Формула для лобового сопротивления

Отсюда, проектируя обе части равенства на оси координат, можно получить выражения для лобового сопротивления подъемной силы и боковой силы. Остановимся подробнее на формуле для лобового сопротивления. Проектируя это равенство на направление скорости набегающего потока, будем иметь [c.599]

Опыты показывают далее, что если указанное выше условие о ,, и uj выполнено, то на плоскости 22, вне сечения спутной струи, скорость практически не отличается от У, и, следовательно, в первом слагаемом последней формулы можно ограничиться при интегрировании лишь областью Sj сечения спутной струи. Формула для лобового сопротивления приобретает тогда следующий, упрощенный вид [c.600]

В хорошо известном явлении белой воды иногда считают, что выделение воздуха представляет собой процесс, обратный выпадению примесей (с плавучестью, имеющей обратное направление). Эта точка зрения кажется справедливой для воздушных пузырьков в воде с диаметром менее 2 мм, поскольку под влиянием поверхностного натяжения пузырьки ведут себя как почти жесткие шарики, если ускорения не превышают примерно 10 . Приближенная формула для лобового сопротивления жестких шаров ) [c.414]

Стокс, используя методы математического анализа, вывел формулу силы лобового сопротивления, оказываемого жидкостью при движении в ней шара. При этом он не учитывал инерционные силы при малых относительных скоростях и связал силу лобового сопротивления с вязкостью (внутренним трением) жидкости. При этих допущениях формула Стокса для определения сопротивления, встречаемого шаром, движущимся равномерно под действием постоянной силы в неограниченной несжимаемой вязкой жидкости, имеет следующий вид [c.101]

Удар потока о пластинку. Если положить 2у = п, то изгиб пластинки исчезает мы получаем случай потока, ударяющегося о неподвижную пластинку, как это изображено на рис. 213. Тогда из формулы (2) п. 12.50 получаем а = г + У , так что а является углом, под которым пластинка наклонена к асимптотическому направлению потока в бесконечности. Формулы п. 12.50 для лобового сопротивления и подъемной силы дают тогда результаты, уже полученные в п. 12.26 ). Когда а = /гЯ, мы получаем результаты п. 12.21. [c.328]

X. е. подъемная сила тонкого крыла в сверхзвуковом потоке не зависит от формы профиля и, следовательно, равна подъемной силе пластины, имеющей угол атаки, равный углу атаки хорды крыла. Для лобового сопротивления получаем формулу [c.233]

Полученные в 2 и 3 выражения дают возможность вывести простые формулы для коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления пластины, обтекаемой газовым потоком большой сверхзвуковой скорости при малом угле атаки. [c.115]

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

В соответствии с данными табл. 1.2 выведем формулы пересчета. Например, для силы лобового сопротивления и момента крена [c.22]

Если двигатель располагается не в гондоле, а в фюзеляже или в основании крыла, то суммарное лобовое сопротивление установки относят к самолету. Тяга в этом случае рассчитывается по формуле (6.7). Для выявления зависимости тяги от параметров рабочего процесса, высоты и скорости [c.276]

Полное лобовое сопротивление при обтекании с двух сторон адиабатной пластины можно найти из формул (6-57), которые для двухатомного газа при Ai = 5,83, 216 [c.216]

Физический метод оценки лобового сопротивления шара, основанный на использовании закона Стокса, был приведен в 6-2. Здесь рассмотрим газодинамические исходные уравнения. Для коэффициентов лобового сопротивления шара при молекулярно-вязкостном обтекании, используя уравнения (6-43), (6-48) и (6-53), получим формулу при Re <С 2 и 8 = 24 [c.223]

Для установления конкретного вида функций Ки< Ki2 (i = 1, 3), описывающих силовое взаимодействие между несущей средой и средами мелкодисперсных носимых фаз, следует привлечь дополнительные предположения. Во многих случаях они могут быть представлены в виде суммы двух слагаемых, первое нз которых представляет собой лобовое сопротивление трения, описываемое формулой Стокса, а второе обусловлено эффектом присоединенных масс [4]. [c.109]

