Качество аэродинамическое

В настоящей работе впервые делается попытка анализа общего случая обкатывания аэродинамических поверхностей и разработки методов синтеза необходимых для этого механизмов Полученные зависимости могут быть использованы при проектировании механизмов ДЛЯ обкатывания любых поверхностей однако при шлифовании поверхностей с резкими переходами, не используемых в качестве аэродинамических поверхностей (в частности, поверхностей, имеющих особые точки), могут встретиться специфические особенности. [c.182]

Иногда в качестве аэродинамической характеристики ступени, кроме к. п. д. и степени реактивности, принимают коэффициент расхода [c.21]

Карта прочности 161 Категория вертолета 109 Качество аэродинамическое вертолета Ми-4 83 (табл. 1.19) [c.382]

Качество аэродинамическое летательного аппарата 55J Клапейрона уравнение 25 Коллектор 576 Кольцо вихревое 259 Конус Маха 344 [c.619]

Гораздо более перспективным является иной вариант спуска, при котором существует подъемная сила и, следовательно, имеется аэродинамическое качество. Аэродинамическим качеством называется отношение величины подъемной силы к величине силы лобового сопротивления (или, короче, просто силы сопротивления). Обе эти величины пропорциональны плотности воздуха р, квадрату скорости V движения и размерам спускаемого аппарата. [c.121]

Численно исследуем воздушные течения у механически и аэродинамически экранированного местного отсоса на основе метода дискретных вихрей. В качестве аэродинамического экрана используется прямоточная кольцевая струя, поскольку при натекании ее на непроницаемую плоскость (механический экран) возникает возвратное течение воздуха, существенно повышающее дальнобойность всасывающего факела. [c.612]

В 1897 — 1899 гг. К.Я. Данилевский построил два гибридных аппарата. На первом в качестве аэродинамического средства использовались громоздкие и сложные крылья. На втором их заменили двумя поперечно расположенными несущими винтами, приводимыми во вращение педалями. Это было первое в России использование несущих винтов для получения подъемной силы. Кроме того, под баллоном этого аппарата располагалась система поворачивающихся поверхностей, выполняющих функции как крыла, так и руля управления. При подъеме или спуске на установленных соответствующим образом поверхностях возникала аэродинамическая сила, обеспечившая поступательное перемещение. Данилевский считал, что при помощи аппарата весьма удобно производить опыты и вырабатывать данные для постройки нового летательного снаряда без баллона . В качестве следующего шага к аппаратам тяжелее воздуха изобретатель разрабатывал [c.61]

Наименьшая зона влияния стенок трубы наблюдается на лобовой поверхности цилиндра в окрестности передней критической линии, на фиг. 3, а нанесены также результаты расчетов Ср в критической точке согласно теории невязкого газа. Хорошее согласование между расчетными и экспериментальными данными указывает на высокое качество аэродинамического эксперимента. В последующих сечениях вниз по потоку зона влияния стенок трубы увеличивается, и особенно она велика в кормовой части цилиндра. Из этих результатов следует, что участок цилиндра длиной порядка 40 по обе стороны от центра рабочей части трубы обтекается как цилиндр бесконечного размаха. [c.141]

Рпс. 1.1.8. Изменение качества аэродинамических труб Б зависимости от числа в рабочей части [c.18]

Поворотная консоль широко применяется в различных конструкциях летательных аппаратов в качестве аэродинамического органа управления (поворотное крыло или оперение), а также газового руля, размещаемого в выходном сечении сопла ракетной двигательной установки. [c.307]

Формула (6.27) для аэродинамической силы зависит от квадрата характерного размера тела, в качестве которого можно взять минимальную площадь сечения единицы длины стержня, например для стержня круглого сечения P=l-d, где d — диаметр стержня. Для сечения стержня, пока.чанного на рис. 6.8, можно положить /2=1.Ь, где Ь — поперечный размер сечения стержня. В результате получаем выражение для силы q x [c.238]

В качестве примера рассмотрим работу ленточного радиатора в земных условиях (рис. 2.14), когда вращение ленты относительно оси барабана нежелательно. Для того чтобы лента не меняла своего положения в пространстве, необходимо, зафиксировав положение прижимных валиков 1, 2, вращать с угловой скоростью 03 барабан (рис. 2.14). В этом случае на ленту действуют сила веса оЧ и сила аэродинамического сопротивления Чь зависящая от скорости продольного [c.50]

