Коэффициент лобового сопротивления

Важно понимать, что приведенный выше анализ основывается на линейном уравнении, хотя оно и учитывает при помощи члена, содержащего А, некоторые эффекты памяти. Действительно, для обтекаемых тел простой геометрии (таких, как сферы и цилиндры) решение уравнения (7-4.3) можно довести до вычисления коэффициента лобового сопротивления в явном виде [15, 17]. Кажущаяся значительно более простой задача, состоящая в вычислении коэффициента лобового сопротивления для течения обобщенных ньютоновских жидкостей (т. е. жидкостей, для которых напряжение задается уравнением (2-4.1)), оказывается практически более сложной для решения из-за нелинейности члена, описывающего вязкие напряжения даже для тела простейшей геометрии (сфера) получены лишь оценки для несовпадающих верхней и нижней границ решения [18]. [c.277]

Представляет интерес разработка в [Л. 49] единого метода оценки коэффициента лобового сопротивления частиц при всех режимах обтекания с учетом их несферичности и концентрации. Идея получения универсальной зависимости для массы частиц путем введения в рассмотрение модифицированного Re% еще ранее была использована в [Л. 105]. В [Л. 49] предлагается число Не в,ст определять как [c.62]

Интегрирование уравнений (2-40)—(2-42) не представляет особых трудностей, если коэффициент лобового сопротивления не зависит от числа R0T, т. е. если имеет место автомодельная область обтекания. При других условиях необходимо знание закономерностей типа (2-1"), что позволяет затем графо-аналитически или путем интегрирования получить искомое решение. Подобная задача решена для восходящего прямотока (пневмотранспорт) первым методом в [Л. 143], а вторым в [Л. 48, 50, 292]. В последнем случае окончательные решения особенно громоздки. Особенности прямоточного движения частиц рассмотрены также в [Л. 251, 325] и др. [c.66]

Так как при больших скоростях подъемная сила на единицу площади крыла велика, то при больших скоростях требуется меньшая площадь крыльев. При этом уменьшается их лобовое сопротивление и, следовательно, легко увеличить скорости. Однако при этом увеличивается и минимальная скорость полета. Для снижения минимальной скорости приходится принимать специальные меры устраивать передвижные щитки, или закрылки, увеличивающие коэффициент подъемной силы (и вместе с тем коэффициент лобового сопротивления). В полете эти закрылки убираются (прижимаются к крыльям), при посадке они выдвигаются и уменьшают посадочную скорость. Применение этих методов позволяет несколько расширить диапазон скоростей самолета. Однако недопустимость повышения минимальной скорости является все же одной из серьезных трудностей при конструировании скоростных самолетов. [c.575]

ОТ линейной при больших углах атаки вызывается отрывом пограничного слоя, который с увеличением угла атаки распространяется на все большую часть верхней поверхности профиля и одновременно приводит к интенсивному возрастанию коэффициента лобового сопротивления Сх- [c.30]

Согласно (19) и (62) коэффициент лобового сопротивления ромбовидного профиля [c.43]

Рис. 12.12. Зависимость коэффициента лобового сопротивления пластины от числа Маха при молекулярном течении газа

Обозначим выражение в квадратной скобке через С,. Эту величину называют коэффициентом лобового сопротивления, а формулу для силы Я, записывают в виде [c.395]

Рис. 10.6. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Рейнольдса

Найдены составляющие коэффициента лобового сопротивления летательного аппарата в виде тела вращения, изображенного на рис. 1.8, т. е. Схр [c.14]

Коэффициентом любой аэродинамической силы F называе этой силы к произведению скоростного напора на характе S. = FKq S). Например, коэффициент лобового сопротивления Рассмотрим общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. Выделим на поверхности некоторого тела (рис. 1.23) элементарную площадку dS. На нее действуют нормальная аэродинамическая сила от избыточного давления (р — poo)dS и касательная сила TdS. Сумма проекций этих сил на ось скоростной системы [c.25]

Переходя к скоростным координатам, определяем коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы (без учета трения и донного сопротивления) = = Суа + с = 0,0231 = Су — = 0,198. [c.502]

Анализируя эти результаты, можно сделать вывод, что если абсолютные изменения коэффициента лобового сопротивления для всех трех тел почти [c.513]

Суммарный коэффициент лобового сопротивления [c.725]

