Сила аэродинамическая лобового

Приведем выражения для коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления, воспользовавшись аэродинамической теорией второго приближения [201-. [c.199]

При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]

Первый случай относится к продувке в аэродинамических трубах моделей дирижаблей. Как мы уже упомянули в 22 гл. III, если стенки трубы параллельные, то давление в потоке вследствие его трения о стенки постепенно падает. Такое падение давления равносильно появлению добавочной силы, приложенной к модели и направленной против потока. Следовательно, эта сила увеличивает лобовое сопротивление. Так как лобовое сопротивление моделей дирижаблей очень незначительное, [c.451]

На эту же фигуру нанесены значения подъемной силы и лобового сопротивления, измеренные на аэродинамических весах. Как мы видим, соответственные значения подъемной силы очень хорошо совпадают между собой значения же лобового сопротивления, вычисленные по измеренному распределению давления, везде меньше значений, определенных непосредственно на весах это вполне понятно, так как в значения лобового сопротивления, полученные путем вышеуказанного вычисления, не включена та часть его, которая обусловливается поверхностным трением. [c.171]

Исследование всех видов взаимодействия между газовой средой и летательным аппаратом позволяет осуществить аэродинамические расчеты, связанные с вычислением количественных критериев указанного взаимодействия, а именно с определением аэродинамических сил и моментов, теплопередачи и уноса массы (абляции), При этом в современной постановке указанная задача сводится не только к определению суммарных аэродинамических величин (суммарной подъемной силы или лобового сопротивления, суммарного теплового потока от разогретого газа к поверхности и др,), но н к вычислению распределения аэродинамических параметров — силовых и тепловых —по поверхности обтекаемого летательного аппарата (давление и напряжение трения, местные тепловые потоки, локальный унос массы). [c.7]

На участке разгона ракеты-носителя (рис. 21) перегрузка вполне определяется равнодействующей негравитационных сил — силы тяги и силы аэродинамического сопротивления (рис. 21, б) ). В общем случае последняя сила состоит из силы лобового сопротивления, направленной противоположно скорости, и перпендикулярной к ней подъемной силы (рис. 21, а). Указанная равнодействующая создает негравитационное ускорение, определяющее [c.81]

Характер изменения потерь па аэродинамическое сопротивление Лиг также находит себе простое объяснение. На первом этапе полета скорость ракеты невелика. Поэтому потери на аэродинамическое сопротивление незначительны. После того как ракета выйдет за пределы атмосферы, сила аэродинамического сопротивления также практически неощутима, и дополнительных потерь скорости не возникает. Поэтому в начальной и конечной фазах активного участка потеря нарастает очень медленно. Ее резкое изменение имеет место на высоте 8—15 км, когда лобовое сопротивление достигает своего наибольшего значения. Что же касается потери, связанной с барометрическим давлением, то в заключительной фазе активного участка она остается неизменной так же, как и Лиг, по причине малого давления в верхних слоях атмосферы. На стартовом же участке Лиз быстро нарастает. [c.42]

Принимается, что средние коэффициенты аэродинамической подъемной силы и лобового сопротивления l (а) и Со (а) одинаковы как для колеблющегося, так и для неподвижного тела, поэтому Fy (а) определяют согласно выражению (6.35), в котором Ср (а) задается из (6.37). [c.168]

Принятые форма и схема летательного аппарата должны обеспечить его хорошие аэродинамические характеристики (наибольшую подъемную силу, наименьшее лобовое сопротивление, хорошую стабилизацию и управляемость в полете) для тех скоростей полета, на которые он рассчитан. В конечном счете стремятся получить наибольшую дальность полета при минимальных рассеивании и энергетических затратах. [c.102]

Исходя из определения аэродинамического качества, его можно подсчитать, разделив подъемную силу на лобовое сопротивление [c.106]

Силу аэродинамического сопротивления ракеты принято обычно выражать с помощью коэффициента аэродинамического сопротивления Со через] значение максимальной площади лобового сечения корпуса Ас (куда не включаются такие части, как рули, крылья и т. п.) следующим образом [c.16]

Шар, к которому по форме приближаются многие твердые компоненты потоков газовзвеси, является плохо обтекаемым телом. Безотрывное обтекание сохраняется лишь при невысоких числах Rex, а положение точки отрыва пограничного слоя от поверхности зависит от режима обтекания, т. е. от Ret- Соответственно меняется и закон сопротивления, который оценивается коэффициентом аэродинамического сопротивления Сш, учитывающим как силы трения, так и разность сил давления в лобовой и кормовой частях шара. [c.47]

