Аэродинамическая сила лобового сопротивления

Аэродинамическая сила лобового сопротивления 238 [c.317]

Аналогичный результат был получен и в статике прямой подстановкой всех величин в A . Окончательно получаем следующие выражения для проекции аэродинамической силы лобового сопротивления, действующей на движущийся стержень [c.237]

Аэродинамические силы 234,247,251 Аэродинамическая сила лобового сопротивления 236, 243, 248 ----касательная 238, 244, 249 [c.301]

С,д — коэффициент аэродинамической силы лобового сопротивления [c.10]

X, — аэродинамическая сила лобового сопротивления [c.11]

При исследовании нелинейных колебаний следует, аналогично силам лобового сопротивления, из выражений (8.16) вычесть соответствующие статические составляющие, что дает следующие выражения для проекций касательной аэродинамической силы на неподвижные оси (7, ) = [c.238]

Найдите подъемную силу, лобовое сопротивление и момент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для тонкого прямоугольного крыла, движущегося в воздушной атмосфере (роо = 9,8-10 Па к = Ср/су = 1,4) со сверхзвуковой скоростью (М о= 2) под малым углом атаки а = 0,1 рад. Хорда крыла 1 — 2 м размах Z = 6 м. [c.217]

Коэффициенты Сх , Су , Сха называются соответственно аэродинамическими коэффициентами силы лобового сопротивления, подъемной и боковой сил, а коэффициенты, т,,, т, —аэродинамическими коэффициентами мо-ментов крена, рыскания и тангажа. [c.14]

При прямолинейном горизонтальном равномерном движении ускорение равно нулю, и поэтому сила тяги двигателя просто уравновешивается силой лобового сопротивления, возникающего за счет трения в колесах и аэродинамического сопротивления [c.277]

При обтекании тела потоком вязкой жидкости йа него действует аэродинамическая сила Р (фиг. 5-20). В случае плоского обтекания эту силу представляют двумя составляющими и Ру где —сила лобового сопротивления и Ру — подъемная сила. [c.145]

Лобовое сопротивление Q — проекция полной аэродинамической силы R На направление скорости набегающего потока (рис. 4.6). Сила лобового сопротивления направлена в сторону, противоположную движению. [c.143]

Самовращение несущего винта — вращение несущего винта с постоянной угловой скоростью под воздействием набегающего потока. Величина аэродинамической силы Т, возникающей при самовращении винта, примерно равна силе лобового сопротивления сплощного диска, имеющего диаметр, равный диаметру несущего винта. [c.206]

Система распределенных по поверхности крьша аэродинамических сил приводится к главному вектору К, приложенному в фокусе Р и представленному в виде подъемной силы и силы лобовою сопротивления X. Для мю[ых колебаний в потоке идеальною газа в определенной области частот с достаточной степенью приближения [c.356]

При обтекании тела жидкостью возникают сила лобового сопротивления и подъемная сила, которые являются двумя составляющими результирующей динамической силы, действующей на тело со стороны жидкости. Силой лобового сопротивления (или сопротивлением движению) называют составляющую результирующей силы в направлении относительного движения жидкости перед телом, а подъемной силой — составляющую, перпендикулярную этому направлению. Различные аспекты теории сопротивления движению тел в жидкости уже были рассмотрены в предыдущих главах, где основное внимание уделялось таким задачам, которые могут быть исследованы аналитически. Основная цель этой главы состоит в том, чтобы пополнить приведенные выше сведения о сопротивлении при движении тел в жидкости, в частности, для ряда важных случаев, не поддающихся аналитическому рещению. Читатель получит также некоторое представление об обширной экспериментальной информации по аэродинамическим и гидродинамическим силам, действующим на симметричные и несимметричные тела. Будут рассмотрены некоторые эффекты, связанные с наличием поверхностей раздела и со сжимаемостью, а также нестационарные задачи. [c.391]

