Момент аэродинамический

Левая часть этого уравнения совпадает с левой частью уравнения колебаний точечной массы, подвешенной на пружине, причем роль пружины играет центробежная сила, а собственная частота колебаний равна 1 (Q в размерной форме). Правая часть представляет собой вынуждающий момент аэродинамических сил. Отсюда следует, что первые гармоники аэродинамических сил действуют в резонансе с собственными колебаниями лопасти. Амплитуда вынужденных колебаний системы при резонансе определяется только величиной демпфирования. В данном случае демпфирование создают сами аэродинамические силы. [c.187]

Центробежные силы дают среднюю величину момента относительно оси ГШ, определяющую угол конусности Ро- Сумма первых гармоник моментов инерционных и центробежных сил точно равна нулю. Следовательно, первые гармоники момента аэродинамических сил также должны быть равны нулю. Из условия равенства нулю моментов тангажа и крена, создаваемых аэродинамическими силами, получаются два уравнения, которые позволяют определить углы Pi и Ри наклона ПКЛ. Точная взаимная компенсация инерционного члена и члена, пропорционального углу взмаха, обусловлена тем, что первые гармоники аэродинамических сил действуют в резонансе с собственными колебаниями лопасти. Если бы эти гармоники отсутствовали, то управлять несущим винтом было бы нельзя, так как ПКЛ находилась бы в равновесии при любой ориентации. [c.189]

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]

Влияние концевых потерь сводится в основном к уменьшению силы тяги при заданном общем шаге приблизительно в раз. Наличие неоперенной части мало влияет на величину Ст. Концевые потери оказывают сильное влияние на величину момента аэродинамических сил относительно оси ГШ, так что эти по- [c.202]

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]

V = 1,02 Ч- 1,04). Маховое движение лопастей при v > 1 было исследовано в предыдущем разделе. Относ ГШ также вызывает небольшие изменения моментов аэродинамических сил относительно оси ГШ вследствие изменения формы изгиба лопасти. [c.224]

Поскольку обратное обтекание не влияет на моменты инерционной и центробежной сил относительно оси ГШ, единственной причиной изменения махового движения будет изменение момента аэродинамических сил. С учетом этого имеем [c.246]

Результаты исследований [3] диссипативных моментов аэродинамических Ма, геомагнитных Ме гравитационных и сил светового давления М, (рис. 1.7) дают основание к проведению их качественной оценки. На высотах fe=200—400 км превалируют [c.11]

Таким образом, из рассмотренных моментов диссипативных сил в области высот fe=200—400 км наиболее существенное влияние на изменение скорости собственного вращения КА оказывают моменты аэродинамических и геомагнитных сил. [c.12]

Система управления спуском КА также нуждается в его надежной угловой стабилизации. При спуске КА на атмосферном участке траектории могут возникнуть еще большие возмущающие моменты аэродинамического характера. Эта особенность может привести к необходимости обеспечения системы управления спуском специально предназначенной для таких услов ий СУС. [c.14]

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ФОКУС — точка профиля крыла (самолета в целом), относительно которой момент аэродинамических сил в большом диапазоне углов атаки остается постоянным. [c.220]

Проекции главного вектора момента аэродинамических сил на оси связанной и скоростной систем координат имеют одинаковое название относительно осей ж и Жа — моменты крена и осей у и у а — моменты рыскания Му и Муа и осей z и Za — моменты тангажа и М а- Положительным считается момент, стремящийся повернуть летательный аппарат против часовой стрелки, если смотреть с конца вектора момента. [c.9]

Момент аэродинамический статический 36 [c.415]

Юнга для газа 87, 88 Момент аэродинамический 549 и д., [c.619]

Момент аэродинамический при движении тела в общем случае 332 и д. [c.620]

В предлагаемой работе, содержащей одиннадцать глав и два приложения, изучаются эффекты вращательного движения искусственных космических объектов и рассмотрены некоторые смежные задачи. Глава 1 посвящена в основном анализу моментов сил, действующих на спутник. Рассмотрены гравитационные моменты как в центральном ньютоновском поле сил, так и, согласно 63], при отклонении поля от центрального. Моменты аэродинамических сил давления и трения выводятся при определенных упрощающих предположениях упрощения введены и при рассмотрении моментов от взаимодействия магнитного поля спутника с магнитным полем Земли предлагаются аппроксимирующие выражения для диссипативных моментов сил, вызываемых вихревыми токами в металлической оболочке спутника. Следуя [41], рассматриваются и аппроксимируются моменты сил светового давления. [c.11]

МОМЕНТЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СИЛ И ИХ АППРОКСИМАЦИИ [c.36]

