Коэффициент подъемной силы лобового

Цель работы — найти распределение давления по профилю крыла вычислить коэффициенты подъемной силы, лобового сопротивления и продольного момента (момента тангажа), а также критические числа Маха и некоторые другие аэродинамические характеристики профиля в дозвуковом потоке. [c.155]

Рассмотрим формулы, позволяющие определить для профиля составляющие коэффициентов подъемной силы, лобового сопротивления и продольного момента от давления. На рис. 4.1.5 показан профиль, принадлежащий участку прямоугольного крыла с единичным размахом. [c.157]

Так как при больших скоростях подъемная сила на единицу площади крыла велика, то при больших скоростях требуется меньшая площадь крыльев. При этом уменьшается их лобовое сопротивление и, следовательно, легко увеличить скорости. Однако при этом увеличивается и минимальная скорость полета. Для снижения минимальной скорости приходится принимать специальные меры устраивать передвижные щитки, или закрылки, увеличивающие коэффициент подъемной силы (и вместе с тем коэффициент лобового сопротивления). В полете эти закрылки убираются (прижимаются к крыльям), при посадке они выдвигаются и уменьшают посадочную скорость. Применение этих методов позволяет несколько расширить диапазон скоростей самолета. Однако недопустимость повышения минимальной скорости является все же одной из серьезных трудностей при конструировании скоростных самолетов. [c.575]

Как следует из выражений (66) и (67), отношение коэффициента подъемной силы к лобовому сопротивлению, определяющее качество пластинки, равно [c.45]

Рис. 10.27. Зависимости от угла атаки коэффициентов подъемной силы с и лобового сопротивления Сх несимметричного ромбовидного профиля с = = 10 %, с = Са -Ь Си, Св - 0,06, Сн - 0,04 при М] = 2,13. Сплошная линия — эксперимент, штриховая — теория

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]

При малых углах атаки коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх связаны с коэффициентом полной аэродинамической силы следующим образом [c.115]

Приведем выражения для коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления, воспользовавшись аэродинамической теорией второго приближения [201-. [c.199]

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]

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]

Найти соотношение между скоростью потока V и окружной скоростью и центров полусферических чашечек, если коэффициент лобового сопротивления при их обдувании с вогнутой стороны С, = 1,33, а с выпуклой — С 2 = 0,34 [10, 354]. Коэффициент подъемной силы при обдувании полусферической чашечки параллельно диаметральной плоскости считать равным нулю. Трением пренебречь. [c.71]

Гидродинамические качества профиля в заданном диапазоне изменений кавитационного параметра кв. могут быть определены посредством измерения лобового сопротивления X и подъемной силы У. Введя коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления [c.17]

Поляра крыла определяет взаимосвязь коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления (рис. 4.9). На малых числах М (М<0,6-т-0,7) скорость (число М) практически не оказывает влияния на поляру. При возникновении волновых сопротивлений каждому числу М соответствует своя поляра (рис. 4.9). [c.144]

Поляра самолета — зависимость коэффициента лобового сопротивления самолета Сх от коэффициента подъемной силы Су. [c.149]

Все вышеприведенные соотношения для коэффициента лобового сопротивления одинаково применимы и к коэффициенту подъемной силы. [c.394]

Сопротивление давления и подъемная сила являются составляющими равнодействующей сил давления. Поэтому коэффициент сопротивления давления зависит от тех же трех факторов (формы самолета, угла атаки и числа М), что и коэффициент подъемной силы. Если бы при изменении сопротивления давления (за счет скорости, плотности воздуха, размеров самолета, угла атаки я т. д.) пропорционально ему изменялось и сопротивление трения, то и коэффициент лобового сопротивления самолета зависел "бы только от указанных трех факторов. Но для такой пропорциональности нужно, во-первых, одно и то же состояние поверхности самолета и, во-вторых, неизменное число Рейнольдса. Учитывая, что эти условия могут быть нарушены, делаем вывод, что на коэффициент лобового сопротивления самолета должны влиять следующие факторы 1) форма самолета 2) угол атаки 3) число М 4) состояние поверхности самолета [c.63]

На сколько процентов увеличится G (вес), на столько же необходимо увеличить Су. Рост коэффициента подъемной силы вызывает увеличение коэффициента лобового сопротивления, что приводит к падению максимальной скорости. Изменение веса влияет и на величину посадочной скорости. [c.153]

На рис. 56 и 57 схематично показано поведение коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления профиля крыла с постоянным углом атаки как функций числа Маха в околозвуковом диапазоне скоростей. [c.133]

