Аэродинамическая сила подъемная

Несущий винт вертолета предназначен для создания аэродинамических сил (подъемной силы, тяги). [c.204]

Аэродинамические силы (подъемную У и лобового сопротивления Q) будем записывать в общепринятом виде [c.199]

Формулы для определения проекций полной аэродинамической силы на остальные оси координат отличаются от формулы (2.17) только коэффици-ентами с. (( - боковая аэродинамическая сила - подъемная сила). [c.89]

Вертикальная составляющая полной аэродинамической силы (подъемная сила) несуще го винта, Агг Y Составляющая полной аэродинамической силы несущего винта, направленная по траектории [c.9]

Достигают это следующим образом. Рассмотрим рис. 14.10, ка котором схематически изображен аппарат сегментно-конической формы, представляющий собой тело вращения с сегментной лобовой поверхностью СА и конической задней поверхностью. Прн симметричном обтекании подобной формы (при а = 0) подъемная сила будет отсутствовать, т. е. спуск будет баллистическим. В случае несимметричного обтекания (а ф 0) появляется вертикальная составляющая аэродинамической силы — подъемная сила (Я 0). [c.387]

Определение компонент вектора подъемной силы. Сила qL возникает при движении стержня некруглого сечения с осью симметрии, параллельной Упо (рис. 8.3). Рассмотрим более подробно определение подъемной аэродинамический силы qL В соответствии с экспериментальными исследованиями модуль подъемной аэродинамической силы определяется выражением [c.238]

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

Теперь нетрудно определить суммарную аэродинамическую силу, направленную перпендикулярно к скорости набегающего потока, т. е. подъемную силу на пластине [c.164]

Для комбинации корпус— крыло — оперение (см. рис. 11.4) определите аэродинамические коэффициенты подъемной силы при условии, что крылья и оперение играют одновременно роль управляющих устройств, которые поворачиваются относительно корпуса соответственно на углы б р = 0,05 и 6q = 0,1. Число Маха обтекающего потока Моо = 1,5, давление = 9,807-10 Па, угол атаки а = - 0,1. [c.598]

Полное сопротивление летательного аппарата Ха при наличии подъемной силы складывается из сопротивления при нулевой подъемной силе Хао, основной части индуктивного сопротивления Xi, создаваемой корпусом, крыльями и оперением, и дополнительной составляющей этого сопротивления Ах , обусловленной некоторыми неучтенными аэродинамическими силами. [c.636]

Вычисление аэродинамических коэффициентов подъемной силы = 2ла/[ (/<1)1 -)( , индуктивного сопротивления = с а. [c.733]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

В инженерной практике имеют дело не с векторами и УИ, а с их проекциями на оси какой-либо системы координат. Наиболее широко в аэродинамике используется скоростная ортогональная система координат (рис. 1.1.1). В этой системе обычно задают аэродинамические силы и моменты, так как многие исследования динамики полета и прежде всего траекторные задачи связаны с применением осей координат именно такой системы. В частности, уравнения движения центра масс летательного аппарата удобно записывать в проекциях на эти оси. В скоростной системе продольная (скоростная ) ось Оха (ГОСТ 20058—74) направлена всегда по вектору V скорости движения центра масс аппарата, а вертикальная ось (ось подъемной силы) Оуа расположена в плоскости симметрии. Ее положительное направление будет таким, как показано на рис. 1.1.1. Боковая ось ОХа этой системы направлена вдоль размаха правого крыла так, что образуется правая система координат. В обращенном движении продольная ось совпадает с направлением скорости потока, а ось расположена вдоль размаха левого крыла так, чтобы сохранилась та же правая система координат. Такую систему координат обычно называют поточной. [c.10]

В изложенном решении аэродинамические силы считались чисто позиционными, т. е. зависящими только от положения пластинки (от угла поворота ср). Более точное решение можно получить, если учесть, что эффективный угол атаки зависит также от вертикальной скорости движения центра пластинки. Тогда для подъемной силы получится вместо (111.55) следующее выражение [c.188]

Подъемные аэродинамические силы (силы трения) F , возникающие при обтекании частиц потоком топочных газов и постоянно направленные по скорости газов. [c.116]

Сущность ЭТОГО метода заключается в следующем. При установившихся автоколебаниях, если считать их гармоническими, можно принять, что работа возмущающих сил за период колебания равна работе демпфирующих сил за тот же период. В данном случае в качестве возмущающих сил являются переменная подъемная сила Ry, обусловленная периодическим смещением самих трубок, и переменная сила Р , зависящая от ускорения колебательного движения трубки и обусловленная различным расположением оторвавшихся пограничных слоев относительно трубки с обеих ее сторон Силы внутреннего трения в материале трубки и трения в ее опорах являются основными демпфирующими силами кроме того, аэродинамическая сила Р. , зависящая от скорости колебательного движения, также является демпфирующей силой при автоколебании конденсаторных трубок. Уравнение баланса работ L этих сил запишется следующим образом [c.141]