Математическая модель машины или аппарата отражает их рабочие процессы с известным приближением. Расчетные соотношения, входящие в математическую модель, как правило, отражают закономерности отдельных явлений, составляющих рабочий процесс, без учета взаимного влияния. Например, формулы для определения гидравлического сопротивления различных участков гидравлического тракта получены на основе экспериментов в идеализированных условиях (равномерное поле скоростей на входе, однородное температурное поле, отсутствие внешних возмущений и т. д.). В реальных конструкциях эти условия не соблюдаются. Поэтому иногда при разработке нов ых конструкций прибегают к техническому моделированию устройств, когда до постройки машины или аппарата их отдельные качества или итоговые характеристики изучаются на моделях в лабораторных условиях. Например, при продувке уменьшенных моделей самолетов или автомашин в аэродинамических трубах можно выявить их сопротивление движению и зависимость этого сопротивления от формы их отдельных элементов, устойчивость машины при дв ижении и режимы, опасные с точки зрения потери устойчивости, и т. д. Таким образом, техническое моделирование представляет собой разновидность экспериментального исследования, при котором изучаются характеристики рабочего процесса конкретной машины или аппарата на модельной установке. [c.23]

В результате экспериментальных исследований тела вращения в аэродинамической трубе определен коэффициент центра давления Сд = Хд/х . Это тело используется в качестве летательного аппарата в трех случаях, для каждого из которых взаимное расположение центров масс и давления показано на [c.15]

При расчетах в качестве таких размеров для летательных аппаратов самолетных схем принято выбирать 5 — площадь крыла (площадь проекции крыла па базовую плоскость крыла, т. е. такую плоскость, которая содержит центральную хорду рассматриваемого крыла и перпендикулярна плоскости симметрии летательного аппарата) I — размах крыла (расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными базовой плоскости летательного аппарата и касающимися концов крыла) Ь — хорда крыла. Если крыло имеет переменную по размаху хорду, то в качестве характерного размера выбирается Ьд — средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла. [c.28]

Поляра позволяет определить для любого угла атаки аэродинамические характеристики профиля. Например, аэродинамическое качество профиля К = [c.30]

Определите коэффициенты аэродинамических сил, момента тангажа, центра давления, а также аэродинамическое качество профиля (см. рис. 7.5), описанного уравнением контура у = 2с (х/Ь1) (1 —xlb), где с = 1 Ь = 20. Профиль расположен под углом атаки а = 0,1 рад в сверхзвуковом воздушном потоке с числами Моо = 3 и 20. Отношение удельных теплоемкостей для воздуха k = p/ v = 1,4. [c.175]

Соответствующее аэродинамическое качество К = Су /с = 1/а = 10, а коэффициент центра давления Сд= xjb = — [c.185]

Заметим, что аэродинамическое качество и коэффициент центра давления такие же, как и в случае линеаризованного обтекания. [c.185]

Далее в соответствии с формулой (7.30) определяем функцию 2(х) = Рц—Рд с использованием данных той же табл. 7.2 (рис. 7.21). Последующее численное интегрирование дает Су = 0,03952. По полученным данным находим коэффициент волнового сопротивления = 0,005609 и коэффициент подъемной силы Су = 0,03935. Соответствующее аэродинамическое качество К = с с = 7,016. [c.197]

Очевидно, что максимальное аэродинамическое качество (су /схв)тах создается тогда, когда левая часть уравнения (7.42) имеет минимальное значение. Дифференцируя правую часть уравнения (7.42) по Су и приравнивая ее нулю, находим значение Су соответствующее Схв/Су )тт- [c.201]

Определите аэродинамическое качество крыла в виде тонкой пластины, совершающей полет на высоте Н = 160 км под углом атаки а = 30°. Рассмотрите случаи, соответствующие значениям коэффициента аккомодации / = 0 0,8 и 1 при условии, что число Мос = 3. Сравните полученные величины с теми, которые соответствуют схемам ударного и эластичного отражений. [c.712]

Суммарный коэффициент подъемной силы Су = yf — Су = 6,425-10 , а ее значение У = — Уь = 1,604 Н. Аэродинамическое качество К =Су с =0,1975. [c.718]

В качестве примера рассмотрим пересчет коэффициентов моментов тангажа и нормальной силы, а также соответствующих производных устойчивости, вычисленных относительно центра приведения, расположенного в точке О, для нового положения этого центра Ох, находящегося на расстоянии X (рис. 1.1.5). Аналогичная задача решается, в частности, при определении аэродинамических характеристик оперения относительно центра масс, который является центром вращения летательного аппарата в полете и совпадает, следовательно, с центром моментов. [c.22]

Анализ производных аэродинамических моментов по а или (3 позволяет установить, обладает ли тело тем или иным видом статической устойчивости. Однако для оценки летных качеств движущегося тела недостаточно такого анализа, так как он не дает ответа на вопрос о характере движения тела после прекращения действия возмущения, о величинах параметров, определяющих это движение. [c.37]

