Угол аэродинамический

Представляет интерес определение коэффициентов аэродинамических сил в скоростной и траекторной системах координат. Для этого целесообразно воспользоваться матрицами перехода, соответствующими последовательным поворотам на углы Эйлера. Имея в виду поворот на угол аэродинамического крена (рп (1.5), два недостающих поворота представим следующим образом [c.18]

Уравнение для угла аэродинамического крена (рп в системе (1.30) содержит члены порядка единицы и порядка малости . Угол аэродинамического крена (рп относится к быстрым переменным, а поскольку от него зависят только члены порядка малости уравнений системы (1.30), то слагаемые порядка е в уравнении для угла (рп будем опускать. [c.36]

Задача 5 (рис. 5). Пассажирский реактивный самолет движется равномерно прямолинейно и поступательно под углом р = 25° к горизонту. Сила тяги, равная по величине 100 кн, образует с направлением движения самолета угол а = 5 . Определить величину равнодействующей Q аэродинамических сил и угол у, составляемый ею с направлением полета в момент, когда вес самолета равен 200 кн. [c.12]

Задача 879. В конце пускового участка ракета имеет скорость, величина которой равна v , а угол наклона к горизонту а . В дальнейшем движение ракеты регулируется таким образом, что величина скорости остается постоянной. Найти уравнение траектории ракеты, считая, что сила тяги направлена по направлению скорости. Поле силы тяжести считать однородным, массу ракеты постоянной аэродинамической подъемной силой и сопротивлением воздуха пренебречь. [c.317]

Эффекты, сходные с излучением Вавилова — Черенкова, хорошо известны в области волновых явлений. Если, например, судно движется по поверхности спокойной воды (озера) со скоростью, превышающей скорость распространения волн на поверхности воды, то возникающие под носом судна волны, отставая от него, образуют плоский конус волн, угол раскрытия которого зависит от соотношения скорости судна и скорости поверхностных волн. При движении снаряда или самолета со сверхзвуковой скоростью возникает звуковое излучение ( вой ), законы распространения которого также связаны с образованием так называемого конуса Маха . Явления эти осложняются нелинейностью аэродинамических уравнений. В 1904 г. Зоммерфельд рассчитал электродинамическое (оптическое) излучение подобного рода, которое должно возникать при движении заряда со скоростью, превышающей скорость света. Однако через несколько месяцев после появления работы Зоммерфельда создание теории относительности сделало бессмысленным рассмотрение движения заряда со скоростью, превышающей скорость света в пустоте, и расчеты Зоммерфельда казались лишенными интереса. Физическая возможность появления свечения Вавилова — Черенкова связана с движением электрона со скоростью, превышающей фазовую скорость световой волны в среде, что не стоит ни в каком противоречии с теорией относительности. [c.764]

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]

Силы, действующие на пространственно-криволинейный стержень некруглого сечения. Угол атаки для стержней некруглого сечения. Полученные выражения для аэродинамических сил Aqь Aqя и Аяь справедливы для стержней симметричного сечения, когда ось симметрии сечения параллельна вектору скорости потока. Для стержней некруглого сечения угол атаки зависит не только от нормальной составляющей (и ) скорости и точек осевой линии стержня, но и от углов О/. В 6.2 ч. 1 было получено выражение (6.86) для приращения угла атаки Аоа при малом отклонении осевой линии стержня от состояния равновесия. При малых колебаниях появится еще дополнительный малый угол атаки, зависящий от компонент вектора Пл [соотношение (8.41)]. Поэтому полный угол атаки для стержней некруглого сечения [c.248]

Вводя так называемый аэродинамический угол атаки [c.26]

Угол атаки 22 — — аэродинамический 26 [c.300]

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]

Двумерное заостренное тело используется для измерения скорости воздуха в рабочей части аэродинамической трубы (рис. 4.11). Угол клина Ркл = 20 , а угол скачка уплотнения, замеренный по теневой фотографии, 0с =50,8°. Определите число Ml в трубе, а также минимальное его значение, которое можно измерить с помощью данного клина. [c.103]

Определите производные устойчивости треугольного крыла (см. рис. 9.37), используя соотношения аэродинамической теории тонких тел. Оси координат показаны на рис. 9.48. Угол стреловидности передних кромок крыла / = 60°. Сравните полученные производные с их соответствующими значениями, найденными по линеаризованной теории. [c.261]

Определите производные устойчивости крестообразного треугольного крыла, используя соотношения аэродинамической теории тонкого тела. Угол стреловидности передних кромок крыла / = 60°. [c.261]

Для тонкого конуса, изображенного на рис. 10.7, определите аэродинамические силы и момент тангажа относительно оси, проходящей через носок, а также соответствующие коэффициенты при условии, что угол атаки а = 0,1, число Моо= = 2, а движение конуса происходит вблизи поверхности Земли. [c.478]

