Хорда аэродинамическая

Что представляет собой средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла [c.14]

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]

Средней аэродинамической хордой Ьд крыла принято считать хорду такого условного прямоугольного крыла, у которого площадь S, аэродинамическая сила и момент такие же, как у рассматриваемого крыла. Исходя из такого определения, можно найти величину этой хорды. Так как моменты для прямоугольного [c.28]

Продольная координата носка средней аэродинамической хорды [c.28]

Соответствующее значение поперечной координаты определяется уравнению передней кромки 2 = /(х). Принимая х = Лд, найдем виде 2д = /(л а). В частности, для прямой передней кромки 2д = лгд стреловидности). Если все другие кромки (боковые и задние) также такого трапециевидного крыла средняя аэродинамическая хорда [c.29]

Среднюю аэродинамическую хорду заданного крыла вычислим по (1.24 ). Сначала определим сужение г = о/ к = 5. Таким образом, Ь = 0,6889. [c.30]

В аэродинамической трубе переменной плотности испытывается модель крыла с хордой = 150 мм. Скорость воздушного потока в трубе У = 25 м/с, а температура воздуха Т = 303 К. Определите, при каком давлении надо проводить испытания, чтобы обеспечить аэродинамическое подобие по числу Re. Натурное крыло имеет хорду = 1,2 м, а скорость его движения У = 90 м/с. [c.75]

Определите аэродинамические коэффициенты тонкого профиля, обтекаемого потоком несжимаемой жидкости под углом атаки а = 0,1 рад. Контуры профиля, имеющего хорду Ь = I м, заданы в связанной системе осей координат уравнениями Уд = 0,2х (1 — х/д) (верхняя сторона) = —0,12 л (1 — х/д) (нижняя сторона). [c.161]

Вычислите при а = 0,1 рад аэродинамические коэффициенты тонкого симметричного относительно хорды профиля, расположенного в несжимаемом потоке. [c.161]

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]

Вычислите аэродинамические коэффициенты соответствующих сечений плоского прямоугольного крыла (хорда Ь = 2 м, площадь 5 р 20 м ), а также нх [c.251]

Для стреловидного крыла (удлинение р = 2,5, сужение т = оо) известна производная = —0,1827 (при Мае = 0), отнесенная к размаху I. Найдите соответствующее значение производной /и"/, вычисленное по средней аэродинамической хорде. [c.255]

Производные, вычисленные в задаче 9.104, отнесены к средней аэродинамической хорде Ьд. Найдите соответствующие производные, пересчитанные на корневую хорду крыла Ь . [c.260]

Рассмотрите неустановившееся обтекание обратного треугольного крыла со сверхзвуковыми задними кромками при малых числах Струхаля. Вычислите производные аэродинамических коэффициентов двух сечений с корневой и средней аэродинамической хордой, а также полные производные крыла с удлинением Х, р = 4 при Моо = 1,5. [c.261]

Рассмотрим пример расчета аэродинамических коэффициентов по заданному распределению коэффициента перепада давлений около прямоугольного крыла. С учетом (9.223) и данных табл. 9.2 находим численным интегрированием для сечения 1 = 22/1 = 0 (корневая хорда) [c.317]

Все эти производные получены для начала координат, совпадающего с носком средней аэродинамической хорды (САХ). Для пересчета этих производных на другой [c.458]

Здесь скоростной напор вычислен при условии, что полет происходит в атмосфере воздуха при давлении р = 9,81-10 Па. Согласно аэродинамической теории тонкого тела f 19], подъемная сила комбинации корпус — крыло — руль , обусловленная отклонением подвижного органа управления с той же хордой, что и у заднего руля, [c.628]

По этим значениям рассчитываем аэродинамические коэффициенты и соответствующие силы, принимая во внимание, что ширина пластины (хорда) L = 5 м, а длина (размах) I = 2 м. [c.717]

Центром давления летательного аппарата называется некоторая точка, через которую проходит равнодействующая аэродинамических сил. Обычно принимается, что для конфигураций с продольной осевой симметрией или близких к ней такая точка расположена на продольной оси (оси симметрии корпуса или хорде профиля). [c.28]

Центр давления оперения в практических случаях отсчитывают от начала средней аэродинамической хорды, располагающейся вдоль корневой хорды расположение этого центра весьма слабо чувствительно к изменению формы оперения при сохранении его площади в плане. [c.65]

В тех случаях, когда при определении коэффициентов нормальной силы и продольного момента оперенного участка в качестве характерного размера выбирается средняя аэродинамическая хорда [/ = ( сах)оп] расчет производных устойчивости следует производить по формулам [c.184]

При определении поперечной координаты сбегающих вихрей у оперения обычно исходят из предположения, что эти вихри совпадают с направлением потока. Принимают также, что координата расположена над центром тяжести площади оперения (серединой средней аэродинамической хорды). [c.199]

Рис. 24. Распределение давления вдоль хорды аэродинамической новерхности NA A 4412 при угле атаки а = 6,4°. Р — давление па поверхности отпосительпо давления потока, разделенное па динамическое давление потока, а X — расстояние вдоль хорды в процентном отношении хорды. Теория циркуляции подъемной силы сравнивается с эксиеримептальпым результатом.