Характеристики сил, действующих на крыло, определяются обычно испытаниями в аэродинамических трубах. Геометрические параметры крылового профиля даны на рис, 15-16. Углом атаки называют угол между линией хорды и направлением свободного потока. Экспериментальные данные, полученные при исследовании двумерного обтекания некоторого дозвукового крылового профиля, приведены на рис. 15-17 [Л. 16], где даны зависимости от угла атаки коэффициентов Свс и С А, отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления и положения центра давления. Оптимальное отношение подъемной силы к силе сопротивления для этого крыла имеет место при угле атаки около 1,5°, а подъемная сила увеличивается линейно [c.413]

Основная причина сильного снижения аэродинамического качества при сверхзвуковом обтекании — отсутствие подсасывающей силы, кото<рая при дозвуковом обтекании значительно уменьшает силу лобового сопротивления самолета (см. гл. 2, 4 и 13), особенно на больших углах атаки. [c.87]

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ, ИЛИ СИЛА ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ Q — составляющая полной аэродинамической силы, направленная против движения самолета (вдоль потока). Различают продольное, индуктивное и волновое сопротивления крыла и самолета в целом. [c.224]

Для измерения аэродинамических сил и моментов испытываемая модель укрепляется на приборе, который называется аэродинамическими весами. Крепление осуществляется с помощью проволочной подвески или с помощью жестких стержней. На фиг. 228 показана одна из возможных схем крепления с помощью проволочной подвески. При такой схеме весы 1 измеряют силу лобового сопротивления (ибо если выделить узел А, то для натяжений проволок, которые в ном сходятся, получается силовой треугольник, у которого один угол прямой, а каждый из двух других равен 45°). Сумма показаний весов 2 и 3 дает подъемную силу, а произведение показания весов 3 на расстояние между подвесками к весам 2 и 3 дает аэродинамический момент относительно носовой точки. Для того чтобы вся подвеска была в натянутом состоянии, к модели подвешиваются контргрузы они вместе с моделью должны быть до опыта уравновешены на весах 2 и 3. [c.577]

Таким образом, анализ сил, возникающих при обтекании тела стесненным воздушным потоком, позволяет считать с допустимым приближением в качестве преобладающей силы взаимодействия силу лобового сопротивления Так как под действием этой силы происходит перемещение тела, будем называть ее движущей аэродинамической силой / дв. [c.31]

Схема А. т. Простейшая схема А. т. изображена на фиг. 1 и представляет собой открытый канал, состоящий из трех частей коллектора а, рабочей части б и диффузора в внутри рабочей части помещается исследуемое тело специальный вентилятор г, приводимый в движение мотором д, создает искусственную струю воздуха, набегающую на модель аэродинамич. силы, действующие на испытываемое тело, замеряются специальными весовыми приспособлениями (см. Аэродинамические весы). Аэродинамич. сила, действующая по направлению потока, называется силой лобового сопротивления. [c.13]

II момента в одной системе координат на составляющие в другой системе координат. В частности, пересчет составляющих аэродинамической силы и момента в связанной системе соответственно на силу лобового сопротивления и момент крена в скоростной системе координат осуществляется по формулам [c.31]

В формуле (1.3.2) для силы X безразмерная величина обычно о(.означается с и называется аэродинамическим коэффициентом силы лобового сопротивления. В двух других формулах вводятся соответствующие обозначения величин с, и Сг, первая из которых называется коэффициентом подъемной силы, а вторая — коэффициентом боковой си-.1 ы. с учетом сказанного [c.33]

На участке разгона ракеты-носителя (рис. 21) перегрузка вполне определяется равнодействующей негравитационных сил — силы тяги и силы аэродинамического сопротивления (рис. 21, б) ). В общем случае последняя сила состоит из силы лобового сопротивления, направленной противоположно скорости, и перпендикулярной к ней подъемной силы (рис. 21, а). Указанная равнодействующая создает негравитационное ускорение, определяющее [c.81]

