точку А в кормовой части модели (рис. 1.7). По этому значению момента вычислен аэродинамический коэффициент гПг, рассчитанный по площади 5мпд и длине модели Хд. Зная Шг, найдите соответствующее значение коэффициента момента тангажа относительно оси, проходящей через другую точку О, при условии, что этот [c.13]

Юг коэффициентов избыточного давления, а также соответствующих коэффициентов подъемной силы и момента тангажа сечений в сжимаемой и несжи.маемой средах. [c.333]

Коэффициент центра давления тела вращения Сд = Хд/з можно вычислить, если известны момент тангажа и нормальная сила К, действующие на это тело. В тех случаях, когда угол атаки мал, а удлинение тела и скорость его полета огкосительно невелики, можно пренебречь влиянием на и V силы трения и считать, что момент и нормальная сила — это результат действия одних лишь сил давления, т. е. Мг = М р, а К = Ур. В этом случае для вычисления величины Сд воспользуемся равенствами (5.15) — (5.17) [17], в которых момент М р и сила Ур заменены их коэффициентами [c.491]

Коэффициент момента тангажа относительно пентра масс, как и параметры а и 2, рассчитан по длине корпуса х . [c.580]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...