В 8-3 полное сопротивление тела было разделено на две составляющие составляющую трения и составляющую давления. Уместно кратко повторить основной принцип такого разделения. Сопротивление трения представляет собой часть сопротивления, обусловленную только касательным напряжением То на стенке. При продольном обтекании плоской пластины полная сила сопротивления вызвана только -сопротивлением трения, которое определяется формулой (8-25). Эту, же формулу можно использовать для определения той части полного сопротивления стоек и удлиненных тел вращения, которая обусловлена действием трения. Во всех этих случаях площадь S представляет собой площадь поверхности рассматриваемого тела. Безразмерный коэффициент сопротивления Со в формуле (15-1) определяется через полную силу лобового сопротивления, которая [c.392]

Используя такие профили в качестве обтекателей для стоек (скажем, для цилиндра диаметром d = t), можно найти оптимальную для заданной толщины профиля длину хорды. Лобовое сопротивление при этом следует относить к площади миделева сечения 5 в формуле [c.401]

G помощью формулы (8-24) на основе непосредственных измерений распределения давления по контуру профиля было подсчитано сопротивление давления для семейства симметричных профилей, показанных на рис. 15-3. Сопротивление трения может быть получено как разность между измеренным полным лобовым сопротивлением и измеренным сопротивлением давления. Отношение сопротивления трения к полному лобовому сопротивлению показано на рис., 15-4. Для вытянутых (тонких) сече-йий профилей сопротивле-1,0 ние трения составляет 70— 80% от полного для круглого цилиндра, однако, оно составляет только около 3% от полного. В последнем случае происходит отрыв пограничного слоя, причем точки отрыва лежат перед диаметральным сечением цилиндра. В результате вся кормовая часть оказывается в зоне пониженного давления в следе, что и приводит к высокому сопротивлению формы. Сопротивление поверхности почти целиком определяется пограничным слоем до точки отрыва. Теория движения идеальной (невязкой) жидкости предсказывает симметричное распределение давления и нулевое значение лобового сопротивления. Различия, имеющие место между случаями обтекания цилиндрического тела идеальной и вязкой жидкостями, иллюстрируются на рис. 15-1 и обсуждаются ниже. [c.402]

Расчетные коэффициенты аэродинамического сопротивления, приведенные для каждой показанной в табл. 2.1 конфигурации, позволяют получить в итоге суммарный расчетный коэффициент, а затем и коэффициент лобового сопротивления = 0,16 + 0,009 dr, где dr — расчетный коэффициент лобового сопротивления, взятый из табл. 2.1. Автор работы 14] утверждает, что этой формулой обеспечивается точность 7 %. [c.40]

Как видно из формул, перегрузки Пу и Пх могут быть положительными и отрицательными. Положительная перегрузка щ соответствует положительной подъемной силе У и прижимает летчика к чашке сиденья. Положительная продольная перегрузка Пх получается при тяге, превышающей лобовое сопротивление, при этом летчик прижимается к спинке сиденья. При отрицательных перегрузках натягиваются привязные ремни. Для измерения перегрузок служат специальные приборы — акселерометры. По их показаниям можно судить о силах, которые действуют на самолет в полете. [c.125]

Проще всего рассчитать продольную перегрузку Пх, если известны тяга и лобовое сопротивление самолета, по формуле (5.06). Допустим, что необходимо рассчитать Пх при заданных Пу, числе М и высоте полета на режиме располагаемой тяги, которая известна, а также известны полетный вес самолета, площадь крыла и имеется поляра для данного числа М. [c.133]

На тело, движущееся в вязкой среде, действует сила лобового сопротивления. При каких условиях наблюдается сопротивление трения и сопротивление давления Поясните возникновение силы трения, действующей на шар. Выведите формулу Стокса. С чем связано появление сил сопротивления давления Поясните, как образуется вихрь позади обтекаемого тела. Какова при этом роль пограничного слоя (и вязкости) Выведите формулу для сопротивления давления. Поясните, что такое коэффициент лобового сопротивления и от чего он зависит. Поясните, почему лобовое сопротивление давления у диска больше, чем у шара. Почему у симметричных тел возникают позади два вихря [c.312]

Приближенные уравнения Озеена можно также использовать для исправления формулы (15), чтобы учесть влияние малого, но конечного числа Ке на лобовое сопротивление сферы поправочный множитель оказался равным (1+ЗКе/8). Этот поправочный множитель был тщательно исследован Гольдштейном ), который получил степенной ряд для коэффициента сопротивления Сх)(Ке), сходящийся, вероятно, при Ке < 2. Экспериментальные измерения, по-видимому, дают меньшее сопротивление кроме того, ввиду асимптотического характера исследований Озеена возникает вопрос, не будет ли окончательная формула верна только асимптотически ). [c.68]