Рис. 5.1.2. Зависимости коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы крыла Асу от коэффициента коли-

На рис. 5.1.4 показано изменение коэффициента лобового сопротивления крыла при различных углах атаки и коэффициентах Ср (для бс = 55°). Можно отметить практически линейный характер зависимости Асх от Ср во всем исследуемом диапазоне углов атаки. [c.353]

Рис. 5.1.4. Изменение коэффициента лобового сопротивления ДСд. в зависимости от и а при б(, = 55°

Из табл. 5.1.2 видно, что наиболее экономичным будет режим работы, соответствующий точке А, которая лежит на линии рабочих режимов. Сравнение результатов, полученных для а = 0 и а =5 0, показывает, что наличие угла атаки (а = 8°) позволяет достигнуть той же подъемной силы (Суа = 3) со значительно меньшим расходом газа (Ср =0,5 против Ср = 0,8 для а = 0), а следовательно, и при меньшем весе органа управления. Увеличение коэффициента лобового сопротивления Ас а в присутствии органа управления при а = 8° оказывается меньшим, чем при а = 0 (соответственно Асха = 0,28 и Асха = 0,29). Следует отметить также большие значения коэффициента усиления при а =0. [c.355]

Сопротивление. Как показали исследования, коэффициент лобового сопротивления сх = 4Х1 пда О сф) существенно изменятся в зависимости [c.388]

Рис. 6.1.5. Изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от числа Рейнольдса и относительной длины иглы

Рис. 6.1.6. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха и относительной длины иглы

Рис. 6.1.7. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от отношения НО в случае применения заостренной и затупленной игл

Рис. 6.1.8. Изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от угла атаки и степени затупления сферической головной части при различных соотношениях ЦТ)

Рис. 6.1.9. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Моо и углов атаки а = 1,5 5пл = 0,04)

Рассмотрим некоторые экспериментальные результаты при М = 2,25 [58], полученные для затупленных тел и установленных на них цилиндрических игл различной длины с отверстиями в головной части для вдува газа (водорода). На рис. 6.2.5 и 6.2.6 показано изменение коэффициента лобового сопротивления тела сх , вызванное перераспределением давления по поверхности его носка. Вдув водорода осуществлялся как без воспламенения, так и с воспламенением. [c.402]

Рис. 6.2.5. Изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от расхода вдуваемого газа О/ при различных удлинениях центрального тела --- — без воспламенения газа . — с воспламенением газа

Рис. 6.2.6. Изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от расхода вдуваемого газа ( / при различных удлинениях центрального тела

Рис. 6.5.4. Изменение относительной величины коэффициента лобового сопротивления в зависимости от интенсивности вдува

Число М также существенно влияет на величину сопротивления и на другие аэродинамические характеристики. Для обычных самолетов существует так называемый звуковой барьер, который характеризуется тем, что при приближении скорости самолета к скорости звука коэффициент лобового сопротивления резко возрастает и дальнейшее увеличение скорости сопряжено с необходимостью значительного увеличения мощности двигателя. Число М, при котором где-либо вблизи обтекаемого тела скорость газа достигает местной скорости звука, что приводит к резкому увеличению сопротивления, называется критическим числом М и обозначается М р (рис, Х.2). Значение М р для крыла меняется в пределах 0,7—0,8. Для уменьшения лобового сопротивления строят самолеты со стреловидным крылом. При этом М,ф возрастает до 1,5—2,0 и несколько больше. [c.231]

Коэффициент лобового сопротивления Сх при симметричном обтекании частиц зависит от числа Рейнольдса Ре = ыйi/v и формы частиц. На рис. 20.1 показана зависимость от Ре при симметричном обтекании шара. При Ре < 1 коэффициент Сх обратно пропорционален числу Ре, т. е. С,= 24/Ре. Соответственно сила Р пропорциональна скорости в первой степени (ламинарный режим обтекания). [c.90]

Соглааю (2-Г) R b действительно является комплексной гидродинамической характеристикой частицы, так как учитывает важнейшие физические параметры частицы и прилегающего к ней пограничного слоя. В общем случае коэффициент лобового сопротивления частиц f зависит не только от ReT = yoT< T/v, но и от форм-фактора /, концентрации частиц р и величины Djdt [c.46]

