Коэффициент момента аэродинамического

Рассмотрим сначала совместное влияние аэродинамики и регрессии узла орбиты при отсутствии других возмущений, положив для простоты, что коэффициент момента аэродинамических сил не зависит от угла атаки. Тогда из (8.3.4) получим уравнение траектории конца вектора кинетического момента в виде [c.280]

Сот, — коэффициент момента аэродинамического сопротивления цилиндрической поверхности с единичной образующей [c.35]

Коэффициент момента относительно передней кромки —= Су Хл /Ь) = 0,2028. По аэродинамическим коэффициентам для участка крыла площадью 5кр = Ы = 10 м2 подсчитываем подъемную силу У а = Су р<х,К 5цр/2 = 3,271-10 Н [c.211]

По данным табл. 9.3 найдите распределение производных по а и коэффициентов избыточного давления и безразмерной циркуляции, а также вычислите соответствующие значения производных аэродинамических коэффициентов моментов сечений. Найдите действующую силу и момент для участка крыла шириной Ь = 2 м и размахом / = Ю м при оо = 50 м/с 0 = 1,226 кг/м а = 2 = 0,1 рад/с. [c.252]

Аэродинамические коэффициенты моментов, соответствующие частным случаям движения, представленным в табл. 9.1, можно выразить следующим образом [c.268]

Для связанной системы координат вводятся соответствующие аэродинамические коэффициенты. При этом коэффициенты сил обозначаются через Сх, Су, Сг и называются аэродинамическими коэффициентами продольной (осевой), нормальной и поперечной сил. Коэффициенты момента т , Шу, т , носят такие же названия, как и в поточных координатах. [c.14]

В качестве примера рассмотрим пересчет коэффициентов моментов тангажа и нормальной силы, а также соответствующих производных устойчивости, вычисленных относительно центра приведения, расположенного в точке О, для нового положения этого центра Ох, находящегося на расстоянии X (рис. 1.1.5). Аналогичная задача решается, в частности, при определении аэродинамических характеристик оперения относительно центра масс, который является центром вращения летательного аппарата в полете и совпадает, следовательно, с центром моментов. [c.22]

Основные аэродинамические характеристики элеронов как органов поперечного управления определяются углами их отклонения, а также коэффициентами моментов и Шу, являющимися функциями углов атаки крыла (корпуса). От этих же углов зависит и шарнирный момент. [c.84]

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]

Наличие пружины не изменяет моментов аэродинамических сил относительно оси ГШ, но вычисление коэффициентов Фурье от суммы моментов инерционных, центробежных и упругих сил дает теперь [c.218]

Полученные таким образом величины подъемной силы хорошо согласуются с результатами измерений на колеблющихся профилях. Описанный метод позволяет повысить точность расчета характеристик винта. Без учета срыва теория сильно завышает подъемную силу винта при сильном его нагружении, а при расчете срыва по стационарным характеристикам подъемная сила сильно занижается. Учет нестационарности и пространственного характера обтекания дает хорошую сходимость результатов расчетов с экспериментальными данными, причем эффекты скольжения дают 40% поправки, а остальные 60% определяются учетом динамического срыва. В работе [Т.30] описывается дальнейшее развитие указанного метода расчета срыва на отступающей лопасти с учетом крутильных колебаний лопасти. Для расчета коэффициента момента также используется эффективный угол атаки, подобный адин, но выбрано другое значение параметра i. Установлено, что расчетные нагрузки в цепи управления по тангажу, как и остальные нагрузки, хорошо сходятся с полученными при летных испытаниях. Совпадают амплитуды нагрузок и качественно сходятся законы их изменения. Улучшилась также сходимость расчетных и экспериментальных характеристик винта в условиях сильного нагружения. Хотя учет влияния угла скольжения существенно сказывается на аэродинамических характеристиках винта, нагрузки в цепи управления в условиях срыва от угла скольжения не зависят. В рассмотренном случае возникновение динамического срыва на конце лопасти вело к одновременному срыву на внешней части лопасти протяженностью около 40% радиуса. В результате срыва возникали очень большие нагрузки на управление, которые к тому же усиливались последующими крутильными деформациями лопасти. Дальнейшее развитие описанного метода определения аэродинамических сил на лопасти дано в работе [G.97]. [c.815]

Опыт проведения динамических испытаний в аэродинамических трубах с небольшими размерами моделей (L = 100-Ь 150 мм) показывает, что величина момента демпфирования близка к величине момента сил трения в шарнире. Этот факт вызывает определенные трудности при учете последних и существенно снижает точность экспериментального определения коэффициента момента демпфирования. Переход к крупномасштабным моделям устраняет указанный недостаток. Это объясняется тем, что с увеличением линейного размера L величина демпфирующего момента растет быстрее по сравнению с моментом трения. Оценки показывают, что при проведении динамических испытаний на крупномасштабных моделях (L 1м) силами трения в шарнире можно пренебречь. [c.173]