Тонкое тело вращения с крыльями в виде треугольных пластин (рис. 11.1), движущееся под углом атаки а = 0,1°, поворачивается на угол крена ср = 20°. Рассчитать аэродинамические характеристики летательного аппарата при условии, что число Мос == 1,5, р = 9,807-10 Па. [c.594]

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]

Влияние интерференции. Между оперением и другими элементами летательного аппарата (крылья, корпус) возникает интерференция, которую следует учитывать при исследовании аэродинамической стабилизации. Физическая природа интерференции заключается в изменении картины обтекания и характера возмущений, вызванных каждым элементом аппарата в отдельности, что приводит к перераспределению давления и изменению силового воздействия. Наиболее важное проявление эффекта интерференции связано с образованием за крылом вихревой газовой пелены, которая вызывает скос потока у оперения, уменьшает за счет этого угол атаки и, как с.дед-ствие, снижает нормальную силу оперения. [c.194]

Аэродинамические характеристики подвижных органов управления определяются в зависимости от значений углов их отклонения. Пусть эти значения для левой и правой горизонтальных консолей будут соответственно 3 и З2. Примем, что положительным по знаку угол будет в том случае, если руль отклоняется вниз (рис. 3.1.1). По значениям и 82 можно вычислить продольный 8 и поперечный углы отклонения [c.241]

Полный аэродинамический эффект от интерференции корпуса и подвижного оперения оказывается таким, как изменение нормальной силы подвижных консолей под воздействием корпуса при его отклонении на угол атаки. [c.242]

При проектировании летательных аппаратов угол стреловидности крыла у может быть различным в различных вариантах конструкции. Как повлияет величина угла у. на уровень аэродинамического нагрева носового профиля Вычислить температуру в передней критической точке крыла при углах стреловидности у, равных 10, 20, 30, 40, 50, 60 и 70° в момент времени т — 80 с при < 4 = 15° С, Fo = = от// " =- 12,24 Ь =- = 13,4 кВт с 2/(м2 К) ст Геометрические размеры носового профиля крыла 8 мм L — 40 мм 0 — 5°. [c.271]

В изложенном решении аэродинамические силы считались чисто позиционными, т. е. зависящими только от положения пластинки (от угла поворота ср). Более точное решение можно получить, если учесть, что эффективный угол атаки зависит также от вертикальной скорости движения центра пластинки. Тогда для подъемной силы получится вместо (111.55) следующее выражение [c.188]

Вертолет не теряет устойчивости, а лишь наклоняется на угол, величина которого пропорциональна статическому моменту оторвавшегося участка лопасти и угловой скорости вращения винта и обратно пропорциональна величине производной аэродинамического демпфирования в плоскости наклона. [c.54]

Аэродинамическая структура факела определяет дальнобойность горелки, зону рециркуляции и угол раскрытия факела. Форма факела на выходе из горелки оценивается по полям скоростей на разных расстояниях от устья горелки. [c.88]

При сохранении неизменной входной части профиля лопатки концевая часть может быть устроена подвижной на шарнире, и во время ее поворота меняется геометрическая конфигурация лопаток и соответственно угол выхода потока из решетки НА. Постоянство угла натекания потока позволяет сохранить расчетные показатели работы подводящего устройства. Аэродинамические характеристики решетки таких профилей, особенно при экстремальных положениях поворотной части лопаток, оставляют желать много лучшего, но в определенных ситуациях простота изготовления и способа регулирования оказывается превалирующей при выборе конструкции. [c.61]

Учитывая, что связанные оси 0Y и 0Z повёрнуты относительно осей OYn и OZn на угол аэродинамического крена ipn, переход от системы 0 XnYnZn к связанной системе OXYZ осуществляется по формуле [c.16]

Угол, образованный направлением движения самолета относительно воздушной среды и осью самолета, называется углом азродина.чического сноса или углом скольжения . Угол аэродинамического сноса обычно невелик (1—2°), но на самолете с многими двигателями при отказе крайнего двигателя этот угол может достигать 10 и более. [c.24]

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]

Определите параметры, связывающие между собой аэродинамические коэффициенты сечений исходного и преобразованного кргыьев, движущихся соответственно в сжимаемой = 0,6) и кесжимаемок жидких средах симметрично (О,- == = 0) с постоянным углом атаки и переменной угловой скоростью Найдите форму и размеры исходного крыла, если известно, что у преобразованного крыла удлинение Я,, , = 2,5 угол стреловидности ул = 60° сужение Пкр= 2, корневая хорда = 4 м. В расчетах используйте данные о распределении производных [c.254]

Определите аэродинамические производные с с т° для двух сечений треугольного крыла (2 = 0,125 I я = 0,375 /), обтекаемого неустановнв-шимся сверхзвуковым потоком при Моо = 2. Корневая хорда крыла o = 5 м угол стреловидности х = 45°, [c.260]