Таким образом, работу совершает только проекция вектора первой гармоники силы на вектор скорости колебания Vo = Ар. Чтобы определить работу аэродинамической силы, необходимо знать зависимость амплитуды первой гармоники от амплитуды колебаний, т. е. Ri = f A), и зависимость фазового угла этой силы от числа Струхаля, т. е. ф = / (S/i). Для установления этих зависимостей проводились экспериментальные исследования кон-сольно закрепленных цилиндрических образцов, находящихся в двух типовых трубных пучках. В результате продувки дренированных цилиндров, расположенных в глубине и в первом ряду каждого пучка при различных смещениях цилиндра, получены эпюры давления по окружности. По ним были рассчитаны значения коэффициентов подъемной силы [c.142]

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]

На этом основании полную аэродинамическую силу Р, действующую на профиль решетки в потоке реального (вязкого) газа, принято рассматривать состоящей из подъемной силы Ру, нормальной к вектору Wm, и силы сопротивления Рх, параллельной Wm (рис. 2.10). В соответствии с методами экспериментальной аэродинамики эти составляющие могут быть выражены формулами [c.50]

Используя разложение аэродинамической силы, действуюш,ей на профиль в решетке, на составляющие, как было показано выше на рис. 2. ГО, можно получить также связь между закруткой потока и коэффициентом подъемной силы, т. е. нагрузкой профиля. Пренебрегая отклонением вектора Р от нормали к вектору Wm и опираясь на соотношения (2. 1) и (2.3), можно получить [c.78]

Подъемная сила Y — проекция полной аэродинамической силы на перпендикуляр к скорости воздушного потока. Подъемная сила определяется по формуле [c.142]

Условия криволинейного движения и основные закономерности. Для того чтобы движение было криволинейным, необходима центростремительная сила Рцс, действующая перпендикулярно к вектору скорости. Для самолета центростремительной силой могут быть подъемная сила Y, боковая аэродинамическая сила Z, сила веса или ее составляющая и сумма или разность этих сил. [c.178]

При косой обдувке несущего винта (рис. 4.44,6) аэродинамическая сила Т наклонена. Ее составляющая Y, направленная перпендикулярно к скорости полета, является подъемной силой вторая составляющая Р, действующая по направлению полета, является движущей силой, эквивалентной тяге двигателя самолета. [c.204]

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]

Режим вертикального полета, когда горизонтальная составляющая скорости равна нулю, — это основной режим, отличающий вертолет от других летательных аппаратов. Режим полета, при котором равны нулю как горизонтальная, так и вертикальная составляющие скорости, т. е. движение относительно невозмущенного воздуха вообще отсутствует, называется висением. Подъемную силу и управление на режиме висения обеспечивают изменением углов установки лопастей, создавая на них требуемые аэродинамические силы. Вертикальный полет может представлять собой набор высоты или снижение при этом диск винта горизонтален и, следовательно, сохраняется строго осевое протекание воздушного потока через диск. На практике вертолет должен быть способен и к горизонтальному полету. При полете вперед диск несущего винта остается почти горизонтальным, так что скорость набегающего потока складывается со скоростью вращения лопастей в плоскости диска. Подъемную силу и управление вертолетом по-прежнему обеспечивает несущий винт. Кроме того, посредством небольшого наклона вперед вектора силы тяги он создает необходимую для полета вперед пропульсивную силу. [c.24]

При рассмотрении условий равновесия момегггов сил следует выбрать оси, проходящие через центр тяжести самолета. Чтобы обеспечить равновесие моментов, при проектировании самолета стремятся прежде всего к тому, чтобы момент каждой из действующих сил от1юсптельно центра тяжести в отдельности по возможности был близок к нулю (для силы тяготения это получается само собой). Далее, ось винта располагают так, чтобы она проходила через центр тяжести и чтобы момент силы тяги относительно центра тяжести был равен нулю. Наконец, при выборе положения крыльев стремятся к тому, чтобы равнодействующая аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления) проходила через центр тяжести самолета. (Конечно, совершенно точно этого сделать нельзя, но, как будет видно из дальнейшего, это и не требуетс51.) Из сказанного ясно, какое значение имеет положение центра тяжести самолета или центровка самолета. [c.570]

Силы, действующие на самолет в полете, делятся на поверхностные (контактные) и массовые. Поверхностные силы возникают в результате взаимодействия воздуха, газовой среды с поверхностями самолета и двигателя. К поверхностным силам относятся тяга двигателя Р и аэродинамические силы подъемная сила Y, лобовое сопротивление Q и боковая сила Z. К массовым силам отно- [c.154]

