Ось нулевой подъемной силы

Первая ось профиля, т. е. ось нулевой подъемной силы, образует с хордой А В (или, другими словами, с осью Ох) угол т, определяемый равенством [c.69]

Обозначим через В точку окружности, соответствующую задней кромке В профиля, и через а — угол, образуемый прямой ВО (ось нулевой подъемной силы) с осью Ох. Положим z = Zle ° и С = при этом мы повернули систему координат на угол а, и ось абсцисс Ох новой системы соответствует оси нулевой подъемной силы. [c.114]

Таким образом, угол а, который ось нулевой подъемной силы образует с первоначальной осью Ох профиля, дается следующей формулой. [c.117]

Таковы же изменения на нижней стороне профиля, так что коэффициенты Ап тождественно равны нулю. Отсюда следует, что Ар. = О и ось нулевой подъемной силы образует с осью В А деформированного профиля угол [c.124]

Обозначим через а угол, который ось нулевой подъемной силы образует с осью Ох, через V и — V — горизонтальную и вертикальную скорости, равные и противоположные по знаку значениям скоростей крыла, через (О — угловую скорость вращения профиля вокруг его оси. [c.333]

Геометрические характеристики дозвукового профиля 1) средняя линия или дуга — геометрическое место центров окружностей, вписанных в профиль 2) хорда Ь — отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки средней линии 3) относительная толщина С= отношение максимального диаметра вписанной в профиль окружности к длине хорды. Для современных профилей С=4. .. 20% 4) относительная абсцисса x =xdb — отношение расстояния от передней кромки до сечения максимальной толщины к длине хорды хс = 0,2. .. 0,4 5) относительная кривизна f=flb — отношение максимальной стрелы прогиба осевой линии к длине хорды / = 0... 40% 6) относительная абсцисса Xf=Xf/b — отношение абсциссы сечения с максимальной стрелой прогиба к длине хорды x/ i0,2. .. 0,5 7) угол атаки а — угол между направлением вектора скорости Woo невозмущенного потока и хордой профиля 8) угол атаки Оо нулевой подъемной силы — угол между хордой и направлением вектора скорости невозмущенного потока при подъемной силе Ry = 0, т. е. при бесциркуляционном обтекании профиля на рис. 18.1, ао<0 9) аэродинамический угол атаки ад — угол между направлением скорости невозмущенного потока и направлением нулевой подъемной силы ОА = а—ао- [c.342]

Найдите уравнение поляры сопротивления = f yj и определите угол атаки соответствующий нулевой подъемной силе (су = 0), для четырехугольного профиля (рис. 7.8) с относительной толщиной с = ib = 0,15 при М о = 2. Проведите анализ полученных соотношений в зависимости от формы профиля и числа Моо набегающего потока. [c.176]

Угол нулевой подъемной силы о определяется из уравнения (7.37) при Су = 0 [c.200]

На этом же графике приведена зависимость коэффициента сопротивления от угла атаки. Наименьшее сопротивление профиля имеет место при бесциркуляционном угле атаки, т. е. при угле атаки а о, соответствующем нулевой подъемной силе. Сильно растет сопротивление вблизи критического угла атаки, т. е. [c.203]

Распределение давления при наличии длинного пузыря определяется с учетом толщины профиля. Это делается путем простого вычитания измеренного распределения давления при нулевой подъемной силе. Единственное решение можно получить при использовании условия, следующего из расчета области турбулентного смешения при о = 0,35. Это значение а используется [c.66]

О—09 0=0 — режим нулевой подъемной силы [c.68]

О—У= 1 о — угол атаки на режиме нулевой подъемной силы (отсчет от угла установки профиля в решетке). а=аг—Иок — отставание потока в решетке [c.68]

Определение величины угла отставания в решетке на режиме нулевой подъемной силы еще не решает вопрос о величине угла отставания при рабочих углах атаки в решетке, поскольку угол отставания потока в решетке увеличивается с ростом угла атаки или коэффициента подъемной силы профиля. [c.85]

Это уравнение является достаточным для того, чтобы выразить в величинах первого порядка толщину, кривизну и приближенно — положение наибольшей толщины. Пренебрежем влиянием членов второго порядка на геометрические характеристики профиля. Для упрощения изложения можно также считать, что ось абсцисс системы координат параллельна оси нулевой подъемной силы. [c.162]

Пусть будет Ох у (плоскость ъ ) система осей, к которым отнесен профиль, и т — угол, образованный осью нулевой подъемной силы с Ох Если повернуть систему на угол т так, чтобы ось абсцисс стала параллельной оси нулевой подъемной силы, то получим [c.162]