Описанный вариант спуска с орбиты называется баллистическим и характеризуется тем, что аэродинамическая сила состоит из одной лишь силы лобового сопротивления, а подъемная сила полностью отсутствует. [c.121]

Гораздо более перспективным является иной вариант спуска, при котором существует подъемная сила и, следовательно, имеется аэродинамическое качество. Аэродинамическим качеством называется отношение величины подъемной силы к величине силы лобового сопротивления (или, короче, просто силы сопротивления). Обе эти величины пропорциональны плотности воздуха р, квадрату скорости V движения и размерам спускаемого аппарата. [c.121]

Отметим, что при увеличении угла атаки растет и лобовое сопротивление. Отношение полезной подъемной силы к вредной силе лобового сопротивления определяет качество крыла . Для легких спортивных самолетов и истребителей это отношение находится в пределах 12 +15, а для тяжелых грузовых и пассажирских самолетов оно достигает величин 17 + 25. Аэродинамическое качество повышается при улучшении обтекания (уменьшении С ) и увеличении отношения размаха крыла Ь к длине его хорды Ь. Из распределения сил давления следует, что равнодействующая этих сил смещена к передней кромке крыла. Это необходимо принимать во внимание при определении моментов сил, действующих на крыло и определяющих устойчивость самолета. Весьма поучительным является опыт с тонким диском, находящимся в потоке воздуха. Если струю от вентилятора направить на диск, который может свободно вращаться вокруг вертикальной оси (рис. 4.31), то диск займет устойчивое положение, при котором его плоскость перпендикулярна потоку воздуха. Если диск случайно повернется, и кромка окажется ближе к вентилятору, чем кромка К , то возникнет подъемная сила, точка приложения которой будет расположена между кромкой и осью вращения диска. Момент этой силы повернет диск в исходное устойчивое положение. Отметим, что положение, при котором плоскость диска направлена по потоку, является также положением равновесия, однако это равновесие является неустойчивым. [c.84]

Как известно из аэродинамики, аэродинамическая сила, действующая на самолет, может быть разложена на три взаимно перпендикулярные составляющие силу лобового сопротивления Q, подъемную силу У и боковую силу 2. [c.45]

При обтекании тел реальной жидкостью всегда возникает сила лобового сопротивления Ях — сумма проекций на направление скорости невозмущенного потока сил трения Ях тр и сил давления Яц д жидкости, действующих на поверхность тела. Направление силы лобового сопротивления совпадает с направлением скорости невозмущенного потока, т. е. противоположно направлению движения тела. Полная аэродинамическая сила Я равна векторной сумме [c.346]

Сила тяжеста не нагружает конструкцию самолета. Она действует одновременно и одинаково на все точки тела и поэтому не может его деформировать, создавать в нем напряжения. Нагружают конструкцию самолета, как и всякого тела, только такие силы, которые возникают при непосредственном соприкосновении тел, при контакте, так называемые поверхностные (контактные) силы. К ним относятся аэродинамические силы лобовое сопротивление, подъе1М ая и боковая силы, а также сила тяги двигателя. [c.238]

Определить реакции захватов и стопора при равномерном прямолинейном горизонтальном полете самолета, если на тело при этом действует сила лобового сопротивления Г, направленная вдоль его оси, а в точке Е на оси, удаленной на расстояние а от центра тяжести К, приложены ртикальная подъемная сила Q и боковая аэродинамическая сила F. Вертикальным смещением точек В н С от верхней образующей пренебречь. Принять для расчета Р = 50кн [c.105]