Они, как мы знаем, будут лежать вне парциальных частот, так как связь раздвигает частоты. Для крыла в полете уравнения (6.27) дополняются интегральпьми аэродинамическими силами (подъемной силой и силами, закручивающими крыло) [c.147]

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]

Для определения аэродинамических сил воспользуемся формулами пересчета (1.7) — (1.12). В зависимости от продольной X и нормальной V сил при 3 = = О и а О подъемная сила Ya = K os а — X sin а. При тех же условиях нормальная сила Y = Ха sin а -f Кдсоз а. [c.24]

С абстракцией абсолютно твердое тело мы встречаемся в тех явлениях, для которых масса, форма и размеры тела существенны, но изменения формы - деформации настолько малы, что ими можно пренебречь. На такой абстракции основана вся аэрогидромеханика, так как аэро- и гидродинамические силы весьма чувствительны к размерам и форме самолетов, кораблей и подводных лодок. Следовательно, самолеты и корабли должны быть настолько жесткими, чтобы неизбежно возникающие при их движении деформации вследствие своей малости не влияли существенно на аэродинамические силы, например на лобовое сопротивление или подъемную силу самолета. Таким же образом при определении реакций опор (противодействий) на жесткие балки в строительной практике можно пренебречь малыми деформациями, прогибами. Но всякая абстракция по самой своей сути конкретна, т. е. она относится к определенному кругу явлений и не может автоматически переноситься на явления другого порядка. Например, при изучении внутренних сил в жестких балках, при изучении вопросов прочности нужно строго учитывать те малые деформации, которыми мы пренебрегаем при определении внешних сил - реакций опор. Наука сопротивления материалов так и поступает. Используя методы статики абсолютно твердого тела, определяют внешние силы, а затем изучают внутренние силы и дефор-мащ1и и их связь под действием уже известных внешних сил. Таким образом, задачи сопротивления материалов, как правило, вклю- [c.5]

Рассмотрим достаточно гибкий поддерживаемый жидкостью брус, имеющий форму прямоугольного параллелепипеда. Распределение сил собственного веса вдоль оси бруса равномерное. Пусть по концам бруса к нему приложены две вертикальные силы, одинаковые по величине и равномерно распределенные на некоторых участках вдоль оси (рис. 1.П, а). Если бы брус был недеформируемым, то силы поддержания, действующие на него со стороны жидкости, были бы распределены равномерно. На рис. 11.1, й показан брус и все действующие на него силы при условии его недеформируемости. На рис. 1.11, б изображена результирующая эпюра поперечных нагрузок, отнесенных к оси бруса. Если же учесть деформацию бруса (рис. 1.11, й), то силы поддержания не будут равномерно распределенными их интенсивность окажется наибольшей у концов и наименьшей посредине длины бруса (рис. 1.11, в). Итак, обнаружено, что внешние силы (силы поддержания) зависят от де4юрмацни бруса. Описанное явление оказывается ощутимым при рассмотрении работы достаточно гибких корпусов речных судов. Аналогичная картина наблюдается и в самолетных конструкциях аэродинамические силы, действующие на крыло самолета, зависят от деформации крыла — подъемная сила и сила сопротивления, действующие ыа [c.38]

С начала 70-х годов XIX в. в связи с первыми попытками постройки различных летательных аппаратов тяжелее воздуха были предприняты работы по изучению аэродинамических сил, действующих на элементы конструкции. Возникла проблема определения величины подъемной силы крыла в зависимости от различных углов атаки. Ее решали, главным образом проводя эксперименты с пластинками различной формы. Подобные работы были выполнены в ряде стран в России М. А. Рыкачевым [29], <С. К. Джевецким [30, 31], Д. И. Менделеевым [32], во Франции — [c.283]

Лилиенталь определил составляющие полной аэродинамической силы и установил вид зависимости подъемной силы от угла атаки, предложив способ представления опытных данных в виде поляр (поляра Лилиенталя). В результате многолетнего изучения явления парения птиц он впервые поставил опыты с вогнутыми пластинками и доказал их аэродинамическое преимуш,ество перед плоскими. Все эти результаты были изложены им в работе Полет птиц как основа искусства летать (1889 г.) [19]. Дн<евец-кий в 1885—1891 гг. опубликовал ряд работ, посвященных исследованию полета птиц ( О сопротивлении воздуха в применении к полету птиц и аэропланов , 1885 г. Аэропланы в природе. Опыт новой теории полета , 1887 г. Теоретическое решение вопроса о парении птиц , 1891 г.). Однако наибольшее значение для развития авиации имела разработанная им в 1892 г. теория элемента лонастн винта [30], уточненная автором в 1910 г. [31]. [c.284]