Профильное сопротивление крыла конечного размаха можно получить, складывая профильные сопротивления плоских сечений крыла (в смысле, разъясненном в гл. VII). Полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха равно сумме профильного и индуктивного его сопротивлений. На режиме максимальной скорости самолета индуктивное сопротивление крыла, пропорциональное квадрату коэффициента подъемной силы, невелико, и главную часть лобового сопротивления крыла составляет его профильное сопротивление (вспомнить диаграмму сопротивлений, показанную на рис. 155, и разъяснения к ней, изложенные в 74 гл. VII). [c.638]

Рис. 158. Зависимость коэффициентов подъемной силы (са) и лобового сопротивления (си) от угла атаки а. Для облегчения отсчета на оси ординат поставлены числа, в сто раз большие действительных значений Са и с

Аэродинамические свойства крыла, так же как и плоской пластинки, сильно зависят от отношения размаха крыла I к его ширине Ь (это отношение I Ъ называется относительным размахом, или удлинением)-, а именно, коэффициент лобового сопротивления Су,, соответствующий определенному значению коэффициента подъемной силы Са, тем меньше, чем больше относительный размах. Наоборот, коэффициент подъемной силы, соответствующий определенному значению угла атаки, тем больше, чем больше относительный размах. До тех пор, пока обтекание крыла происходит плавно, без отрыва потока, такое поведение указанных коэффициентов легко объяснить на основе теоретических соображений относительно движения жидкости без трения. При этом сопротивление трения, а также сопротивление давления (если имеет место отрыв потока) остаются, конечно, неучтенными, что [c.276]

Рис. 164. Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления при плоском обтекании крыла

Безразмерные коэффициенты с , ,J, в этих формулах называются, соответственно, коэффициентом лобового сопротивления, коэффициентом подъемной силы и коэффициентом боковой силы. [c.557]

Коэффициент подъемной силы Су с увеличением угла атаки растет сначала быстро, а затем медленнее и после критического угла атаки начинает падать. Коэффициент лобового-ттопротивления растет сначала медленно, а затем быстрее. На рис. 343 приведены графики зависимости и Су от угла атаки а для одного из типов крыльев, применяемых в авиации. Так как во всей области практически применяемых углов атаки величина С много меньше, чем Су, то для того, чтобы обе кривые удобно было нанести в одном масштабе, на графике отложена величина 5Сх. От крыла самолета требуется большая подъемная сила при малом лобовом сопротивлении. Крыло тем лучше будет удовлетворять этому требованию, чем больше величина ft = Су/С , которая поэтому называется качеством крыт. [c.560]

Угол атаки крыла а = 0. На графике рис. 5.1.2 приведены данные для крыльев с удлинением Хкр> Ю, определяющие изменение коэффициента лобового сопротивления Асх и приращение коэффициента подъемной силы крыла АсУа за счет воздействия струи газа на поток воздуха в функции [c.352]

На рис. 1-23 показано влияние статического давления на коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх в условиях кавитирующего и некавитирующего потока при естественном процессе воздухо-насыщения для профиля Кларк Уц, - Представленные зависимости были получены при температуре воды в = = 7- 10° С, т. е. в таком диапазоне изменения tв, при котором влияние температуры на коэффициенты Су и Сх оказывается пренебрежимо малым. Профиль Кларк У имеет относительно стабильные к изменению статического давления характеристики Су — ка, смещение коэффициента подъемной силы составляет у него всего 3% коэффициент лобового сопротивления Сх с уменьшением давления в рассматриваемом диапазоне уменьшается до 18% максимальное изменение Су у профиля О при тех же условиях испытания было при аоо = 3° и А(г = 0,858%. [c.31]

Аэродинамическое качество К — отношение нодъемноЛ силы к лобовому сопротивлению, или отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления [c.145]

Судя по характеру кривых рис. 210, можно думать, что в точке перехода Т происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием уже турбулентного пограничного слоя к поверхности шара. Такой турбулентный пузырь (английский термин ЬпЬПе) отрыва в развитом своем виде уже давно наблюдался на лобовых участках крыловых профилей. Появление его и исчезновение приводило к загадочным изменениям подъемной силы и сопротивлений крыльев на больших углах атаки, к гистерезису коэффициента подъемной силы при начальном возрастании и последующем убывании угла атаки и др. Одно из первых описаний этого явления можно найти в сборнике монографий, вышедшем под редакцией С. Голдстейна [c.541]

В уравнениях (1) и (2) М — масса самолета в данный момент времени, о — скорость центра масс самолета, Vr — эффективная относительная скорость продуктов горения на срезе сопла двигателя, — коэффициент лобового сопротивления, равный o+b l Схо. Ь — постоянные величины), Су — коэффициент подъемной силы, р — плотность воздуха, S — площадь крыла самолета. Полагая М=Мо/, где Мо — масса самолета в момент выхода его на данную горизонталь, и зная, что для летных углов атаки y ka, где = onst, а — угол атаки, уравнения (1) и (2) можно написать в виде [c.36]