Из сказанного можно сделать вывод, что при соответствующем выборе формы оперения в плане можно обеспечить необходимые аэродинамические характеристики. При этом разные формы могут быть получены путем соответствующего преобразования треугольного оперения (рис. 1.8.8,а). Положительные качества треугольного оперения определяются стреловидным характером его передних кромок. Исследованиями установлено, что в трансзвуковой области полета центр давления оперения перемещается незначительно, что облегчает стабилизацию. Подъемная сила, а следовательно, и стабилизирующий момент треугольного оперения при той же площади, что-и у обычного стреловидного (рис. 1.8.8,6), будет выше при сверхзвуковых скоростях, так как отсутствует отрицательное воздействие концевых кромок. [c.66]

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]

В работе [71] рассмотрены различные формы аэродинамических стабилизаторов 2 (сфера, усеченный конус, щшиндр и крестообразные пластины), присоединенных к корпусу спутника 1 (рис. 2.9). Анализ основных характеристик рассматриваемых стабилизаторов подтверждает, что форма усеченного конуса, взятого в качестве аэродинамического стабилизатора спутника, наиболее оптимальна, так как она обеспечивает высокое значение восстанавливающего момента, минимальное значение момента относительно оси симметрии, минимальную массу и хорошую технологичность. При сферическом стабилизаторе (рис. 2.9, а) на спутник будет действовать момент [1] [c.42]

Катастрофа градиентная 177 Качество аэродинамическое 364 Количество движения 32 Компрессор 68 Конус Маха 343 Конфигурация махова 312 [c.422]

Качество аэродинамическое 11S, 120 Квазеры 14 Квантование 306 Кеплера законы 63—63 [c.428]

Одним из возможных методов защиты входных элементов струйных регуляторов от засорения, а аэродинамических приемников измерительных преобразователей от обледенения является использование противотока. При этом к каналам управления входных струйных элементов и одновременно к измерительным отверстиям аэродинамических приемников подводится горячий отфиль-трованный воздух из компрессора двигателя через клапан, обеспечивающий необходимый уровень давления. В качестве примера на рис. 1 показана такая принципиальная схема устройства, в котором в качестве аэродинамического приемника используется насадок с проточной частью в виде сопла Лаваля. Пневматические сигналы отбираются от насадка через щелевые отверстия на профиле сопла. [c.242]

Несмотря на определенное восполнение наших знаний о флюидных дисперсных потоках, последние нуждаются в специальных и всесторонних исследованиях. В первую очередь важно детально выяснить качественные изменения в структуре системы. Здесь при повышенных концентрациях необходимо в новых условиях вернуться к проблеме возможного вырождения турбулентности несущей среды, к задаче о распределении локальной и средней истинных концентраций, к необходимости оценить вид и значение критического и оптимального обобщающего критерия (включающего и соответствующие концеИтрации), к методам расчета аэродинамического сопротивления и реологических свойств системы и пр. Иначе говоря, лишь знание гидромеханических свойств флюидных потоков позволит надежно и на основе достаточно общих закономерностей вести их расчет в качестве массо- и теплоносителей. Важность этих задач определяется тем, что именно здесь возможно 264 [c.264]

Гладкост , первого порядка педостаточяа, напри,мер. для обеспечения требуемы.х аэродинамических качеств тех или иных отсеков поверхности лета-тельно10 аппарата (возникает неустойчивость пограничного слоя). [c.78]

Процесс смесеобразования, неразрывно связанный с аэродинамической картиной, существенно зависит от интенсивности крутки потока S, с ростом которой возрастает степень испарен-ности топлива, улучшаются качества распыла. Сильно закрученные потоки имеют S > 0,6. В этом случае в приосевой области воспламенителя появляется область обратных токов, в которой существует зона пониженных скоростей, благоприятствующая возгоранию. Рециркуляция приводит к появлению сдвиговых моментов, турбулизирующих поток, что интенсифицирует процесс смешения, а при работающем воспламенителе способствует энергомассопереносу в радиальном направлении, играющему важную роль в вопросе стабилизации пламени. [c.312]

Автоколебания имеют большое значение для многих практических задач и ставят в ряде случаев серьезные проблемы перед конструкторами при создании новых машин. Примером таких сравнительно сложных задач, связанных с автоколебаниями, является, в частности, флаттер, представляющий собой изгибнокрутильные автоколебания крыла самолета в аэродинамическом потоке. В качестве другой весьма ответственной задачи может быть названа проблема автоколебаний управляемых колес автомобиля на большой скорости движения. [c.499]