Для задачи определения времени жизни спутника при известной атмосфере или для обратной задачи определения параметров атмосферы по известному торможению спутника необходимо знать некоторый средний коэффициент сопротивления. В самом деле, вследствие быстрой прецессии спутника около центра масс и вследствие движения центра масс спутника по орбите спутник может занимать самые различные положения по отношению к набегающему потоку поэтому коэффициент сопротивления быстро меняется со временем и будет зависеть от многих параметров. Это создает трудности при расчете эволюции орбиты. Однако представляется очевидным, что основная картина эволюции орбиты определяется некоторой средней картиной сопротивления атмосферы, которую можно описать, подходящим образом определив средний коэффициент аэродинамического сопротивления. Такой коэффициент будет зависеть только от вековой эволюции движения около центра масс спутника и не будет зависеть от быстрых вращений. Зависимость коэффициента Сд аэродинамического сопротивления от угла атаки б можно аппроксимировать формулой, аналогичной формуле (1.3.17) для коэффициента аэродинамического момента. В соответствии с этой формулой примем [c.285]

Изменения аэродинамических моментов. Аэродинамические моменты не претерпевают ощутимых изменений относительно случая моноплана, кроме изменений, обусловленных кривизной потока. Напомним прежде всего, что в результате распределения по поверхности присоединенных вихрей незначительно меняется коэффициент момента при нулевой подъемной силе. Взаимодействие крыльев вызывает новое искривление потока, отчасти обусловленное присоединенными и частично — свободными вихрями. Отсюда должны были бы следовать и соответственные изменения аэродинамических моментов, однако опыт показывает, что коэффициенты этих моментов претерпевают незначительные изменения в сравнении с таковыми в случае изолированно расположенного крыла, по крайней мере для бипланов с обычными высотами. Поэтому мы считаем, что теоретические формулы, получаемые при изучении данного вопроса, не представляют практического интереса и что результаты, полученные для крыла моноплана (в изолированном положении) должны практически использоваться и для бипланов. [c.392]

Аэродинамическое качество пластинки K= y/ x— ig а является, как видно, функцией только угла атаки. Ввиду равномерного распределения давления по поверхности пластинки центр давления расположен на ее середине. Следовательно, момент сил давления относительно передней кромки Мг= —а соответствующий коэффициент момента [c.270]

Как аэродинамические силы, так и аэродинамические моменты удобнее записывать через безразмерные коэффициенты. Момент крыла вокруг оси, проходящей через носик, можно записать так [c.70]

Выражение (6.69в) описывает аэродинамический момент, приходящийся на единицу длины пролета моста, от постоянной составляющей ветра и его порывов. В этом выражении коэффициенты момента и лобового сопротивления См и Со являются функциями среднего угла закручивания ао (х) поперечного сечения пролетного строения с координатой X, а компоненты скорости и и да к тому же — функциями х и времени. Для удобства введем следующие обозначения [c.192]

При использовании формулы (1.16) для определения момента аэродинамического сопротивления гиромотора, установленного в кожухе, повторяющем его форму, необходимо уменьшить числовой коэффициент в среднем в два раза. [c.33]

Как видно из формулы (1.17), момент аэродинамического сопротивления Ма будет тем меньше, чем меньше коэффициенты kJ. Поэтому необходимо стремиться уменьшать эти коэффициенты. [c.37]

По этим силам рассчитывались аэродинамические коэффициенты - коэффициенты осевой С, и нормальной С, сил, коэффициент момента т. [c.130]

Аэродинамические коэффициенты моментов тангажа для комбинаций летательных аппаратов, приведенных в табл. А, определяются следующим образом [c.292]

В результате экспериментальных исследований в аэродинамической трубе измерен момент тангажа относительно поперечной оси, проходящей через точку А в кормовой части модели (рис. 1.7). По этому значению момента вычислен аэродинамический коэффициент гПг, рассчитанный по площади 5мпд и длине модели Хд. Зная Шг, найдите соответствующее значение коэффициента момента тангажа относительно оси, проходящей через другую точку О, при условии, что этот [c.13]

Аэродинамический коэффициент момента крена (поперечного момента) в задаче 9.57 отнесен к центральной (корневой) хорде Ь . Обычно этот коэффициент вычисляют по размаху крыльев I, исходя при этом из физических соображений, Б соответствии с которыми существенное влияние на аэродинамические свойства при крене оказывают поперечные раз.меры летательного аппарата, прежде всего размах кры.льев. Найдите соотношения, позволяющие осуществлять пересчет производных коэффициентов крена с одного характерного раз.мера на другой. [c.255]

Здесь с = с1ЬсАх — максимальная толщина профиля, отнесенная к средней аэродинамической хорде коэффициент момента определен относительно середины хорды. [c.278]

С —Mo/(pfy 72) — коэффициент аэродинамического момента сечения лопасти j =Mx/[pAR QtRf]— коэффициент момента крена Afy=Mj,/[pA/ (Q/ f] — коэффициент момента тангажа [c.7]