Рассмотрим внимательнее эти отчасти разные виды сопротивления. Авиационный инженер обычно применяет вместо самих сил безразмерные коэффициенты. Панример, коэффициент подъемной силы С ь, уже исиользоваппый в главе П, и коэффициент лобового сопротивления Со соответственно определяются делением подъемной силы и лобового сопротивления на площадь крыла и динамическое давление, соответствующее скорости полета. Динамическое давление — величина увеличения давления, которая появляется, если ноток жидкости с плотностью р и скоростью и останавливается она равна На рис. 28 показана диаграмма, очень хорошо знакомая авиационным инженерам, так называемая полярная диаграмма, на которой построен график коэффициента подъемной силы в зависимости от коэффициента лобового сопротивления. Угол атаки использован в качестве параметра. Данные являются результатом измерений крыльев относительного удлинения от единицы до семи в аэродинамической трубе [1]. Относительное удлинение крыла, как объяснено в главе П, получено делением размаха на среднюю хорду. [c.69]

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]

В этой ситуации соображение подобия, которое я предложил и назвал правилом околозвукового подобия, окажет хорошую услугу, поскольку оно позволяет перенести экспериментальные результаты от одного случая к другому [18]. Предположим, что у пас есть два тонких профиля крыла, которые геометрически подобны в том смысле, что опи стали бы идентичными, если изменяется масштаб толщины. Например, можно сравнить два профиля крыла одно 3-х процентной, а другое 6-нроцентпой максимальной толщины распределепие ординат, выраженное па основе максимальной ординаты, является тождественным. На основе рассмотрения уравнений движения течения установим, относительно двумерного течения, что структура потока должна быть подобна, если отношение / 1 — М имеет одинаковое значение, где I — максимальная относительная толщина, а М — число Маха. Следовательно, если у пас есть величина распределепия давления, коэффициент подъемной силы или коэффициент лобового сопротивления для одного из профилей крыла как функций числа Маха, мы сможем рассчитать соответствующие величины для других подобных профилей крыла с различной относительной толщиной. Прогнозы на основании правила подобия очень хорошо соответствуют экспериментам. Установлено также, что правило подобия приблизительно верно, даже если в течении появляются относительно слабые ударные волны. [c.134]

Еслн встать па точку зрения указанных выше аналогий между ламинарным и турбулентным слоями, то легко заключить об отрицательном влиянии числа М (сжимаемости газа) потока на обтекаемость крылового профиля. Подобно тому, как это имело место в случае ламинарного слоя (вспомнить сказанное в конце 91), увеличение числа М, приводящее к обострению пиков разрежений (увеличению отрицательных значений i/ ), должно, согласно (79). вызвать отрыв, расположенный ближе к лобовой точке разветвления потока, чем при М = 0. Это объясняет, почему, наряду с явлением затягивания. кризиса обтекания на ббльшие R, с ростом М возрастают также и докрити-ческие величины коэффициента сопротивления шара (рис. 185). Аналогичное объяснение можно дать наблюдаемому на многих крыловых профилях явлению убывания максимального коэффициента подъемной силы с ростом влияния сжимаемости (числа М). [c.637]

Наиболее важными формами в приложении к аппаратам с подводными крыльями, винтам и агрегатам, преобразующим энергию, являются профили, на которых отрыв потока происходит обычно на острых передней и задней кромках. Тонкие профили, обладающие этим свойством, исследовались теоретически и экспериментально в режиме суперкавитации при /(>0. В общем случае в условиях развитой кавитации (когда каверна длиннее хорды гидропрофиля) коэффициент подъемной силы уменьшается, а коэффициент лобового сопротивления возрастает по сравнению с соответствующими значениями при бескавитационном обтекании. С уменьшением параметра К коэффициенты Сь и Св уменьшаются до их предельных значений, соответствующих значению /С=0. С уменьшением К каверна удлиняется. Теоретически при /(=0 она должна простираться в бесконечность. С помощью метода Тулина получены линеаризованные решения для класса профилей малой, но произвольной кривизны, в том числе для дуги окружности и плоской пластины. В табл. 5.5 собраны результаты расчетов плоских пластин и профилей, образованных дугами окружностей, при К = 0 и /(>0, заимствованные из работ [25, 28, 39, 85, 94]. Согласно этим результатам, Сь и Сд стремятся к предельным значениям при /С = 0. Предельные значения для плоской пластины совпадают с точным решением, полученным на основе теории течений со свободными линиями тока, развитой Кирхгофом и Рэлеем [48], вплоть до членов, содержащих квадрат угла атаки. Предельное значение коэффициента подъемной силы, полученное при /С=0, состав- [c.242]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...