Коэффициент полной аэродинамической силы

Коэффициент полной аэродинамической силы, направленной перпендикулярно к пластине, равен [c.115]

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

Ся — коэффициент полной аэродинамической силы [c.4]

Определить численные значения коэффициентов полной аэродинамической силы Ср У + центра давления Сц д = —т Су, а также качества профиля К==Су/сх. [c.169]

Понятие об аэродинамических коэффициентах. Вектор полной аэродинамической силы Яа, а также главный вектор Л4 момента этих сил можно представить в виде суммы трех составляющих по осям выбранной системы координат. В скоростной системе координат [c.13]

Характеристики (оС) и р(сС) при изменении оС от О до 5 /2 определяют зависимость р( )у график которой называют полярой. На рис.2 изображена поляра прямоугольной пластинки с отношением сторон 1 5 (длинная сторона расположена вдоль набегающего потока). Радиус-вектор ОА произвольной точки А этой кривой указывает значение угла атаки и определяет соответствующие значения коэффициентов (оС) и Р(оС) (следовательно, и сил Р )э также направление вектора К полной аэродинамической силы. [c.9]

Приняв плотность воздуха постоянной, можно коэффициент 0,5с р считать зависящим только от формы кузова и углов между полной аэродинамической силой и осями координат. Этот коэффициент называется коэффициентом обтекаемости. Согласно формуле (2.17) коэффициент обтекаемости эквивалентен силе сопротивления воздуха, действующей на 1 м площади троллейбуса при относительной скорости 1 м/с . Приближенные значения коэф- [c.89]

Если разложить полную аэродинамическую силу несущего винта Я, работающего в косом потоке на подъемную силу У, силу по направлению полета Р и боковую силу 7, действующую в горизонтальной плоскости (рис. 70), то коэффициенты этих аэродинамических сил, необходимые для построения поляр, выразятся следующим образом [c.75]

Угол между прямой Ь— Ь и направлением подъемной силы (Кд) равен углу атаки а, так как он тоже образован двумя взаимно перпендикулярными пересекающимися прямыми (подъемная сила Кд перпендикулярна направлению потока). Угол между направлением полной аэродинамической силы и направлением ее составляющей Кд есть не что иное, как угол 6, характеризующий качество профиля при данном угле атаки, которое определяется из продувок его в аэродинамической трубе. Тангенсом этого угла является отношение или, заменив силы коэффициентами, получим [c.141]

В аэродинамических трубах определяются составляющие полной аэродинамической силы, по которым рассчитываются аэродинамические коэффициенты (коэффициенты лобового сопротивления, подъемной силы и боковой силы), и аэродинамического момента, действующего на летательный аппарат, характеристики устойчивости и управляемости и т. п. [c.69]

Угол конусности несущего винта пропорционален массовой характеристике лопасти у, так как этот угол определяется равновесием моментов аэродинамических и центробежных сил относительно оси ГШ. Угол конусности, по существу, пропорционален коэффициенту силы тяги некоторое различие между ними обусловлено наличием в подынтегральном выражении момента относительно оси ГШ добавочного множителя г (по сравнению с выражением для полной подъемной силы лопасти). Так как сила тяги винта создает моменты относительно осей ГШ, угол конусности увеличивается до тех пор, пока возрастающий момент центробежных сил не уравновесит аэродинамический момент. , [c.192]

Безразмерный коэффициент аэродинамической силы или теплопередачи является сложной функцией ряда критериев подобия, каждый из которых отражает влияние какого-то определенного физического процесса. Полное подобие натурного я модельного потоков может быть выполнено лишь при соблюдении равенства всех критериев подобия. Практически, однако, это обеспечить не удается, так как некоторые из этих критериев являются противоречивыми. [c.140]

Если головное сопротивление возрастает со скоростью полета неограниченно, то донное не может быть больше той силы, которая соответствует полному донному вакууму. Донное сопротивление зависит к тому же от размещения сопел и от режима их работы. Его в отличие от прочих аэродинамических сил трудно связать со скоростным напором, и для донного сопротивления вводить безразмерный коэффициент с -донное было бы нелогично. Поэтому при баллистических расчетах донное сопротивление предпочитают переводить из класса аэродинамических сил в категорию тяговых характеристик двигательной установки на атмосферном участке полета. [c.263]

Коэффициент Гд, на.зываемый коэффициентом полного сопротивления, зависит так же, как аэродинамическая сила, от свойств тела, среды и движения. Для геометрически подобных тел при одинаковой ориентации в потоке коэффициент Сд зависит в общем случае и от величины числа Не. [c.39]

