Коэффициент профильного сопротивления

Здесь, в отличие от коэффициента трения пластины f, коэффициент сопротивления трения профиля обозначается Сх(. Иногда еще вводят понятие о сопротивлении формы. Под коэффициентом сопротивления формы понимают разность между коэффициентом профильного сопротивления и коэффициентом трения плоской пластины, имеющей ту же поверхность, что п данное крыло ) [c.17]

ДЛЯ коэффициента профильного сопротивления может быть представлено в виде [c.343]

Коэффициент профильного сопротивления в зависимости от геометрических параметров можно определить <по формуле [c.63]

Из этого выражения видно, что при фиксированной нагрузке на диск коэффициент совершенства зависит в основном от отношения средних но лопасти коэффициентов профильного сопротивления и подъемной силы. Чтобы значения М были велики, профили должны иметь низкое сопротивление при умеренных и высоких коэффициентах подъемной силы. [c.314]

Это приведет к следующей расчетной формуле для коэффициента профильного сопротивления Схр - [c.623]

Если вместо самолета брать с, крыла, то получится поляра крыла. Она проходит левее поляры самолета, так как в этом случае равен коэффициенту профильного сопротивления и не включает коэффициент вредного сопротивления. [c.69]

Рис. 3.21. График зависимости коэффициентов профильного сопротивления треугольного и стреловидного крыльев от числа М

Возьмем, например, комбинацию фюзеляжа со стреловидным крылом. Волновое сопротивление у фюзеляжа (рис. 3.33, а) появляется раньше, чем у крыла. Коэффициент вредного сопротивления фюзеляжа достигает своего максимума при числе М, незначительно большем единицы, после чего падает, у крыла же максимум коэффициента профильного сопротивления соответствует примерно тому числу М, при котором передняя кромка становится сверхзвуковой. Если сложить коэффициенты сопротивления, пренебрегая интерференцией, то у комбинации фюзеляж-крыло кривая [c.103]

Величина СТ называется коэффициентом профильного сопротивления. Тот факт, что при небольших углах атаки коэффициент if постоянен, дает возможность получить простые формулы для пересчета крыла с одного удлинения на другое. [c.242]

При полете современного скоростного самолета на режиме максимальной скорости потребные для поддержания самолета в воздухе Су не велики (с = 0,15—0,20). При этом коэффициенты индуктивного сопротивления становятся малыми по сравнению с коэффициентами профильного сопротивления обусловленными сопротивлением трения и сопротивлением давления, возникающими из-за неидеальности воздуха (об этом будет сказано подробнее в заключительной глазе). [c.464]

Тогда, обозначая через Ь хорду профиля, из равенства (83) найдем выражение коэффициента профильного сопротивления через толщину потери импульса на бесконечности [c.647]

Индуктивному сопротивлению в системе координат Са, Су, соответствует парабола, называемая параболой индуктивного сопротивления. Если провести такую параболу на одном чертеже с полярой, полученной из опыта (рис. 172), то отрезки прямых, соединяющих точки обеих кривых параллельно оси с , будут, на основании уравнения (105), численно равны значениям коэффициента профильного сопротивления. [c.297]

Значительно проще производится определение коэффициента профильного сопротивления wp из уравнения (105), если значения Сц, и Са известны по результатам продувки. Вследствие небольшого отклонения распределения подъемной силы от эллиптического распределения коэффициент индуктивного сопротивления получается примерно на 4% больше своего значе-F [c.300]

Подставив найденное значение 6200 в формулу (25.25), мы получим для коэффициента профильного сопротивления формулу [c.683]

Коэффициент профильного сопротивления равен [c.379]

Эксперименты показывают, что коэффициент профильного сопротивления крыла Сх пр зависит как от геометрических характеристик профиля так и от значения числа В. Например, у тонкого симметричного профиля (с = 0,06) при нулевом угле атаки, как известно из опытов на малых значениях числа В, профильное сопротивление почти равно сопротивлению трения пластины с полностью ламинарным пограничным слоем при увеличении [c.384]

Фиг. 190. Зависимость коэффициента профильного сопротивления крылового профиля от числа

Найдем величину профильного сопротивления крыла Х . Обозначим через с хр местный коэффициент профильного сопротивления, соответствующий истинному местному углу атаки. [c.285]