Мы нашли скорость течения, правда, в зависимости от переменной w = f(z), а не от z. Мы могли бы подставить в (2) — и решить полученное дифференциальное уравнение с разделяющимися переменными—тогда мы найдем f(z). Однако мы знаем общий характер зависимости w = f(z), а для качественного исследования задачи этого достаточно. Так, из (2) мы видим, что на участке 1—2 скорость падает от Кос до О, оставаясь положительной. На участках 2—3 и 2—3 она снова растет по модулю, но не до бесконечности, как в первой схеме, а только до величины Ксо. Далее, согласно интегралу Бернулли при росте скорости давление падает, а минимальное давление с левой стороны пластинки, которое достигается на ее концах (и, соответствует скорости оказывается равным (постоянному) давлению с правой стороны. Таким образом, давление потока на пластинку слева больше, чем справа, — мы получаем эффект лобового сопротивления. (Пользуясь формулой (2) и формулой Чаплыгина (3) из 18, можно подсчитать величину лобового сопротивления, но МЬ1 не будем этого делать.) [c.184]

Применяя формулы п. 12.46 для нахождения лобового сопротивления и подъемной силы, получим [c.327]

Картина течения вокруг крыла зависит от угла атаки а, поэтому коэффициенты с и с , а следовательно, на основании формул (89), также коэффициенты с и являются функциями угла атаки а. На рис. 158 показано типичное изменение этих функций для самого верхнего из профилей, изображенных на рис. 155, причем для случая, когда отношение размаха крыла к его ширине равно 5 1. В области углов атаки от А ло В обтекание крыла происходит плавно, т.е. поток на всем протяжении крыла прилегает к нему (рис. 159). Наоборот, в области углов атаки, лежащих слева от Л и справа от В, обтекание крыла происходит с отрывом потока на нижней или верхней его поверхности (рис. 160). Пространство между оторвавшимся потоком и поверхностью крыла заполняется вихрями, поэтому, как только возникает отрыв, лобовое сопротивление значительно повышается, а подъемная сила, наоборот, значительно понижается. [c.270]

Чтобы получить разрешимую краевую задачу, Озеен предложил ввести в оператор D Dt вместо точных членов 2 инд/дх линеаризованные конвективные члены 2 ий(ев) 3/бхй. Благодаря введению таких слагаемых в уравнения Стокса Озеен смог получить теоретическую формулу для лобового сопротивления в случае медленно движущегося цилиндра. Приближенное экспериментальное подтверждение этой формулы возможно, хотя и оказывается довольно трудным ((3], гл. IX). [c.68]

Применяя теорему об изменении количества движения, Карман вывел формулу для лобового сопротивления тела, происходящего от вихревой дорожки . Эта формула имеет такую же структуру, как и общая формула (9), выведенная методом импyw ь oв, с тою [c.604]

Вычисления показывают, что некоторый отход от расчетных условий не влечет за собой значительного уменьшения реактивной тяги. Получается это потому, что изменение третьего члена в формуле тяги компенсируется в значительной мере изменением первых двух членов. По этой причине в тех случаях, когда выходное сечение соила больше, чем сечение камеры сгорания, в целях снижения лобового сопротивления можно без особого ущерба для тягп укоротить сопло, приняв т. е. работая [c.155]

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]

Таким образом, цилиндр крылового профиля в зависимости от его положения в потоке может быть удобо- или неудобообтекаемым телом. В первом случае его сопротивление давления мало и сила лобового сопротивления почти полностью определяется вторым слагаемым в формуле (10.4), т. е. сопротивлением трения. Во втором случае, наоборот, сопротивление давления велико, а трение в большинстве случаев пренебрежимо мало. Применяя уравнение количества движения, можно показать, что сопротивление давлен ния тем меньше, чем меньше ширина гидродинамического следа (вихревой зоны за телом). Поэтому удобообтекаемыми могут быть только такие тела, которые имеют заостренную или тонкую заднюю кромку. Для них при безотрывном обтекании теоретическая ширина следа равна нулю. [c.393]

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]

Коэффициент лобового сопротивления шара при Re > 2 определим таким Же образом, как и для цилиндра. Сила и коэффициент лобовогр сопротивления при Re < 2 могут быть"найдены из закона Стокса [см. формулу (6-17)1, а теплообмен при О < Re < 152 ООО — из критериального уравнения [Л.. 132] [c.209]