Типичная кривая зависимости коэффициента подъемной силы С ьа (М) от числа М показана на рис. 4.6. Полный вектор аэродинамической силы А [c.92]

При отсосе газа из застойной зоны с целью ее полной ликвидации давление на отклоненной поверхности оказывается всюду одинаковым и рав-ны.м р = Рек- Поэтому аэродинамические коэффициенты нормальной и осевой сил будут в этом случае [c.432]

Основным критерием возникновения срыва на лопасти служат значения углов атаки или коэффициентов подъемной силы (рассматриваемые непосредственно либо представленные посредством эквивалентных параметров). Влияние срыва на винте заметно проявляется в тех случаях, когда на значительной части диска винта углы атаки сечений лопастей превысят критические углы для профилей. Расчет границ летных режимов винта на основании такого критерия является сложной задачей. Углы атаки изменяются по диску винта неравномерно, и их трудно рассчитать с удовлетворительной точностью, особенно для экстремальных режимов полета. Кроме того, на вращающейся лопасти срыв представляет собой более сложное аэродинамическое явление, чем на профиле крыла. Поэтому используемые для него критерии имеют эмпирическую основу. Срыв может диагностироваться на основе значений обобщенных характеристик работы винта, например параметров Ст/а и i. Если срыв охватывает лишь ограниченную часть диска винта, то предпочтительны более частные критерии. Установлен ряд таких критериев, в которых используется значение угла атаки сечения лопасти в некоторых критических точках диска винта. Однако лучше производить детальный расчет аэродинамических нагрузок лопастей при заданных условиях полета, используя описанную в гл. 14 схему определения сил при срыв-ном обтекании сечений. Но даже столь полный анализ, учитывающий упругие свойства лопастей, пока не дает адекватного представления о срыве, поскольку наши знания в этой области аэродинамики лопасти еше недостаточно полны. [c.796]

Так как полное выполнение аэростата произошло при h = == 2000 м, то подъемная сила на этой высоте будет равна найденной величине 495 кГ, а объем аэростата сделается равным V = = 500 м . Площадь главного сечения на этой высоте найдем по формуле (3.6) S = = 63 Плотность р вычислим по формуле (3.7) при z = h = 2000 jk р = 0,103 кГ сек 1м . Аэродинамические коэффициенты при угле атаки 10° равны = 0,28 и Сг = = 0,23. По формулам (3.5) найдем лобовое сопротивление Rr и аэродинамическую подъемную силу Нг [c.115]

Выполненные авторами испытания в аэродинамической трубе в известной мере свидетельствуют о то , что дестабилизирующий эффект сил, связанных с автоколебаниями системы, которые действуют в поперечном сечеиии пролетного строения висячего моста, до некоторой степени уменьшаются за счет турбулентности в избегающем потоке. Следовательно, использование в расчетах значений аэродинамических коэффициентов Н и А, полученных в условиях потока с плавным течением, идет в запас. Проведенные в последнее время исследования на моделях [6. 86] с использованием различных методов анализа случайных процессов пролили дополнительный свет на влияние турбулентности на значения Н1 и А. Однако необходимы дальнейшие исследования для полного выявления влияния соответствующим образом установленного масштаба турбулентности на аэродинамические производные при флаттере пролетных строений мостов. [c.190]

Левая часть уравнения представляет собой выражение, которое может быть названо характеристическим параметром ракеты. Оно обычно намного больше единицы, особенно для ракет больших размеров, для которых коэффициент аэродинамического сопротивления увеличивается, грубо говоря, пропорционально квадрату диаметра, в то время как вес увеличивается пропорционально кубу диаметра. Поэтому такие ракеты будут требовать больших ускорений на участке полета с маршевым двигателем. Может даже случиться, что величина отношения силы аэродинамического сопротивления к весу, требующаяся для того, чтобы удовлетворить уравнение (89), на участке полета с маршевым двигателем никогда не будет достигнута. Тогда траектория минимального расхода топлива будет состоять просто из дуги полной тяги, за которой, возможно, будет следовать пассивный участок полета, и, таким образом, необходимость в программировании тяги отпадает. [c.777]

Поляра профиля устанавливает связь между подъемной силой и лобовым сопротивлением, или, что то же самое, между соответствующими аэродинамическими коэффициентами, и представляет собой ге метрическое место концов векторов полной аэродинамической силы Р, действующей на профиль при разных углах атаки, или соответствующего вектора коэффициента Ji этой силы, определяемого в соответствии с соотнощением Ср==Р/ (дооЗ). [c.419]