Чем меньше вихревая область, тем меньше сила лобового сопротивления за счет меньшего профильного сопротивления и больше подъемная сила, т. е. у крыла меньше коэффициент профильного сопротивления и больше коэффициент подъемной силы. [c.23]

Полный коэффициент сопротивления крыла Сх = Схпр xi, где коэффициент профильного сопротивления с пр = 0.01 (по условию задачи), а i — коэффициент индуктивного сопротивления, определяемый по (6.19). В данном случае Сх1 = 0,03975 [c.170]

Были проведены также исследования по ламинаризации при Яе = = 2,8-10 на модели, обшивка которой перфорирована отверстиями небольшого диаметра. Максимальное уменьшение коэффициента профильного сопротивления составило 45% при Со = 0,00042. [c.440]

Изменение угла поворота потока при изменении угла атаки в различных решетках с обычно применяемыми значениями bji, если изобразить его в относительных величинах, может быть представлено единым графиком, приведенным на рис. 2.31. Там же приведена обобш,енная зависимость коэффициента профильного сопротивления от угла атаки. [c.86]

Для точного расчета профильной мощности следует учесть зависимость коэффициента профильного сопротивления от угла атаки и числа Маха (что, вероятно, потребует численного интегрирования). Рассмотрим параболическую зависимость профильного сопротивления от угла атаки = бо-Ь Si t-Ь При надлежащем выборе констант бо, 6i и бг эта зависимость хорощо аппроксимирует изменение сопротивления с изменением подъемной силы на докритических углах атаки. (Этой формулой пользовался Бейли [В.4], и его численный пример d = 0,0087—0,0216а-f-0,4а часто фигурирует в расчетах вертолетов. Более подробно об этом сказано в разд. 7.8.) При указанной зависимости формула коэффициента профильной мощности принимает вид 1 [c.67]

Зиссинг [S.119] обобщил теорию Уитли, полностью отказавшись от предположения о постоянстве коэффициента профильного сопротивления. При расчете профильной мощности он принял квадратичную зависимость d = бо + 6ia + бга . Зиссинг также рассмотрел влияние относа ГШ. [c.256]

Для расчета характеристик несущего винта необходимо знать коэффициент профильного сопротивления, желательно с учетом его зависимости от угла атаки и числа Маха. Имеются и другие факторы, которые влияют на коэффициент сопротивления лопасти в условиях трехмерного нестационарного обтекания при полете вперед. В частности, может оказаться необходимым учет радиальной скорости, изменения угла атаки во времени и трехмерности обтекания конца лопасти. Плохое качество поверхности лопасти и производственные отклонения от расчетного профиля также влияют на сопротивление профиля, которое при этом может возрастать на 20—50% по сравнению с расчетным. При расчетах обычно используются табулированные величины l, d и m в функции а и М для конкретного профиля с полуэмпирическими поправками, учитывающими другие существенные факторы. Часто, однако, бывает трудно получить полные и надежные данные по характеристикам профиля даже для статических условий. Экспери>1ентальные аэродинамические характеристики могут зависеть от небольших изменений профиля или параметров испытательной установки, вследствие чего профили, номинально идентичные, показывают различные свойства. [c.318]

Бейли [В.4] разработал метод определения постоянных в выражении d = бо -f 6ia + б2a по основным характеристикам профиля (см. также [В.6]).Этот метод для профиля NA A23012 при Re = 2-10 5 дает зависимость d = 0,0087— 0,0216а-f 4- 0,400а2. На нее так часто ссылаются и она так широко используется в литературе по вертолетам, что этот результат стоит рассмотреть более подробно. Коэффициент профильного сопротивления был первоначально принят равным = d, мин + + A d, где минимальное значение Са. ми зависит от числа Рейнольдса, а A d — от угла атаки. Было найдено, что для всех профилей A d приближенно можно считать одной и той же функцией параметра [c.319]

