Сила аэродинамическая коэффициент

Как показывают экспериментальные исследования, аэродинамические коэффициенты с и этих сил зависят от угла атаки Оа-Модуль каждой из этих распределенных сил в безразмерной форме равен [c.248]

Входящий в полученные выражения для проекций аэродинамической силы qi, коэффициент Сь(аа) зависит от угла атаки и формы сечения стержня. Как уже указывалось выше, зависимость от угла Ga можно получить только экспериментально. Экспериментально полученные графики, устанавливающие зависимость аэродинамических коэффициентов с ,, l и Ст для ряда сечений, приведены в 6.3. При численном решении уравнений равновесия стержней, нагруженных аэродинамическими силами, достаточно иметь числовые значения в зависимости от аа, что и получают при обработке экспериментальных данных. Для стержня, который под действием аэродинамических сил и моментов деформируется, угол атаки аа=аао+ааь где аао — начальный (известный) угол атаки о.а — дополнительный угол атаки, вызванный деформацией стержня, который определяется из решения уравнений равновесия стержня в потоке. Выражение для угла Oai при малых перемещениях точек осевой линии стержня и малых углах поворота связанных осей выводится дальше [см. соотношение (6.85)]. [c.251]

Ограничимся наиболее простым выражением для силы Чк , когда аэродинамический коэффициент Ск считается постоянной [c.241]

Цель изучения обтекания тел жидкостью или газом — определение суммарных аэродинамических сил и моментов, действующих на эти тела. Часть вопросов и задач посвящается рассмотрению физической природы этих сил и моментов, понятию об аэродинамических коэффициентах, структуре зависимостей, позволяющих рассчитать такие коэффициенты, а также соответствующие силы и мо- [c.9]

Известен аэродинамический коэффициент силы (или момента), а также высота и скорость движения летательного аппарата. Можно ли определить по этим данным соответствующую силу или момент [c.14]

Отсюда следует, что для осуществления пересчета аэродинамических коэффициентов сил и моментов из скоростной в связанную систему координат (и наоборот) требуются два угла — угол атаки а и угол скольжения р. [c.21]

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]

Из анализа выражений (1.13) — (1.15) можно сделать вывод, что каждую из аэродинамических сил можно разделить на составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательным напряжением, возникающим при движении вязкой жидкости. При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части (донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления разделяют, в свою очередь, на две составляющие сопротивление от давления на боковую поверхность — головное сопротивление и сопротивление от давления на донный срез — донное сопротивление. Поэтому, например, для суммарного сопротивления и соответствующего аэродинамического коэффициента [c.26]

Для определения аэродинамических коэффициентов тонкого профиля, обтекаемого несжимаемым потоком, следует воспользоваться зависимостями, которые приведены в [19]. Коэффициенты подъемной силы и момента соответственно равны [c.163]

Для определения аэродинамических коэффициентов профиля заданной формы используем результаты распределения давления, полученные в решении задачи 7.20. Аэродинамические коэффициенты продольной и нормальной сил находи.м соответственно по формулам [c.193]

Определим теперь аэродинамические коэффициенты продольной и нормальной сил. Для ромбовидного профиля. [c.199]

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]

Основной задачей аэродинамики крыльев конечного размаха, обтекаемых сверхзвуковым потоком, является расчет распределения давления, подъемной силы и волнового сопротивления, а также соответствующих аэродинамических коэффициентов. [c.213]

Найдите распределение давления, подъемную силу, сопротивление и мо мент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для плоского тре угольного крыла в виде тонкой пластинки (рис. 8.5), обтекаемой сверхзвуковым [c.216]

Найдите подъемную силу, лобовое сопротивление и момент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для тонкого прямоугольного крыла, движущегося в воздушной атмосфере (роо = 9,8-10 Па к = Ср/су = 1,4) со сверхзвуковой скоростью (М о= 2) под малым углом атаки а = 0,1 рад. Хорда крыла 1 — 2 м размах Z = 6 м. [c.217]

Основой расчетов нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (в частности, крыла) являются общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. выраженные через производные коэффициента давления по кинематическим пара-,метрам. При формулировке вопросов и составлении соответствующих задач, связанных с исследованием нестационарной аэродинамики крыльев, предусмотрено нахождение как суммарных производных коэффициентов нормальной силы, моментов тангажа и крена крыльев, так и соответствующих производных для отдельных сечений (профилей). [c.242]

Используя полученное выше выражение для коэффициента давления, выведите зависимость для нормальной силы, действующей на элементарную площадку несущей поверхности при ее нестационарном движении. Найдите формулу для соответствующего аэродинамического коэффициента, представив его также в виде разложения по степеням малого параметра. [c.246]

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]

Определите смешанные производные аэродинамических коэффициентов крестообразного крыла (см. задачу 9.117) и рассмотрите их физический смысл. Найдите координаты точек приложения соответствующих аэродинамических сил. [c.261]

В ряде случаев практическое значение при исследовании аэродинамических коэффициентов имеет часть производных устойчивости, в числе которых производные второго порядка могут составлять небольшую долю. При движении тангажа коэффициент нормальной силы [c.264]

Вычислите также по найденным аэродинамическим коэффициентам соответствующие силы и момент. [c.478]

Определите значения аэродинамических коэффициентов (продольной си нормальной с,Jp сил, момента тангажа /Пг,, и центра давления Сд) конического тела со сферическим затуплением носка, движущегося с гиперзвуковой скоростью под углами атаки а = о, 10 и 20°. Форма и размеры затупленного конуса показаны на рис, 10.9. [c.479]