Аэродинамическая сила лобового сопротивления 238 [c.317]

Аналогичный результат был получен и в статике прямой подстановкой всех величин в A . Окончательно получаем следующие выражения для проекции аэродинамической силы лобового сопротивления, действующей на движущийся стержень [c.237]

При исследовании нелинейных колебаний следует, аналогично силам лобового сопротивления, из выражений (8.16) вычесть соответствующие статические составляющие, что дает следующие выражения для проекций касательной аэродинамической силы на неподвижные оси (7, ) = [c.238]

Аэродинамические силы 234,247,251 Аэродинамическая сила лобового сопротивления 236, 243, 248 ----касательная 238, 244, 249 [c.301]

При малых углах атаки коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх связаны с коэффициентом полной аэродинамической силы следующим образом [c.115]

Проекция аэродинамической силы, приложенной к элементарной площадке dF, на направление невозмущенного потока (лобовое сопротивление) в соответствии с рис. 12.13 равна [c.165]

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]

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]

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

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

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]

Управление обтеканием, проявляющееся в непосредственном воздействии на поток газа около летательных аппаратов, используется для улучшения их аэродинамических свойств и позволяет решать две основные задачи. Одна из них связана с таким воздействием на обтекающий газ, при котором достигаются заданные суммарные аэродинамические характеристики или их составляющие. Например, может обеспечиваться нужное значение максимального коэффициента подъемной силы или наивыгоднейшее аэродинамическое качество, требуемое изменение (повышение или снижение) лобового сопротивления, сохранение устойчивости ламинарного пограничного слоя и, как результат, уменьшение трения и теплопередачи. Решение второй задачи позволяет формировать таким образом управляющий поток, чтобы улучшить условия обтекания органов управления и стабилизирующих устройств (оперения) и тем самым повысить управляющий и стабилизирующий эффекты. Кроме того, соответствующие устройства, управляющие движением газа, используются для повышения эффективности реактивных двигателей (в частности, путем улучшения обтекания воздухозаборников), а также отдельных средств механизации летательных аппаратов (щитки, предкрылки, закрылки и др.). [c.103]

Исследования показали, что эффект от применения щели или системы отверстий, проявляющийся в увеличении подъемной силы, практически одинаков, однако в первом случае оказывается несколько большим лобовое сопротивление. Отсос и сдув пограничного слоя могут использоваться также для уменьшения аэродинамического сопротивле-н и я. В этих целях щели или отверстия располагаются в хвостовой части обтекаемого тела, где достигается предотвращение отрыва, способствующее снижению подсасывающего эффекта за кормой и, как следствие, уменьшению сопротивления от давления. [c.104]

При рассмотрении условий равновесия момегггов сил следует выбрать оси, проходящие через центр тяжести самолета. Чтобы обеспечить равновесие моментов, при проектировании самолета стремятся прежде всего к тому, чтобы момент каждой из действующих сил от1юсптельно центра тяжести в отдельности по возможности был близок к нулю (для силы тяготения это получается само собой). Далее, ось винта располагают так, чтобы она проходила через центр тяжести и чтобы момент силы тяги относительно центра тяжести был равен нулю. Наконец, при выборе положения крыльев стремятся к тому, чтобы равнодействующая аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления) проходила через центр тяжести самолета. (Конечно, совершенно точно этого сделать нельзя, но, как будет видно из дальнейшего, это и не требуетс51.) Из сказанного ясно, какое значение имеет положение центра тяжести самолета или центровка самолета. [c.570]

Топливо, проходя по спиральным канавкам, получает вращательное движение. Возникающие внутри потока центробежные усилия способствуют быстрому распадению струи после её выхода из сопла. Однако сопла подобных конструкций в современных моделях применяются редко. Последнее объясняется низким коэфициентом <р истечения сопла и относительно малым проникновением струи в сжатый воздух. Сопла этого типа не улучшают качества распыливания даже при повышенных давлениях в ЗиО—500 кг1смК Силы аэродинамического сопротивления газовой среды возрастают с увеличением скорости движения топлива, относительной скорости среды, в которую впрыскивается топливо, плотности воздуха и величины лобовой поверхности струи. Внутренние же силы обусловливаются главным образом поверхностным натяжением топлива. Наравне с этим также должны быть учтены те радиальные возму щения (при выходе из соплового отверстия), которые можно вызвать в обычном сопле при турбулентном потоке топлива, либо применением специальной конструкции распылителя, при истечении из которого значительно усиливаются радиальные составляющие, увеличивающие конус.распыла. [c.239]