Коэффициенты интерференции. При расчете аэродинамических характеристик летательных аппаратов, представляющих собой комбинации из нескольких элементов, в частности корпуса и несущих (стабилизирующих) поверхностей, необходимо учитывать эффект взаимного влияния на характер обтекания этих элементов. В результате этого взаимного влияния (или так называемой интерференции), сумма аэродинамических сил (моментов) взятых отдельно (изолированных) крыла и корпуса или оперения и корпуса не равна полной силе (моменту) комбинации, состоящей из соответствующих элементов и представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крыло, оперение, — будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата, каюбы теряют свои индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции новые. Например, нормальная сила оперения в виде пары плоских консолей, расположенных на тонком корпусе, обтекаемом под малым углом атаки, определяется в виде суммы [c.132]

Правые части усреднённых уравнений (3.23) зависят от четырёх полных эллиптических интегралов первого, второго и третьего рода, которые легко вычисляются по эффективной схеме нахождения арифметико-геометрического среднего [37]. Степень рядов, входящих в эти уравнения, определяется числом гармоник разложения коэффициентов аэродинамических сил и моментов. [c.102]

Из анализа выражений для аэродинамических сил (1.3.2)-i-(1.3.4) следует вывод, что каждую из этих сил можно разделить а составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательными напряжениями, возникающими при движении вязкой жидкости. Напрнм , лобовое сопротивление Х== =Xj,+Xf. первая составляющая (Лр) называется сопротивле-шнем давления, вторая (X/) — соп рот и в л е н и е м трения. Согласно этому полный коэффициент сопротивления равен еуиме коэффициентов сопротивлений давления и трения с,= с р+ + xf- [c.34]

Кроме затрат мощности на отдельный несущий винт имеются еще дополнительные потери. Потери на аэродинамическую интерференцию несущих винтов и винта с фюзеляжем составляют значительную часть располагаемой мощности, особенно у вертолетов продольной схемы. У вертолетов одновинтовой схемы нужно учитывать также потери на рулевой винт. Расчет характеристик рулевого винта осложнен тем, что этот винт работает в следе несущего винта и фюзеляжа. Интерференция уменьшает эффективноеть рулевого винта особенно увеличиваются его нагрузки и вибрации. При маневрировании по рыскаиию рулевой винт может даже попасть в режим вихревого кольца, вследствие чего ухудшается управление и значительно усиливаются вибрации. Характеристики рулевого винта можно рассчитать, учитывая, что его сила тяги задана аэродинамическим моментом несущего винта, т. е. Гр. в = Q/lp. в, где /р. в — плечо рулевого винта относительно вала несущего винта. Так как потребная мощность рулевого винта составляет малую часть общей мощности, а потери на интерференцию нужно как-то оценить, часто прибегают к весьма приближенным формулам. Потери на интерференцию между частями вертолета и потери на рулевой винт можно также учесть в общем к. п. д. т]. При этом нужно рассчитать только затраты мощности на несущий винт, а полная потребная мощность определяется умножением этих з атрат на коэффициент 1/т]. Если принять в расчет потери в силовой установке и в трансмиссии, а также потери на интерференцию и рулевой винт, то на режиме висения в типичном случае ti составляет 0,80 0,87. При полете вперед т], как правило, больше, поскольку потери на интерференцию и на рулевой винт уменьшаются. [c.270]

Выражения для сил и моментов у комля в предыдущих разделах были получены в виде линейных функций степени свободы лопасти во вращающейся системе кординат. На режиме висения, для которого аэродинамические коэффициенты в этих выражениях постоянны, операторы суммирования при определении полных реакций втулки применяются только к степеням свободы лопасти. Для этого случая суммирование легко выполняется с использованием выражений для степеней свободы в невращающей-ся системе координат. Отсюда следует, что на режиме висения сила тяги и крутящий момент зависят только от общих степеней свободы лопастей (угла конусности и среднего угла качания лопастей). В результате имеем [c.535]

Следующей важной характеристикой аэродинамических свойств крыла является положение полной силы сопротивления К относительно крыла для каждого угла атаки. Это положение может быть задано расстоянием 8 точки В, в которой сила Е пересекает хорду крыла 0Q, от передней точки профиля О (см. рис. 157). Точка В называется центром давления крыла. Однако такой способ задания положения силы К неудобен для графического изображения, а также для целей интерполяции, так как для угла атаки, соответствующего нормальной силе ТУ = О, расстояние 8 почти всегда делается равным бесконечности. Значительно удобнее вместо расстояния я указывать момент М полного сопротивления К относительно точки О, который изменяется при изменении угла атаки а очень постепенно. Этот момент, как легко видеть, равен М = N8, следовательно, зная М и ТУ, можно всегда найти в. Для того чтобы коэффициент пропорциональности с , связывающий момент М с произведением Рра, был безрамерным числом, необходимо умножить произведение Рра на некоторую длину. В качестве такой длины удобнее всего взять ширину профиля 0Q = Ь. Тогда мы будем иметь [c.273]