Сопоставление расчетов с экспериментальными результатами разных авторов, относящихся к диффузорам с прямоугольными и криволинейными образующими, показывает удовлетворительную корреляцию, поэтому в одиннадцатой главе на основе описанного метода исследуются конкретные вопросы оптимизации диффузоров. Для поиска оптимальных конфигураций используется оптимальное управление заданного вида (ОУЗВ), в результате чего задача оптимизации сводится к задаче нелинейного математического программирования. Показаны индивидуальные особенности рассматриваемой задачи, а также новые улучшения ОУЗВ. Приводятся характерные формы оптимальных диффузоров и физическая картина движения в них. Показано влияние различных факторов (профиля скорости, габаритов и т.п.) на изменение формы оптимальных диффузоров. Даны конкретные примеры существенного улучшения гидро- и аэродинамического качества диффузоров за счет оптимизации. [c.9]

На рис. 1.12 изображены поляры двух профилей крыла. Покажите, какой будет соответствующая форма этих профилей, и определите для каждого из них непосредственно по рисунку максимальное качество, наивыгодиейший угол атаки, максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы и критический угол атаки. [c.15]

ОТНОСИТСЯ к корневой хорде Ь . Однако часто при определении величины а> в качестве характерного размера принимают не хорду, а половину размаха крыла 0,5 I. Рассмотрите зависимости для пересчета аэродинамических параметров с одного значения IU3 = bgQz/V на другое (o-d = 0,5 I QJVao- Пересчитайте производную [c.256]

Отсюда аэродинамическое качество тонкой пластины К == yl =(1,139 — — 0,4789/)/(0,6618 + 0,732/). Вычисляя для значений / = 0 0,8 и 1, получаем соответственно/С = 1,721 0,606 и 0,4736. Такой характер изменения качества летательного аппарата объясняется тем, что при уменьшении / величина f также убывает, а это приводит к уменьшению величины и увеличению Су. [c.725]

Одним из важных последствий управляющего воздействия является устойчивость (или неустойчив-оеть) летательного аппарата в полете. Для более глубокого осмысления этого явления представляется удобным ввести понятие о статическое устойчивости как способности аппарата сохранять ориентировку (равновесие) по отношению к заданной траектории. В качестве управляющих устройств, обеспечивающих такую способность, используются стабилизаторы в виде хвостового оперения или каких-либо других несущих поверхностей, включающих в некоторых случаях и крылья. В книге рассматриваются возможные формы оперения (несущих поверхностей), используемые для аэродинамической стабилизации, а также излагается широко распространенный в практике метод гироскопической стабилизации. [c.5]

Первые три профиля отличаются простотой изготовления. Преимущество треугольной и ромбовидной форм заключается в придании оперению большей жесткости по сравнению с трапециевидной формой. С точки зрения аэродинамики некоторой выгодой обладает трапециевидный профиль, так как при одинаковой с треугольным и ромбовидным профилями толщине он может обеспечить меньшее сопротивление и большее аэродинамическое качество. У чечевицеобразного профиля сопротивление еще меньше, чем у трапециевидного (при одинаковой относительной толщине). Выбором соответствующих углов заострения передней и задней кромок можно добиться хорощей жесткости крыла. Увеличивая углы заострения передней кромки, следует учитывать возможность возрастания волнового сопротивления, а также повышенную чувствительность режима обтекания к изменению углов атаки. Так, с увеличением углов заострения уменьшаются углы атаки, при которых наступает режим обтекания с отошедшей волной, когда резко возрастает сопротивление, нарушается безотрывный характер течения, что вызывает снижение подъемной силы и, как следствие, ухудшение устойчивости. [c.63]

Применение вспомогательных поверхностей. Повышению аэродинамического качества летательного аппарата, улучшению характеристик его устойчивости и управляемости спссобствует применение некоторых вспомогательных поверхностей на отдельных элементах конструкции. К числу их относятся аэродинамические гребни (рис. 1.12.2), представ.яяющие собой небольшие выступы на верхней поверхности крыла, параллельные продольной оси летательного аппарата. На каждой консоли располагается несколько таких гребней. Их назначение состоит в том, чтобы воспрепятствовать перетеканию пограничного слоя вдоль размаха крыла и уменьшить срыв потока с его боковых кромок. Этой же цели служат и концевые шайбы (рис. 1.12.2), установленные у этих кромок. Как и гребни, они способствуют улучшению обтекания, что проявляется в меньшем воздействии на крыло концевых вихрей. В результате снижается индуктивное сопротивление, возрастает аэродинамическое качество. [c.105]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...