Аэродинамическое качество К — отношение нодъемноЛ силы к лобовому сопротивлению, или отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления [c.145]

Силы, действующие на самолет в полете, делятся на поверхностные (контактные) и массовые. Поверхностные силы возникают в результате взаимодействия воздуха, газовой среды с поверхностями самолета и двигателя. К поверхностным силам относятся тяга двигателя Р и аэродинамические силы подъемная сила Y, лобовое сопротивление Q и боковая сила Z. К массовым силам отно- [c.154]

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО САМОЛЕТА i — отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению (или их коэффициентов) при данном угле атаки. Максимальное значение К макс СООТВбТСТВубТ наивыгоднейшему углу атаки. Чем меньше лобовое сопротивление при дайной подъемной силе, тем более совершенным в аэродинамическом отношении является самолет. [c.220]

Рассмотрим внимательнее эти отчасти разные виды сопротивления. Авиационный инженер обычно применяет вместо самих сил безразмерные коэффициенты. Панример, коэффициент подъемной силы С ь, уже исиользоваппый в главе П, и коэффициент лобового сопротивления Со соответственно определяются делением подъемной силы и лобового сопротивления на площадь крыла и динамическое давление, соответствующее скорости полета. Динамическое давление — величина увеличения давления, которая появляется, если ноток жидкости с плотностью р и скоростью и останавливается она равна На рис. 28 показана диаграмма, очень хорошо знакомая авиационным инженерам, так называемая полярная диаграмма, на которой построен график коэффициента подъемной силы в зависимости от коэффициента лобового сопротивления. Угол атаки использован в качестве параметра. Данные являются результатом измерений крыльев относительного удлинения от единицы до семи в аэродинамической трубе [1]. Относительное удлинение крыла, как объяснено в главе П, получено делением размаха на среднюю хорду. [c.69]

На эту же фигуру нанесены значения подъемной силы и лобового со-протнн.пен11я, измеринные ка аэродинамических весах. Как мы видим, соответственные значения подъемной силы очень хорошо совпадают между собой значения же лобового сопротивления, вычисленные по измеренному распределению давления, везде меньше значений, опреде-непосредственно на весах это вполне понятно, 1 [c.171]

Рассмотрим подробнее равновесие А. с переменным объемом, каким является А. заграждения. Наилучшей точкой крепления троса к А. считаем тсч1гу, в ь оторой пересекаются равнодействующие статич. и аэродинамич. сил. Тогда с изменением скорости ветра А. не изменяет своего угла атаки. При безветрии на А. действует тольь-о равнодействующая ьсех статич. сил Е (подъемной силы Р, веса сис-стемы (р). Сила Е уравновешивается натяжением троса Т, направленным вертикально. При наличии ветра на А. действуют кроме статич. сил еще аэродинамические лобовое сопротивление А. — X. динамическая подъем. [c.62]

В начале ЗО-х годов авиация развивалась достаточно интенсивно. Вместе с тем, при создании новых самолетов начали возникать различные весьма острые проблемы в области аэродинамики и прочности. Например, наблюдались в ряде случаев значительные расхождения между значениями коэффициентов максимальной подъемной силы и лобового сопротивления, полученными по испытаниям в аэродинамических трубах и в полете. С увеличением размеров самолетов все сложнее стало проводить кГонтроль-ные испытания их конструкций на прочность. [c.39]

Поляра профиля устанавливает связь между подъемной силой и лобовым сопротивлением, или, что то же самое, между соответствующими аэродинамическими коэффициентами, и представляет собой ге метрическое место концов векторов полной аэродинамической силы Р, действующей на профиль при разных углах атаки, или соответствующего вектора коэффициента Ji этой силы, определяемого в соответствии с соотнощением Ср==Р/ (дооЗ). [c.419]

Определить реакции захватов и стопора при равномерном прямолинейном горизонтальном полете самолета, если на тело при этом действует сила лобового сопротивления Г, направленная вдоль его оси, а в точке Е на оси, удаленной на расстояние а от центра тяжести К, приложены ртикальная подъемная сила Q и боковая аэродинамическая сила F. Вертикальным смещением точек В н С от верхней образующей пренебречь. Принять для расчета Р = 50кн [c.105]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...