Остановимся на результатах экспериментального исследования решёток на малых скоростях. Впервые экспериментальное исследование решётки, которая была составлена из пластин, произвёл Н. Е. Жуковский в 1902 г. в лаборатории Московского государственного университета. На фиг. 220 изображена схема экспериментальной установки. Испытуемая решётка пластин соединялась с аэродинамическими весами, по показаниям которых определялся коэффициент подъёмной силы пластины в решётке. При дальнейшем развитии эксперимента взвешивание решётки почти никогда не применялось ввиду методического несовершенства такого эксперимента. Экспериментальная установка для продувки плоских решёток, цозволяющая изменять угол входа Р, и установочный угол профилей, представлена на фиг. 221. При эксперименте производится измерение скоростей и углов соответственно перед и за решёткой и разности полных напоров. Величины С и определяются по формулам I25), (30) и (34). [c.420]

В 1944 г. начались челночные операции американской бомбардировочной авиации. Тяжелые бомбардировщики В-17 и В-24 стартовали с аэродромов Англии и сопровождаемые Мустангами бомбили Германию. Затем они совершали посадку на территории СССР в районе Полтавы, где их заправляли и загружали бомбами для боевого вылета в обратном направлении. Случалось, что американские самолеты из-за повреждений, полученных в бою, поломок или технических неполадок оставались на советской территории. Один из Мустангов , имевший незначительные повреждения, был восстановлен советскими специалистами, Летчики-испытатели ЛИИ летали на этой машине для ознакомления и изучения (полные летные испытания не проводились). Оценка лучшего американского истребителя советскими летчиками представляет несомненный интерес. Вспоминает заслуженный летчик-испытатель СССР М. Л. Галлай ...Самолет Р-51 Мустанг оказался прост в пилотировании. Не требовал от летчика ни высокой квалификации, ни повышенного внимания. Длительный полет на нем был неутомителен как в силу присущей ему хорошей устойчивости, так и благодаря наличию триммеров на всех трех плоскостях управления. Все эти положительные свойства легко обнаруживались в испытательных полетах, которые мне пришлось выполнять на Мустанге . Однако нет сомнения, что в боевой обстановке проявились бы присущие этой машине существенные слабости, в частности, только пулеметное вооружение. Главным же недостатком являлось то, что, обладая yщe tвeннo большей нагрузкой на единицу мощности мотора, чем Як-9, Ла-7, Ме-109, ФВ-190 и особенно Як-3, Мустанг заметно уступал им в маневренности, а также в разгонных характеристиках по горизонтали и в наборе высоты. Правда, сочетание относительной большой (для одноместного истребителя) массы и малого коэффициента аэродинамического сопротивления j( обеспечивало этому самолету хорошие разгонные характеристики на пикировании 111, с. 33]. Здесь стоит пояснить, что в приведенной цитате сопоставлены нагрузки на мощность для малых и средних высот. На больших же высотах ситуация становилась прямо противоположной, поскольку мотор V-1650-3 обладал большей высотностью, чем, например, АШ-82ФН и тем более ВК-105ПФ2 (рис. 5 на стр. 268). [c.262]

Приведенные соображения завершают изучение проблем спуска в на-стояш,ей главе необходимо, однако, признать, что многие из этих проблем были рассмотрены здесь лишь частично или вообш,е не рассматривались. Например, реактивное торможение заслуживает гораздо более подробного изучения, особенно в связи с посадками при полном отсутствии атмосферы (например, на поверхность Луны), Также не затрагивались вопросы управления и контроля в процессе выхода на траекторию спуска. Не рассматривались здесь и эффекты суточного вращения Земли и ее атмосферы, которые наряду с учетом отклонения атмосферы от изотермической должны быть введены в рассмотрение при проведении точного анализа операции спуска. Кроме того, изучались лишь некоторые частные случаи входа в стационарную атмосферу, и в дальнейшем необходимо исследовать более широкий диапазон входных углов, включая сюда и возможность использования переменных коэффициентов подъемной силы и аэродинамического сопротивления 123]. В связи с этим для анализа движения может оказаться полезной общая форма уравнения (11.17) [c.386]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...