Несложная модель процесса позволила довести результат до простой формулы. Имеется, однако, целый ряд неучтенных факторов. Можно более точно определить скорость прогрева отдельной капли, принимая во внимание ее рост в процессе конденсации. Более внимательное рассмотрение движения капли требует учета сил инерции, лобового сопротивления и тяжести. Очевидно, крупные капли, обладающие в начальном сечении большим количеством движения, чем мелкие, характеризуются в связи с этим и большей "дальнобойностью". При стационарном потоке жидкой фазы мокно представить себе определенное для данной фракции сечение, где будет происходить непрерывное накопление капель выделенного размера. Компенсацией этого накопления может служить отвод капель силами гравитации и унос их более крупными каплями, движущимися в рассматриваемом сечении с еще заметной скоростью. Таким образом, к рассмотрению необходимо привлечь такЬй фактор как кинематическая коагуляция. Это влечет за собой два последствия более нагретые мелкие капли обуславливают дополнительный (не конденсационный) подогрев крупных капель, кроме того, крупные капли замедляются в результате слияния о более мелкими. [c.293]

По теории Ньютона значение лобового сопротивления получается заниженным. Более точная формула для конуса идеет вид [17] [c.280]

Для достаточно малых углов наклона приведенные формулы вполне хорошо согласуются с экспериментом ([10], стр. 346, 350) и, очевидно, дают положительное сверхзвуковое волновое лобовое сопротивление . Любопытно, что они согласуются с очень старой квазиэмпирической формулой Эйлера, в которую входит универсальный постоянный множитель, определяемый, по предположению, экспериментально ). [c.35]

Общий вид этого правила был подтвержден более подробным анализом Шар.ля Репара (1847-1905) [8], одного из лидеров раннего воздухоплавания во Франции. Он выразил мощность, потребную для го-ризоптальпого полета, как сумму мощности, необходимой для поддержания, и мощности, необходимой для движения самолета вперед, т. е. лобового сопротивления, умноженного на скорость. Его формула совершенно аналогична формулам, используемым в современной конструкции самолета. Затем он рассчитал скорость, при которой потребная мощность имеет минимальное значение, и подставил это значение в свою формулу. Результат оказался следующим [c.27]

Теперь применим то же рассуждение к наклонной плоскостной пластине, для того чтобы изучить законы подъемной силы, созданной тонким профилем крыла. Вывод заключается в том, что положительное давление создается на нижией поверхпости, а отрицательное давление — на верхней (рис. 45). Величины измепения давления соответственно - -ри а л/М — 1 и —pU a/ /M — 1, где а — угол атаки. Поэтому подъемная сила, действующая на площадь крыла, равную S, составляет 2р11 аЗ/ УМ — 1, а коэффициент подъемной силы Сь, определенный как (Lift) div pU S, становится равным 4а/л/М — 1. Например, в соответствии с этой формулой, Сь равняется 4а, если М — л/2 или 1,41, и равняется 1,41а, если М — 3. Коэффициент подъемной силы уменьшается с увеличением числа Маха. Это также верно для коэффициента лобового сопротивления. [c.118]

Исходя из представления об изменении количества движения окружающей тело жидкости за счет действия на нее лобовой части тела, Ньютон получает квадратичный закон зависимости первой составляющей сопротивления от ск( рости. Что касается второй составляющей сопротивления, зависящей от трения, то для ее определения Ньютон дал З же ставшую классической формулу пропорциональности напряжения трения между двумя слоями жидкости относительной скорости скольжения этих слоев. Последняя формула носит имя Ньютона, обобщена на любой случай движения как несжимаемой жидкости, так и сжимаемого газа и служит основой всей современной механики вязкой жидкости. Сопротивление трения, ио Ньютону, оказывается пропорциональным первой степени скорости, остальные составляющие сопротивления (упругость газа, силы сцепления в нем) Ньютон оценивает некоторой постоянной величиной, вследствие чего для полного сопротивления получает трехчленную формулу, состоящую из квадратичного члена, линейного члена и постоянного слагаемого. В настоящее время эта формула уи<с не представляет особого интереса, но свою исто-)шческую роль она несомненно сыграла. Следует отметить, что Ньютон определил коэффициенты своей формулы на осповаиии целого ряда ти1ательно проведенных опытов. [c.20]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...