На рис. 244 показаны для сравнения кривые зависимости коэффициентов профильного сопротивления и сопротивления трения серии симметричных профилей Жуковского от относительной их толшцны. На диаграмме сила сопротивления отнесена к миделевой плош ади крыла, а не к площади в плане этим объясняется, почему при уменьшении относительной толщины коэффициенты профильного сопротивления и сопротивления трения возрастают. Показанная вертикальными штрихами разность между коэффициентами профильного сопротивления и сопротивления трения определяет коэффициент сопротивления давлений. Рассмотрение диаграммы, составленной при фиксированном числе Рейнольдса (П< с/у = 4-10 ), приводит к отчетливому выводу о росте роли сопротивления давления с увеличением относительной толщины профиля и, наоборот, о повышении значения сопротивления трения при переходе к тонким профилям ). [c.616]

Для ромбообразного сечения равно квадрату отношения ti толщины к длине хорды. Так, например, для профиля этой формы с величиной отношения ti . равной 6%, и при числе MaxaAI=VT коэффициент волнового сопротивления равен 0,0144, т. е. почти вдвое больше коэффициента профильного сопротивления хорошего дозвукового профиля при малых числах Маха. [c.14]

Фор.чула (90) лежит в основе практических расчетов профильного сопротивления крылоев и дает хорошее совпадение с опытными материалами. Были составлены специальные номограммы (сетки), по которым, задаваясь геометрическими параметрами крылового профиля и положением точки перехода, можно легко определить коэффициенты профильного сопротивления крыла при данном рейнольдсовом числе набегающего на него потока. Эти сетки, состав.тенные сперва для случая обтекания профилей несжимаемой жидкостью (М = 0), были в дальнейшем обобщены и для различных значений чисел М. Соответствующие данные можно найти в специальных справочниках и курсах аэродинамического расчета. [c.651]

Ре >5 10 , эффект ламинарности исчезает, так как при таких числах Рейнольдса точка перехода внезапно пере-меш ается вперед, что, впрочем, хорошо согласуется с теорией устойчивости. Распределение давления для нескольких профилей изображено на рис. 17.15. На нем для профиля К 2525 отмечено также положение точки перехода, найденное экспериментальным путем. Мы видим, что этот переход начинается вскоре после достижения давлением минимального значения, что полностью совпадает с теоретическим результатом, изображенным на рис. 17.8. Далее, на рис. 17.16 изображена зависимость коэффициента профильного сопротивления от коэффициента подъемной СИЛЫ для трех ламинаризованных профилей с равной наибольшей толш и-ной, но с разной кривизной. Полученные кривые показывают, что увеличение [c.462]

Рис. 17.16. Зависимость коэффициента профильного сопротивления от коэффициента подъемной силы для трех ламинаризованных профилей с различной кривизной Ре=9-10 . По работе М. С увеличением кривизны область малого сопротивления перемещается к ббльшим значениям с .

Как показал Г. Б. Хельмбольд [ ], можно избежать определения отношения ии004 если поступить следующим образом. Определим толщину лотери импульса 621// на задней кромке по формуле (22.20), положив в ней л = 4, и подставим найденное значение в формулу (25.28) тогда величина С/1/С/00 войдет в полученную новую формулу в степени +0,2. Это дает основание считать этот множитель с хорошим приближением равным единице, так как само отношение Л Шоо всегда близко к единице. В результате мы получим для коэффициента профильного сопротивления одной стороны профиля формулу ) [c.683]

Рис 25.3. Зависимость коэффициента профильного сопротивления крыловых профилей при несжимаемом течении от числа Рейнольдса. По расчетам Сквайра и Янга [ ]. зсдер — положение точки перехода [c.684]

Рис. 25.6. Зависимость коэффициента профильного сопротивления двояковыпуклых профилей от числа Рейнольдса при сверхзвуковой скорости и при полностью турбулентном пограничном слое. По А. Д. Янгу и с. Киркби [ ]. Теплопередача отсутствует. Число Прандтля Рг = 0,7. К профильному сопротивлению следует добавить волновое сопротивление, определяемое по формуле (25.31).

Предположим, что при полете на режиме максимальной скорости потребные для поддержания самолета в воздухе Су невелики ( , , 0Л5--—0,20). При этом коэффициенты 1Шдуктивного сопротивления с будут малы по сравнению с коэффициентами профильного сопротивления Схр, обусловленными сопротивлением трення и сопротивлением давления. [c.397]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...