Тепловыми скоростями молекул можно пренебречь (они в среднем весьма малы по сравнению со скоростью движения спутника по орбите) градиентный эффект также не будем рассматривать. Рассмотрим только эффекты, указанные в пунктах 1 и 2. Компоненты момента аэродинамических сил по осям, связанным со спутником, в общем случае зависят от ориентации этих осей относительно набегающего потока и от компонент р, д, г угловой скорости вращения спутника относительно потока. Ввиду малости линейной скорости вра-шения оболочки спутника по сравнению со скоростью движения центра масс спутника зависимость момента сил от р, д, г можно принять линейной. Пусть /, к — единичные векторы по главным центральным осям спутника. Тогда вектор момента аэродинамических сил [c.36]

Первый член в этой формуле дает восстанавливающий момент аэродинамических сил давления, остальные члены — диссипативный момент сил аэродинамического трения. [c.40]

Моменты аэродинамических сил наиболее существенны для спутников, пролетающих на достаточно близком расстоянии от Земли. Сравнение моментов аэродинамических сил с моментами гравитационных сил (см. главу 3 и 6 настоящей главы) показывает, что в типичных случаях аэродинамические моменты преобладают на высотах до 300 км, а гравитационные — на высотах свыше 600 км. [c.46]

Формулы для симметричного спутника. Для осесимметричной поверхности тела момент сил светового давления будет зависеть, очевидно, только от положения оси симметрии спутника в пространстве, так как поворот вокруг оси симметрии ничего не меняет. Тем не менее точное вычисление моментов сил светового давления сопряжено с такими же трудностями, как и вычисление моментов аэродинамических сил. При этом нельзя отдать предпочтения какому-либо одному характеру отражения квантов света от поверхности тела, так как этот характер определяется свойствами поверхности тела. Поэтому для исследования движения удобно взять разумные аппроксимирующие формулы, подобные аппроксимирующим формулам момента аэродинамических сил. Из (1.5.4) для тел вращения можно получить [13, 42] [c.54]

Так как моменты аэродинамических сил стабилизируют ось х геометрической симметрии спутника по направлению набегающего потока и на невысоких орбитах (до 400 км) могут на один-два порядка превосходить значения моментов гравитационных сил, то в этих случаях целесообразно использовать моменты аэродинамических сил для пассивной стабилизации спутника. Наиболее естественным и целесообразным путем создания системы пассивной стабилизации представляется путь сочетания гравитационной и аэродинамической стабилизации, поскольку, как показывает проведенный анализ, возможно создать такую конструкцию спутника, в которой эти два эффекта дополняют и усиливают друг друга (см. [60, 65], а также 10 главы 2 настоящей книги). [c.133]

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]

Перераспределение давления по поверхности тела и иглы вызывает изменение сопротивления, возникновение подъемой силы и продольного момента. Аэродинамические эксперименты с цилиндрическим телом и иглой, имеющей различную длину, для чисел Маха М = 2 и 3, КеОсф = [c.389]

На рис. 3.123 показана схема узла ротора гиромотора морского гирокомпаса типа Курс . Собственно ротор 1 с беличьей клеткой 2 жестко связан с осью гиромотора 3. Ротор гиромотора может быть выполнен из хромомолибденованадиевой стали 35ХМФА, вольфрамовой 18ХНВА, хромистой нержавеющей 4X13, латуни ЛС-59-1, либо из специальных тяжелых сплавов. Гиромоторы выполняются как с кожухом (герметическим или негерметическим), так и без него. При вращении ротора с большой угловой скоростью возникает значительный момент аэродинамического сопротивления, который прямо пропорционален плотности среды. Для уменьшения аэродинамического сопротивления гиромотор помещают в гирокамеру, заполненную водородом. Это приводит к уменьшению момента аэродинамического сопротивления на 80—90%. [c.364]

Rk — центробежная сила участка й-й связи, приходящаяся на одну лопатку Xh, Ук — соответственно абсцисса и ордината центра тяжести участка связи Мг1 (z), Мгт1 (2), Мг (z) — моменты аэродинамической нагрузки на часть лопатки, расположенную выше сечения z, соответственно относительно осей , т], этого сечения /у — момент инерции сечения относительно оси х Jx,y — центробежный момент инерции се- [c.72]

Параметр p = 8 v — )/у характеризует отношение восстзг навливающего момента пружины к демпфирующему моменту аэродинамических сил. Так как моменты инерционных и центробежных сил взаимно компенсируются, характер вынужденных колебаний определяют действие пружины и аэродинамическое демпфирование. Вследствие того что v > 1, изменяется маховое движение возникают зависимости pis от 0is и Pi от 01с Представим первую гармонику махового движения и циклический шаг соответственно в виде р os (i ) + i )o — Аф) и 0 os (il5 + tj)o). Тогда амплитуда вынужденных колебаний и их запаздывание по фазе определяются формулами [c.219]