Аналогично определяются для заданной плоскости отсчета коэффициенты W Смоментов на втулке, а также коэффициент q аэродинамического крутящего момента. Результирующая сила несущего винта должна не зависеть от выбора плоскости отсчета. Так как сила тяги обычно намного больше продольной и поперечной сил, ее можно приближенно считать не связанной с плоскостью отсчета. Выше были получены формулы преобразования углов взмаха и установки при переходе от одной плоскости отсчета к другой. Если углы поворота новой плоскости относительно старой вокруг продольной и поперечной осей равны соответственно фд и ф , то [c.170]

В работе [С.23] представлен метод расчета срывного флаттера несущего винта, основанный на измерениях нестационарных аэродинамических нагрузок на профиле NA A 0012 при его колебаниях по углу атаки относительно линии четвертей хорд. Полученные в этих измерениях зависимости для коэффициентов момента имеют вид гистерезисных петель (рис. 16.5). При колебаниях в отсутствие срыва, как и при развившемся срыве, демпфирование положительно. Но если средний угол атаки при колебаниях соответствует началу вхождения в срыв, то результирующее демпфирование колебаний становится отрицательным. Параметр Нц,, характеризующий демпфирование при обтекании профиля, связан с работой, совершенной потоком над профилем за цикл колебаний, и определяется выражением [c.809]

Для анализа боковой устойчивости летательного аппарата требуется совместное рассмотрение характера изменения углов крена и скольжения при одновременном действии возмущающих моментов крена Мх и рыскания Му. Если после прекращения такого воздействия эти углы уменьшаются, стремясь к первоначальным значениям, то имеет место боковая статическая устойчивость. Таким образом, при исследовании боковой устойчивости следует, строго говоря, рассматривать одновременно изменение аэродинамических коэффициентов т и Шу. Однако в большинстве практических случаев боковую устойчивость можно разделить на два более простых вида —поперечную статическую устойчивость (устойчивость крепа) и статичесчую устойчивость пути — и изучать их отдельно, рассматривая изменение соответствующих коэффициентов моментов /п ( -), /Пу(р). [c.47]

Аэродинамические коэффициенты значительно изменяются с изменением высоты нахождения летательного аппарата над палубой корабля, причем на малых высотах они не только резко падают, но и меняют знак. Например, коэффициент подъемной. силы с уменьшением Я с 4 до 2 ма-чале резко возрастает, а с дальнейшим уменьшением Н он резко падает и на Я=1 принимает значительное отрицательное значение. Из приведенных результатов также следует, что расчетные и экспериментальные данные по коэффициентам моментов гПх и Шу достаточно хорошо совпадают. Последнее позволяет успешно пользоваться методикой моделирования на ЭВМ. [c.47]

Профиль лопасти. При выборе профиля лопасти конструкторы стремятся к тому, чтобы он обладал наибольшим качеством (отношением коэффициента подъемной силы к коэффициенту сопротивления с ), наименьшим изменением положения центра давления на профиле с изменением угла атаки сечений лопасти, т. е. по возможности наименьшим изменением момента аэродинамических сил (Сш), способностью самовращаться (авторотировать) в большом диапазоне углов атаки лопасти в полете с неработающим двигателем и возможностью простого конструктивного и технологического выполнения лопасти. [c.60]

На баллистических ракетах аэродинамические рули применяются редко н только на первых ступенях. Они размешаются вдоль задних Кромок неподвижных аэродинамических поверхностей (килей, стабилизаторов), устанавливаемых в кормовой части ракеты с целью повыщеиия запаса статической устойчивости. Выражен 1Я для управляющих моментов, развиваемых с помощью аэродинамических рулей, записываются в форме( . 35). Существенный недостаток аэродинамических рулей, как и всех других аэродинамических органов управления, состоит в том, что нх эффективность (показателем которой являются коэффициенты моментов) существенным образом определяется условиями полета, и.менно величиной скоростного напора. По этой причине аэродинамические рули играют на баллистических ракетах лишь вспомогательную роль и применяются только в комбинации с газодинамическими органами управления. [c.73]

Из атласа аэродинамических характеристик профиля нахо-г коэффициент момента Ст (как функцию Су). Далее опре-1ЯЮТ положение центра давления [c.163]

Результаты исследований. В качестве примера на фиг. 2, а представлены статические аэродинамические зависимости Су(а), т (а), т (а), полученные для модели прямоугольного крыла при а > О и а < О в интервале угла атаки от -3 до 36°. Видно, что при 15° а 28° в зависимостях с 5,(а), т/а) наблюдается гистерезис. Область гистерезиса состоит из двух соприкасающихся подобластей. Зависимость коэффициента момента крена т/а) также является гистерезисной. На фиг. 2, а приведены схемы структур течений на крыле. Незаштрихованная область / соответствует безотрывному течению, а заштрихованная // - отрывному течению. Данные визуализации подтверждают результаты весовых испытаний, указьшая на различие структур течений на крыле, соответствующих разным границам области гистерезиса. Верхняя граница в зависимостях с з,(а), т,(а) характеризуется наличием на крыле области отрывного течения в окрестности задней кромки крыла. Границы этой области с ростом а увеличиваются по размаху и по хорде. [c.201]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...