В аэродинамике профиля крыла, обтекаемого установившимся несжимаемым потоком, важной задачей является расчет аэродинамических коэффициентов тонких слабо изогнутых профи-.аей, расположенных под малым углом атаки. Течение около таких профилей маловозмущенное, поэтому обтекание профиля можно рассчитать, заменив его системой вихрей, непрерывно распределенных вдоль средней линии профиля. Метод, основанный на замене профиля системой вихрей, предполагает, что поперечные размеры профиля малы по сравнению с длиной хорды профиля, т. е. фактически рассматривается обтекание не собственно профиля, а его средней линии. [c.161]

Какими будут аэродинамические коэффициенты и соответствующие им силы и момент для участка длиной Az = 1 м тонкого крыла (рис. 7.10) с углом скольжения х = 1.05 рад, обтекаемого воздушным потоком со скоростью V , == = 100 м/с под углом атаки а = 0,1 рад Контур профиля с хордой = 1 м задан уравнениями = 0,2 х (1 —xlbj-, Ун = — 0,12 х — x/o ). Плотность воздушного потока р = 1,225 кг/м . [c.176]

Найдите аэродинамические коэффициенты профиля крыла в виде плоской пластинки с хордой 6 = 2 м и длиной / = 5 м (рис. 7.11), обтекаемой сверхзву- [c.177]

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]

Аэродинамический коэффициент момента крена (поперечного момента) в задаче 9.57 отнесен к центральной (корневой) хорде Ь . Обычно этот коэффициент вычисляют по размаху крыльев I, исходя при этом из физических соображений, Б соответствии с которыми существенное влияние на аэродинамические свойства при крене оказывают поперечные раз.меры летательного аппарата, прежде всего размах кры.льев. Найдите соотношения, позволяющие осуществлять пересчет производных коэффициентов крена с одного характерного раз.мера на другой. [c.255]

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]

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]

Аэродинамические производные в задаче 9.103 рассчитаны для условий, когда начало координат расположено в носке средней аэродинамической хорды. Пб. -ресчитайте эти производные на другую центровку, совпадающую с носком корневой хорды. [c.260]

Размеры зоны взаимного влияния крыла и корпуса в сверхзвуковом потоке обусловлены действием аэродинамического закона, в соответствии с которым возмущения распространяются только вниз по потоку в пределах конусов Маха с полууг-лом при вершине роо= ar sin (1/Мос). На плоском крыле эта зона представляет собой треугольник с вершиной в начале бортовой хорды (рис. 11.19), а на цилиндрической поверхности корпуса такая зона ограничивается линией пересечения конуса Маха с цилиндром. При этом, согласно аэродинамической теории тонкого тела, нагрузки, индуцируемые крылом, распространяются но корпусу на площади, расположенной непосредственно под консолями (участок AB D на рис. 11.19). [c.603]

Здесь за характерный размер I принята длина средней аэродинамической хорды крыла бсАх = 1,5, а значение аэродинамического коэффициента (с )оп =2,31 взято из решения задачи 11.63. [c.624]

Аэродинамические характеристики оперения зависят для заданной формы в плане и при фиксированной скорости от углов стреловидности у и Хз соответственно передней и задней кромок, относительных размеров корневой и концевой хорд (йкр = Ьцр1Ьср, бкц = кц ср). а также удлинения Хоп- Особенностью оперения является малое удлинение, которое характеризуется значениями Лот меньшими 3-1-3,5. [c.64]

Шарнирный момент.-Существенной для оценки рулей является величина их шарнирного момента, представляющего собой аэродинамический момент относительно оси вращения, который надо преодолеть при отклонении рулей. Величина этого момента Л1 , =/Пщ5р6ср <7оп> где-— коэффициент шарнирного момента 5р и — площадь и средняя хорда руля — скоростной напор у оперения. [c.83]

Примем, что центр масс аппарата расположен от острия на удалении х 9,05 м, а расстояние от этого центра до вершины консоли крыла х,5р = х — Хр — х р = = 9,05 — 5 — 1 = 3,05 м. Кроме того, средняя аэродинамическая хорда ( >сАх)кр = 2 (6кр)кр/3 = 2 4/3 = 2,67 м. Соответствующая координата передней кромки (ХсАх)кр >33 м, расстояние от центра масс аппарата до центра тяжести [c.215]

Здесь с = с1ЬсАх — максимальная толщина профиля, отнесенная к средней аэродинамической хорде коэффициент момента определен относительно середины хорды. [c.278]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...