Проведем через точку прямую Сд1 под углом 0 к оси Ох и назовем ее критической или первой осью контура. Если поток на бесконечности параллелен критической оси, то а вд, и по формуле (8.7) подъемная сила обращается в нуль, поэтому критическая ось может быть также названа осью нулевой подъемной силы. [c.264]

Повернем ось Ох так, чтобы ее направление совпало с направлением бесциркуляционного обтекания или, что все равно, с направлением нулевой подъемной силы тогда угол нулевой подъемной силы ео обратится в нуль, угол набегания потока 0х> станет равным теоретическому углу атаки а, и выражение момента относительно фокуса будет [c.253]

В целях минимизации индуктивного сопротивления при малых сверхзвуковых скоростях, в особенности при числе М=1,2, определено распределение площадей поперечных сечений фюзеляжа выше и ниже плоскости крыла, обеспечивающее наилучшее соотношение между значениями индуктивного и лобового сопротивления при нулевой подъемной силе. Наибольший эффект достигается при распределении площадей, обеспечивающем полезную аэродинамическую интерференцию, которая приводит к увеличению подъемной силы при заданном угле атаки. Нужное распределение площадей было достигнуто значительным уменьшением площади поперечных сечений фюзеляжа над крылом (большим, чем требуется по обычному правилу площадей, минимизирующему сопротивление при нулевой подъемной силе) и небольшим увеличением площади поперечных сечений под крылом. О бласти сильного разрежения, которые появляются над крылом в результате принятого уменьшения площади фюзеляжа, распространяются на обширную поверхность крыла, создавая положительную подъемную силу. Возрастание площади поперечных сечений фюзеляжа под крылом также создает положительную подъемную силу. Этот метод выбора площадей получил название дифференциального правила площадей. [c.83]

Зависимость Сп = f (а) имеет две характерные точки, которые определяют границы проявления ФЭ. Это точка нулевой подъемной силы (ао) и точка максимальной подъемной силы (с кр)- Углы атаки от о до акр называются летным диапазоном. [c.25]

Коэффициент индуктивного сопротивления пропорционален квадрату коэффициента подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла. Следовательно индуктивное сопротивление отсутствует либо в случае нулевой подъемной силы (Су = 0), либо при бесконечном удлинении крыла ( оо). [c.357]

Момент тангажа с отклоненными закрылками без Г. О. при нулевой подъемной силе [c.223]

По горизонтальной оси находим суммарный угол а°. Теперь к значению а° (точка а) надо согласно формуле (33) добавить угол нулевой подъемной силы а Так как угол нулевой подъемной силы, как правило, имеет отрицательное значение, то практически из величины а° надо вычесть а°о- Для этого необходимо циркулем снять с правой части графика отрезок, соот-ветствуюш,ий принятому на модели профилю крыла. [c.80]

Пользуясь выражением (69), можно получить приближенные формулы для коэффициентов подъемной силы и сопротивления различных профилей. Так, например, для ромбовидного профиля с не очень большим раствором угла клиновидной передней кромки, равным 2(о, и при нулевом угле атаки коэффициенты давления на передней (АВ) и задней (ВС) поверхностях [c.48]

В относительно плотных слоях атмосферы, существующих на малых высотах, целесообразно вести ракету по криволинейной траектории с нулевым углом атаки. То, что ракета не имеет никакого угла атаки, означает, что ось ее вращения остается касательной к траектории полета. Наличие угла атаки у ракеты приводит к появлению значительного аэродинамического сопротивления подъемная сила, возникающая при этом, мала. (Исключение составляют крылатые снаряды). Если вектор силы тяги совпадает с осью ракеты, то кривизна траектории полета определяется действием гравитационного ПОЛЯ и зависит от начальных условий. Ракета в этом случае будет описывать кривую идеального разворота. Если обозначить символом угол наклона траектории к горизонту, то уравнения движения, присущие траекториям с нулевым углом атаки в однородном гравитационном поле, будут [c.737]

XI.13. при наличии скольжения тонкой крестообразной комбинации (цилиндрический корпус и одинаковые консоли нулевой толщины) особенностью аэродинамической интерференции (в рамках аэродинамической теории тонкого тела) является независимость от угла крена величины подъемной силы, определяемой в вертикальной плоскости, параллельной набегающему потоку и проходящей через продольную ось летательного аппарата. Это следует из формулы [c.688]

Из этого геометрического свойства прямых D можно заключить, что их огибающая представляет собой параболу с фокусом в F и что ось нулевой подъемной силы MNI является директриссой этой параболы, [c.63]

Учитывая, что ось нулевой подъемной силы составляет с Ох (ось построения) угол т и что, следовательно, Г = 41гaFo sin (а + ) можно далее написать применительно к системе осей Мх у проходящих через, центр образующей окружности [c.172]