Определите аэродинамические производные тонкого треугольного крыла при Моо = 1,5 и 1Иоо=2,2, используя соответствующие зависимости линеаризованной теории. Угол стреловидности передних кромок / = 60° расположение осей кординат, относительно которых определяются аэродинамические коэффициенты, показано на рис. 9.47 (начало координат находится в центре тяжести площади крыла), Пересчитайте производные на центр вращения, совпадающий с вершиной крыла. Не изменяя положения центра вращения, найдите производные относительно нового центра моментов, расположенного в той же вершине. [c.261]

Определите аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде плоской (или плюсобразной) комбинации корпуса и хвостовых треугольных кон-солей. Скорость полета Уоо = 510 м/с, угол атаки = 0,1 движение происходит без крена (ф = 0) или с креном (9 = 60°). Форма и размеры (м) летательного аппарата показаны на рис. 11.12. [c.599]

При устойчивом движении угол нутации определяется гармонической функцией вида б = 6mSin(2я/T) , где 6 — амплитуда, Т — период нутационных колебаний. Такие колебания имеют место на начальном малоис-кривленном участке траектории, когда влияние демпфирующих аэродинамических моментов мало. При дальнейшем движении это влияние становится существенным, вследствие действия демпфирующих моментов происходит быстрое уменьшение натуционных колебаний, а угол б при этом стремится к некоторому среднему значению угла бср. Этот угол (угол конуса прецессии) можно рассматривать как угол атаки, измеряемый в плоскости сопротивления. Его величина определяется угловой скоростью собственного вращения соо, аэродинамическим вращающим моментом М , а также геометрическими и весовыми параметрами корпуса. При этом для заданной его формы и размеров угол бср тем меньше, чем больше угловая скорость (йо- Путем соответствующих расчетов можно определить такую величину [c.73]

Пример 2.1.1. Определить аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде плоской (или плюсобразной) комбинации корпуса и хвостовых треугольных консолей. Предположим, что скорость = 510 м/с, угол атаки = 0,1, а движение происходит либо без крена (ср = 0), либо с накренением ((f 60°). Форма летательного аппарата показана на рис. 2.1.11. [c.152]

В соответствии с этим общая схема исследования основана на последовательном построении хвостового оперения из отдельных элементов, полагая, что аэродинамические характеристики каждого из элементов известны. Схема построения для плюссбразного оперения показана на рис. 2.3.4. В таком виде она имеет отнощение к исследованию влияния угла скольжения, вызывающего соответствующие поперечные силы. При этом угол скольжения должен быть небольщим, соответствующим линейному характеру изменения аэродинамических параметров. [c.169]

Обратимся теперь к самому простому случаю обтекания ветровым потоком одиночного здания прямоугольного сечения высотой Н (рис. 162). Критической точкой отрыва является наветренный угол С. Наблюдая за таким течением непосредственно в гидролотке или на аэродинамической модели, а также по материалам фото- и киносъемок получаем следующую картину течения. Основной поток обтекает как бы некоторое тело овальной формы это движение можно считать потенциальным. Соответствующий спектр течения получают методами гидроаэродинамики невязкой жидкости, в частности, как комбинацию плоскопараллельного потока, источника и двух стоков ( 18). Границей указанного воображаемого тела является некоторая поверхность раздела, которая на рис. 162 показана линией С — С.. Эта линия сначала поднимается от точки отрыва, достигая приб)1изительно двойной высоты на расстоянии порядка 2,5Я, а затем постепенно опускается, пересекая плоскость отметки преграды на расстоянии около 8Я. [c.305]

Камеры ОКФ изготавливаются в двух исполнениях, отличающихся общим числом форсунок. Камеры кондиционеров Кт с диаметром форсунок 3 3,5 4 мм вне зависимости от ранее принятой плотности 18 или 24 шт/м заменяются на одну камеру орощения ОКФ (исполнение 1), а камеры с диаметром форсунок 4,5 5 5,6 мм при плотности 18 или 24 шт/м заменяются на одну камеру ОКФ (исполнение 2). Камера орошения ОКФ оснащена тангенциальными широкофакельными форсунками механического распыла воды ШФ 5/9 одного типоразмера для всех камер. Форсунки имеют диаметр входного канала 5 мм, диаметр выходного сопла 9 мм. Большие отверстия снижают засоряемость форсунок, а широкий угол раскрытия водяного факела до 140° приводит к снижению нагрузки на входные и выходные сепараторы н повышению надежности работы камеры. Расходная характеристика форсунки приведена на рис. 5-21. Регулирование осуществляется без байпаса путем изменения расхода воды (адиабатные процессы) или расхода воды и ее температуры (политропные процессы). Шаровой клапан, поддерживающий постоянным уровень воды в баке камеры, имеет производительность 20 м /ч при давлении 1,5-10 Па. Водяной фильтр и переливное устройство выполнены съемными и могут устанавливаться с любой стороны камеры. Максимальная допустимая скорость воздуха в камере составляет 3 м/с аэродинамическое сопротивление камеры не превышает 160 Па. [c.164]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...