Если собственная частота качания близка к 1, то амплитуда первой гармоники велика, а значит, велики и нагрузки лопасти в плоскости диска. Демпфирование, которое определяет амплитуду вынужденных колебаний при = 1, в случае качания мало и потому не меняет этого вывода. (У шарнирных винтов, снабженных механическими демпфераМи, качание лопасти сильно задемпфировано и имеет низкую собственную частоту.) Таким образом, собственную частоту качания для винтов с малой жесткостью в плоскости враш,ения приходится выбирать компромиссно, удовлетворяя требованиям малой нагрузки лопасти (низкая частота качания) и устойчивости к чемному резонансу (высокая частота качания). Приведенные выше выражения для i и is не вполне правильны, так как на самом деле в первую гармонику момента аэродинамических сил относительно оси ВШ должны входить зависящие от махового движения члены, которые взаимно сокращаются с некоторыми членами выражения момента кориолисовых сил. [c.244]

Гессоу и Крим [G.62] вывели уравнения махового движения на переходном режиме и предложили метод численного решения этих уравнений. Авторы рассматривали шарнирный винт с относом ГШ, а также винт с качающейся втулкой. Аэродинамические характеристики сечений были заданы в общем виде l = i a, М) и d = d(a, М), а углы взмаха, притекания и установки не считались малыми. Уравнение махового движения выведено из условия равновесия моментов аэродинамических, инерционных, центробежных сил и веса. Численное решение было получено методом Рунге—Кутта с использованием ЦВМ. Работа [G.62] проводилась с целью исследования динамической устойчивости махового движения (при возмущении движения на переходном режиме) и аэродинамических характеристик несущего винта (при возмущении установившегося периодического решения). Численное решение позволяет исследовать аэродинамические характеристики сечений в общем виде с учетом влияния срыва, сжимаемости и зоны обратного обтекания (если имеются соответствующие характеристики сечений). [c.260]

Вращательные моменты, возникающие при вращении самолета вокруг данной оои. Как правило, они направлены против вращения, т. е. стремятся погасить вращение (демпфирующие моменты). Но иногда наблюдаются моменты, стремящиеся еще больше ускорить вызвавшее их вращение (моменты авторотации или самовращения). Эти моменты — аэродинамические. При вращении самолета вокруг какой-либо оси возникают моменты и относительно других осей, например, моменты рысканья и тангажа при вращении вокруг оси х или моменты крена и тангажа при вращении вокруг оси г/. Такие перекрестные моменты могут быть аэродинамическими, центробежными и гиросвд-пическими. Они подробнее рассматриваются в гл. 13. [c.280]

Рис. 19. Балансировочная кривая отклонений руля высоты, необходимых для уравновешивания самолета по моментам аэродинамических сил в зависимости от квэффициеита Су с и бд соответствуют исходному режиму полета

Момент трения вследствие малой вязкости газа между слоями газовой смазочной среды крайне мал. Предельно низкое значение потерь на трение — основное техническое преимущество опор с газовой смазкой. Газостатические подшипники (с внешним поддувом газа в смазочный зазор) ввиду низких потерь на трение применяют для подвески чувствительных элементов приборов, измерительных машин (в опорах чувствительных осей акселерометров и др.). Немаловажную роль при этом играет стабильность момента трения в опорах с газовой смазкой и устранение благодаря применению опор этого типа распространенного недостатка многих измерительных механических систем — неравномерности хода чувствительного элемента вследствие скачкообразного движения при опорах с сухим или полужидкостным трением скольжения. Момент трения в газодинамических подшипниках, обеспечивающих самоподдержание вращающейся части скоростного привода, также имеет малое значение, однако в этом случае его трудно выделить в моменте аэродинамического сопротивления вращающейся части, которая, как правило, несет на себе рабочий элемент устройства, значительно превосходящий по своим размерам габаритные размеры опоры и вращающийся в той же газовой среде, в которой работает опора. [c.560]

В случае, если телом, движущимся в жидкости, является удобообтекае мое тело вращения, кинетическая энергия жидкости будет минимальной при движении вдоль оси. Ось вращения тела является, следовательно, одним из главных направлений движения, и эллипсоид кинетической энергии располагается в этом случае так, что его большая ось совпадает с осью вращения тела. Согласно общей теории, при движении вдоль этой оси тело должно находиться в равновесии под действием аэродинамических сил. Это равновесие, однако, не является устойчивым при всяком изменении направления движения момент аэродинамической пары будет стремиться увеличить это изменение и повернуть тело так, чтобы его движение было устойчивым. Для удобообтекаемого тела вращения это будет направление, перпендикулярное к его оси. [c.328]

Ст=/(б) эффект, как показано в главе 7, мал. Траектории вне малых окрестностей аэрополюсов будут близки к окружностям 0 = onst, что имеет место как при постоянном моменте аэродинамического сопротивления ( 3 = 0), так и в случае его зависимости от угла [c.264]

Рассматриваются моменты аэродинамические, гравитационные и магнитные в той форме, в какой они написаны в главе 1 и исследованы в главах 6—9. При этом, рассматривается только вековая часть этих моментов, то есть момецты, осредненные по двум периодам [c.343]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...