Напр., установившееся обтекание тела произвольной формы (самолёт, подводная лодка) потоком несжимаемой вязкой жидкости определяется (при скоростях, не близких к скорости звука) характерным размером тела I, скоростью у неаозмущённого потока далеко впереди тела и кинематич. коэффициентом вязкости жидкости V. Т. к. в системе СИ V измеряется в л1 /с, т. е. его размерность выражается через размерности I и у, то из трёх размерностей определяющих параметров м, м/с, м с лишь две независимые. Т. о., в = 3, А = 2, в — А = 1, т. е. имеется лишь один безразмерный критерий подобия — Рейнольдса число Яе — иИ. Все безразмерные параметры, характеризующие обтекание тела, являются ф-циями этого критерия, напр. безразмерные аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления С а и подъёмной силы Су . Если эти коэф. определяются путём испытания моделей в аэро-динамич. трубах или гидротрубах, то необходимо, чтобы величина Яе при испытаниях модели, геометрически подобной натурному объекту, была такой же, как при движении натурного объекта. [c.669]

При пробеге уменьшение скорости происходит под действием сил лобового сопротивления и трения колес о поверхность ВПП. Для более интенсивного падения скорости используются тормозные парашюты, создающие дополнительное аэродинамическое сопротивление AQnap, а для самолетов отдельных типов и реверс тяги, при кото- [c.177]

Продольный статический момент возникает при увеличении или уменьшении угла атаки. Он создается приростами аэродинамических сил (положительными или отрицательными). Поскольку момент силы лобового сопротивления (и ее прироста) othoi h-тельно ЦТ очень мал (мало плечо), то можно практически учитывать лишь момент от прироста АК подъемной силы самолета (рис. 11.09). [c.282]

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ — силы, действующие на тело Д1ри обтекании этого тела воздушным потоком или при движении тела в воздушной среде. Они возникают в результате давления воздуха на тело и трения воздуха о поверхность тела. Равнодействующую всех аэродинамических сил называют полной аэродинамической силой. Ее составляющими являются подъемная сила Y, сила лобового сопротивления Q и боковая сила Z. [c.219]

Если в формулу (203) подставить I и и, определенные из эксперимента, тогда вычисленные значения Сх вихр хорошо согласуются со значениями Сх вихр, определенными непосредственны-ми замерами сил лобового сопротивления на аэродинамических весах. Следовательно, формула Кармана (203) схватывает правильно суть явления, но нуждается в дополнительных соотношениях, устанавливающих связь геометрических параметров контура с кинематическими и геометрическими параметрами шахматной системы вихрей. Пользуясь аналогией, можно сказать, что формула Кармана (203) играет в теории лобового сопротивления (построенной в рамках представлений идеальной жидкости) ту же роль, что и формула Н. Е. Жуковского в теории подъемной силы. Мы указывали, что практическое значение формула Жуковского обрела лишь тогда, когда был указан прием определения циркуляции присоединенного вихря, т. е. формулирована гипотеза Жуковского о конечности скорости частиц жидкости у задней острой кромки профиля крыла. Построение соответствующих физических гипотез, позволяющих прилагать теорию вихревого сопротивления к решению конкретных [c.361]

По своей аэродинамической схеме современный летательный аппарат в обобщенном виде представляет собой комбинацию из корпуса (фюзеляжа), крыльев, оперения и рулой. При проведении аэродинамических расчетов таких комбинаций должны быть учтены эффекты аэродинамической интерференции — аэродинамического взаимодействия между всеми указанными элементами летательного аппарата. В соответствии с этим, в частности. суммарные аэродинамические характеристи-ки, такие, ак подъемная сила, лобовое сопротивление или момент, могут быть вычислены в виде суммы аналогичных характеристик изолированных корпуса, крыльев, оперения и рулей с внесением в нее поправок, обусловленных указанным взлпмодействием. [c.12]

Предположим, что в аэродинамической трубе путем измерений получена сила лобового сопротивления, которая в соответствии с (1.3.5) равна Хм = Схч( м5м. Теперь выясним, когда можно использовать полученный результат для определения силы лобового сопротивления натурного тела в соответствии с формулой н=с н<7н5я, в которой коэффициент сопротивления Схн для этого тела является неизвестной величиной, а скоростной папор <7н и характерная площадь заданы. Разделив почленно формулы для Хп и Хм, получим [c.132]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...