На рис. 12.15 изображена рассчитанная по формуле (117) зависимость коэффициента лобового сопротивления цилиндра от числа 8 = С/ст при свободно-молекулярном его обтекании гелием. Для сравнения на этом графике приведены также экспериментальные точки, полученные Шталидером, Гудвином н Кригером ) в аэродинамической трубе. [c.169]

При обтекании круглого цилиндра потенциальным потоком благодаря симметричному распределению давлений по поверхности цилиндра результирующая этих сил равна нулю (парадокс Даламбера). Следовательно, для этого случая = 0. Можно доказать, что во всех случаях безотрывного обтекания цилиндрических тел потенциальным потоком сопротивление давления равно нулю. Однако при отрывном обтекании, когда за телом образуется мертвая зона или суперкавитационная каверна (см. п. 10.2), теория потенциальных течений дает не равное нулю значение силы сопротивления давления. Так, в п. 7.12 было доказано, что при струйном обтекании пластины, поставленной нормально к потоку (см. рис. 7.30), коэффициент лобового сопротивления, являющегося в данном случае сопротивлением давления, равен 0,88. Это подтверждается опытом только в тех случаях, когда за обтекаемым телом действительнсГобразуется зона, заполненная парами или газом, в которой давление приблизительно постоянно, как это предусмотрено теорией. Но в большинстве случаев за обтекаемым телом образуется так называемый гидродинамический след, представляющий собой область, заполненную крупными вихрями, которые, взаимодействуя и диффундируя, постепенно сливаются и теряют индивидуальность. На достаточном расстоянии от тела (дальний след) образуется непрерывное распределение дефекта скоростей в потоке, близкое к распределению скоростей в струнном пограничном слое. Наличие вихрей в гидродинамическом следе приводит к понижению давления на тыльной части поверхности тела и соответствующему увеличению сопротивления давления, которое часто называют также вихревым сопротивлением. [c.391]

Впоследствии схема Рябу-шинского была обобщена для других случаев рядом авторов. В частности, М. И. Гуревичем рассмотрена задача о кавитационном обтекании наклонной пластины (рис. 10.10, б). Д. А. Эфросом и независимо другими авторами предложена одна из наиболее удачных схем суперкаверны с возвратной струйкой (рис. 10.10, в). По этой схеме в концевой части каверны образуется возвратная струйка, которая при описании течения G помощью функций комплексного переменного, уходит на второй лист римановой поверхности. Поэтому условие постоянства размеров каверны не нарушается. Эта схема для плоской пластины дает результаты, близкие к результатам, полученным по схеме Рябушинского. Было предложено и несколько других схем. На рис. 10.10, г, д, е приведены схемы Тулина, Жуковского — Рошко, Лаврентьева. Каждая из них позволяет решить задачу обтекания и, в частности, найти коэффициент лобового сопротивления обтекаемого тела как функцию числа кавитации х. Для этого коэффициента по схемам нескольких авторов для пластины, нормальной к потоку, получена формула [c.402]

Из ЭТОЙ формулы следует, что при наличии суперкаверны коэффициент лобового сопротивления возрастает пропорционально числу кавитации х. [c.405]

Полный коэффициент лобового сопротивления тела вращенл [c.29]

Сравните коэффициенты лобового сопротивления конуса и параболической головки с одинаковым удлинением 1 мид = 2 и миделевым сечением при условии зеркального отражения молекул от гладкой поверхности. Параболическая образующая задана уравнением г = х(2— х), в котором г = г/Гмид, х = х/х пп (см. рис. 10.6). [c.712]

Угол атаки крыла а = 0. На графике рис. 5.1.2 приведены данные для крыльев с удлинением Хкр> Ю, определяющие изменение коэффициента лобового сопротивления Асх и приращение коэффициента подъемной силы крыла АсУа за счет воздействия струи газа на поток воздуха в функции [c.352]

Рис. 6.1.10. Влияние диаметра идлины иглы на коэффициент лобового сопротивления (Моо= 1,

Аэродинамика (2002) -- [ c.69 ]

Гидроаэромеханика (2000) -- [ c.270 , c.294 ]

Динамическая оптимизация обтекания (2002) -- [ c.31 ]

Теория движения искусственных спутников земли (1977) -- [ c.246 ]

Справочник проектировщика динамический расчет сооружений на специальные воздействия (1981) -- [ c.80 , c.177 , c.178 ]

Аэродинамика решеток турбомашин (1987) -- [ c.33 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...