Ограничение прочности по конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличивается перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. Перегрузка Пг/разр> при которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей перегрузкой. Эксплуатировать самолет до разрушающей перегрузки нельзя, поэтому вводится ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке /гамаке- Эти две перегрузки связаны между собой сх)отношением [c.60]

Вертолет — это летательный аппарат, в котором для создания подъемной и пропульсивной сил, а также для управления используются вращающиеся крылья. На рис. 1.1—1.3 показаны наиболее распространенные типы вертолетов. Лопасти несущего винта вращаются вокруг вертикальной оси, ометая диск в горизонтальной или почти горизонтальной плоскости. Аэродинамические силы возникают вследствие движения крыла относительно воздуха. Вращающиеся крылья вертолета могут создавать эти силы даже тогда, когда скорость самого аппарата равна нулю. В этом отличие вертолета от летательного аппарата с фиксированными крыльями, который для того, чтобы держаться в воздухе, должен перемещаться. Таким образом, вертолет способен совершать вертикальный полет, включая вертикальные взлет и посадку. Эффективность вертикального полета — важнейшая характеристика несущего винта вертолета. [c.17]

Обычный несущий винт вертолета состоит из двух или большего числа одинаковых, разделенных равными угловыми промежутками лопастей, прикрепленных к центральной втулке. Винт равномерно вращается под действием крутящего момента, который передается, как правило, от двигателя на вал. Подъемные силы и сопротивления лопастей — этих вращающихся крыльев — создают аэродинамический момент, силу тяги и другие силы и моменты несущего винта. Большой диаметр винта, требуемый для эффективного вертикального полета, и большое удлинение лопастей, диктуемое необходимостью иметь высокое аэродинамическое качество вращающихся крыльев, делают лопасти гораздо более гибкими, чем у винтов с большой нагрузкой на диск (например, пропеллеров). Следовательно, при полете аппарата лопасть несущего винта под действием аэродинамических сил будет совершать значительные движения. v3th движения могут вызвать большие напряжения в лопасти или большие моменты в ее корне, которые через втулку передаются вертолету. Поэтому при проектировании лопастей и втулки несущего винта следует позаботиться о том, чтобы эти нагрузки были по возможности малы. Центробежные силы препятствуют отклонению вращаЮ щейся лопасти от плоскости диска, так что ее движение будет наиболее заметным вблизи комля. Вследствие этого поиски прО [c.20]

ТОГО, при полете вперед периодически изменяются с периодом 2n/Q. Это создает серьезную проблему для конструкторов необходимо каким-то способом уменьшить изгибающие моменты в комлевых частях и снизить напряжения в лопастях до допустимого уровня. Если лопасти жесткие, как у пропеллера, то все аэродинамические нагрузки воспринимает конструкция. У гибких же лопастей под действием аэродинамических сил возникают значительные изгибные колебания, в результате которых аэродинамические силы могут изменяться так, что нагрузка лопастей существенно снизится. Таким образом, при полете вперед азимутальное изменение подъемной силы лопасти вызывает ее периодическое движение с периодом 2n/Q в плоскости, нормальной к плоскости диска (плоскости взмаха). Это движение называют маховым. С учетом инерционных и аэродинамических сил, обусловленных маховым движением, результирующие нагрузки лопасти в комлевой части и момент крена, передающийся на фюзеляж, существенно уменьшаются. Обычно для снижения нагрузок втулки несущих винтов снабжают горизонтальными шарнирами (ГШ). При маховом движении лопасть поворачивается вокруг оси ГШ как твердое тело (см. рис. 1.4). Так как на оси ГШ момент равен нулю, на фюзеляж он вообще не может передаться (если относ оси ГШ от оси вращения равен нулю), а изгибающие моменты в комлевой части лопасти должны быть малы. Несущий винт, у которого имеются горизонтальные шарниры, называют шарнирным винтом. В последнее время на вертолетах с успехом применяют несущие винты, не имеющие ГШ и называемые беешарнирными. При использовании высококачественных современных материалов комлевую часть лопасти можно сделать прочной и в то же время достаточно гибкой, чтобы обеспечить маховое движение, которое снимает большую часть нагрузок в комле лопасти. Вследствие значительных центробежных сил, действующих на лопасти, маховые движения у шарнирных и бесшарнирных винтов весьма сходны. Естественно, нагрузка комлевой части лопасти у бесшарнирных винтов выше, чем у шарнирных, а увеличение момента, передаваемого на втулку, оказывает значительное влияние на характеристики управляемости вертолета. В целом маховое движение лопастей уменьшает асимметрию в распределении подъемной силы по диску винта при полете вперед. Поэтому учет махового движения имеет принципиальное значение в исследовании аэродинамических характеристик несущего винта при полете вперед. [c.155]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...