Вычислим аэродинамические коэффициенты при угле атаки а = 0. В случае осесимметричного обтекания коэффициенты нормальной и подъемной сил и момента тангажа равны нулю. Коэффициент волнового сопротивления из (10.64) с р = =- 0,3519. [c.510]

Используя аэродинамическую теорию тонкого тела, рассмотрите влияние формы рулевой поверхности в плане иа величину создаваемой ею силы и соответствующего аэродинамического коэффициента. [c.596]

Для комбинации корпус— крыло — оперение (см. рис. 11.4) определите аэродинамические коэффициенты подъемной силы при условии, что крылья и оперение играют одновременно роль управляющих устройств, которые поворачиваются относительно корпуса соответственно на углы б р = 0,05 и 6q = 0,1. Число Маха обтекающего потока Моо = 1,5, давление = 9,807-10 Па, угол атаки а = - 0,1. [c.598]

По условиям задачи 13.10 рассчитайте энергию падающих и отраженных частиц, а также определите лобовое сопротивление, подъемную силу и соответствующие аэродинамические коэффициенты. [c.712]

По этим значениям рассчитываем аэродинамические коэффициенты и соответствующие силы, принимая во внимание, что ширина пластины (хорда) L = 5 м, а длина (размах) I = 2 м. [c.717]

Вычисление аэродинамических коэффициентов подъемной силы = 2ла/[ (/<1)1 -)( , индуктивного сопротивления = с а. [c.733]

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]

По значению аэродинамических сил и моментов можно определить соответствующие безразмерные параметры, характеризующие эти силы и моменты, — так называемые аэродинамические коэффициенты. Для скоростной системы координат эти коэффициенты запишутся в следующем виде [c.14]

Коэффициенты Сх , Су , Сха называются соответственно аэродинамическими коэффициентами силы лобового сопротивления, подъемной и боковой сил, а коэффициенты, т,,, т, —аэродинамическими коэффициентами мо-ментов крена, рыскания и тангажа. [c.14]

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]

Автомобиль массы М движется прямолинейно по горизонтальной дороге со скоростью v. Коэффициент трения качения между колесами автомобиля и дорогой равен /к, радиус колес г, сила аэродинамического сопротивления Re воздуха пропорциональна квадрату скорости Re = iMgv , где р — коэффициент, зависящий от формы автомобиля. Определить мощность N двигателя, передаваемую на оси ведущих колес, в установившемся режиме. [c.295]

Для стержня круглого сечения при обтекании его потоком аэродинамический момент [Хахз не возникает, а аэродинамические коэффициенты с и l в определенных интервалах изменения числа Рейнольдса сохраняют постоянные значения [5, 6, 7]. При обтекании стержня некруглого поперечного сечения (рис. 6.9) при произвольной ориентировке одной из главных осей инерции сечения относительно направления вектора скорости потока vo возникают кроме сил q и Ql и аэродинамические моменты Ца- Из экспериментальных исследований обтекания стержней следует, что вектор fia может быть представлен в виде [c.239]

Какими будут аэродинамические коэффициенты и соответствующие им силы и момент для участка длиной Az = 1 м тонкого крыла (рис. 7.10) с углом скольжения х = 1.05 рад, обтекаемого воздушным потоком со скоростью V , == = 100 м/с под углом атаки а = 0,1 рад Контур профиля с хордой = 1 м задан уравнениями = 0,2 х (1 —xlbj-, Ун = — 0,12 х — x/o ). Плотность воздушного потока р = 1,225 кг/м . [c.176]

Рассмотренные задачи и вопросы, связанные с аэродинамикой профиля и крыла, относятся к случаю их установившегося движения. При таком движении аэродинамические силы и моменты не зависят от времени и определяются при закрепленных рулях, заданных высоте и скорости полета лишь ориентировкой летательного аппарата относительно вектора скорости. Наиболее общим является не-установившееся движение, при котором летательный аппарат испытывает ускорение или замедление и совершает различные по характеру колебания. В обращенном движении это эквивалентно неустано-вившемуся обтеканию воздушным потоком. При таком обтекании аэродинамические свойства аппарата зависят не только от его положения относительно вектора скорости набегающего потока, но и от кинематических параметров, характеризующих движение, т. е. аэродинамические коэффициенты являются функцией времени. [c.241]

При исследовании движения летательных аппаратов, характеризующегося небольшим изменением кинематических параметров, аэродинамические коэффициенты представляются в виде ряда Тейлора, в котором могут быть сохранены члены второго порядка малости. Полагая числа и КСоо фиксированными, приведем, в частности, такой ряд для коэффициента нормальной силы [c.264]

Вычисленные значения с, показаны в табл. 10.4. Используя эти значения и осуществляя численное интегрирование, находим = —0,0242. Полученным аэродинамическим коэффициентам соответствуют нормальная сила У= 0,5Су/гроо М .я/ д = [c.502]

Общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. Величина той или иной аэродинамической силы или момента для заданной формы летательного аппарата определяется его скоростью V = — Vвысотой полета Н, угловой ориентировкой в полете (углы аир), отклонением рулей, расположенных в трех взаимно перпендикулярных плоскостях (углы о, , 8 , 83 соответственно для рулей направления, высоты и элеронов, рис. 1.1.4), а также угловыми скоростями вращения вокруг связанных осей (П ж. П у, П 2) рис. 1.1.1). Кроме того, в общем случае необходимо учитывать влияние [c.14]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...