Как видно из (7.41) коэффициент Сд в уменьшается с увеличением числа и возрастает с увеличением толщины профиля. Коэффициенты с, и Са, зависящие от числа М , всегда положительны. Из соотношения (7.40) следует, что знак угла нулевой подъемной силы зависит от знака А . Коэффициент Ла зависит от кривизнь нижней и верхней поверхностей профиля. Если кривизна верхней поверхности больше, чем нижней (для ромбовидного профиля это означает, что с > Сн ),то величина Л2<Оо и угол ао — положительный. Если нижняя поверхность искривлена больше верхней, то Ла> 0 и угол ао — отрицательный. [c.200]

Из этого анализа следует, что при а = 0 профиль с положительной вогнутостью (верхняя поверхность искривлена больше нижней) имеет отрицательную подъемную силу. Это является полной противоположностью тому, что наблюдается при дозвуковых скоростях. Для профиля заданной формы значение ао зависит от числа М о, что определяется отношением С21си которое увеличивается с увеличением числа Таким образом, при сверхзвуковых скоростях для заданного профиля угол нулевой подъемной силы при увеличении числа М набегающего потока увеличивается. [c.201]

Чаплыгин также впервые изучил вопрос о величине продольного момента, действующего на крыло, считая этот вопрос существенным элементом теории крыла. На основе исследования общей формулы для мол1ента подъемной силы он установил простую зависимость продольного момента от угла атаки, которая лишь через несколько лет была получена экспериментально и явилась впоследствии одной из основных аэродинамических характеристик крыла. Он показал, что коэффищтент продольного момента при больших углах атаки положителен и уменьшается с уменьшением угла атаки, имея отрицательную величину при угле атаки, соответствующем нулевой подъемной силе. При отрицательных углах атаки момент, оставаясь отрицательным, увеличивается по абсолютной величине при увеличении абсолютного значения угла атаки крыла. [c.277]

Оси профиля. Начертим окружность и профиль на одной и той же векторной диаграмме тогда прямая, соединяющая центр С с задней критической точкой на круге, называется первой осью профиля (ось I). Согласно обозначениям рис. 137, можно записать x = 2oVsinp. Таким образом, подъемная сила L пропорциональна sinP она обращается в нуль при Р = О, т. е. когда скорость потока в бесконечности направлена по первой оси (направление СН на рис. 137). Поэтому первую ось также называют осью нулевой подъемной силы. [c.191]

В работе [2] определен угол нулевой подъемной силы профиля в решетке в зависимости от обобщенных параметров преобразования ох и Tiot и величин фо и О о, в свою очередь зависящих от параметров и аго решетки кругов. Так как для компрессорных решеток величина 9 о <20°- 22", то эти зависимости работы [2] можно упростить, пренебрегая величиной sin 9 о по сравнению с единицей и заменяя os 9 о на единицу. После подобных упрощений можно получить [c.82]

Так как при полете сн аряда в атмосфере (когда аэродинамические силы и моменты велики) большие углы атаки ведут к значительному утяжелению конструкции, нужно, чтобы угол атаки оставался все время близким к нулю. Для этого снаряд должен двигаться по так называемой траектории гравитационного разворота (ее также называют траекторией нулевого угла атаки или нулевой подъемной силы), которая характерна тем, что на ней сила тяги всегда ориентируется вдоль вектора скорости, причем начальная скорость 1 0 имеет ненулевую горизонтальную составляющую ) при заданной программе п I) траектория полностью определяется вектором начальной скорости г о- При полете снаряда по такой траектории большие изгибающие моменты на корпусе не возникают и тем самым основное влияние аэродинамических сил исключается. Разумеется, полный эффект сил аэродинамического сопротивления при этом не исчезает, однако он достаточно мал для того, чтобы в первом приближении его не учитывать, а принять во внимание лишь в последующих приближениях. [c.45]

В первом случае тело тонет вследствие того, что равнодействующая сил О н Р направлена вниз. Во втором случае равнодействующая сил С н Р направлена вверх, поэтому тело всплывает. Однако тело поднимается над поверхностью воды до тех пор, пока нулевая, уменьщенная подъемная сила Р не будет равна весу тела О д = Р ). Для обеспечения равновесия плавающего тела необходимо, чтобы центр тяжести тела и центр водоизмещения лежали на одной вертикали во избежание возникновения пары сил, могущих привести его во вращение (рис. 2.11, а). [c.27]

Все приведенные данные соответствуют нулевому углу атаки самолета. Если угол атаки возрастает (рис. 3.39) от о до 10°, то на высотах Н положения самолета, равных 0,8 и 2, относительная величина подъемной силы значительно уменьшается с —0,01 до —0,078 и с 0,01 до —0,019 соответственно. Для расстояний Н1Ва = Ь...8 изменение [c.234]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...