Расчет аэродинамический

Для расчета аэродинамического сопротивления восходящего плотного слоя выражение (4-36 ) упрощается и видоизменяется. Коэффициентом сопротивления чистого газа можно пренебречь. Тогда, по-прежнему относя для удобства расчета коэффициенты сопротивления к скорости несущей фазы, определенной на полное входное сечение, имеем [c.280]

Расчет аэродинамических сил при свободно-молекулярном обтекании твердых тел [c.163]

Выполним расчет аэродинамических сил при свободно-молекулярном поперечном обтекании кругового цилиндра бесконечной длины. [c.165]

Назовите основные геометрические параметры, которые обычно применяются при расчете аэродинамических коэффициентов летательных аппаратов самолетных схем. [c.14]

При расчете аэродинамических характеристик профилей стреловидных крыльев следует учитывать эффект скольжения, который, как видно из задач, приведенных в следующем разделе, в значительной степени определяет аэродинамические свойства стреловидных крыльев конечного размах.з. С учетом отмеченного -аффекта скольжения для расчета аэродинамических характеристик профилей, принадлежащих стреловидным крыльям, или скользящих крыльев можно использовать все указанные выше методы расчета. [c.172]

Рассмотрим расчет аэродинамических характеристик крыла. Представим подъемную силу, действующую на крыло, в виде суммы сил = У + Кцп + Г п,, [c.238]

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]

В настоящее время имеется много материалов в виде таблиц и графиков [2, 21], с помощью которых можно определять параметры газа около заостренных конических тел без трудоемких вычислений. Многие летательные аппараты, совершающие полет с очень большими скоростями и подвергающиеся интенсивному аэродинамическому нагреву, имеют затупленные головные части. Расчету аэродинамических характеристик таких аппаратов посвящен ряд вопросов и задач, часть которых связана с использованием щироко распространенной теории ньютонова торможения. [c.475]

Рассмотрим расчет аэродинамических производных конуса по линеаризованной теории (см. реш ение задачи 10.54). Так как длина конуса л = [c.580]

Почему аэродинамическая теория тонкого тела, не обеспечивая достаточной точности расчета аэродинамических характеристик реальных летательных аппаратов, оказывается пригодной для решения задач аэродинамической интерференции [c.593]

Тонкой называется такая комбинация корпус — крыло , у которой поперечные размеры (например, размах крыла /) значительно меньше продольной длины L, т. е. 1 > L. Течение около такой комбинации носит линеаризованный характер. При этом можно принять, что хвостовой участок корпуса вместе с оперением (крыльями) находится на значительном удалении от носовой части, поэтому ее влияние на обтекание оперения пренебрежимо мало. Таким образом, хвостовой участок обтекается практически невозмущенным потоком с числом = 1,5. При этом условии рассмотрим расчет аэродинамических характеристик. [c.605]

Для расчета аэродинамических характеристик используем зависимости, полученные в аэродинамической теории тонкого тела (см., например, [17]). [c.608]

Рассмотрим расчет аэродинамических характеристик с учетом сжимаемости и ряда других факторов (форма консоли, длина хвостового участка). [c.634]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

Результаты расчетов аэродинамических характеристик могут относиться к некоторым формам оперения (крыльев) в плане, в частности к прямоугольным (г1 = 1 Хп = 0) или треугольным (т] = оо). Для определения аэродинамических параметров иного по форме оперения можно заменить его услов- [c.64]

Одним из эффективных в аэродинамической теории тонких тел является метод присоединенных масс. В отличие от рассмотренного ранее способа расчета аэродинамических коэффициентов и статических производных устойчивости, основанного на исследовании параметров обтекания с учетом интерференции, этот метод позволяет определить непосредственно аэродинамические характеристики. Вместе с тем метод присоединенных масс расширяет возможности аэродинамических расчетов для большего числа конфигураций летательных аппаратов и является основой определения наряду со статическими производными устойчивости также вращательных производных и производных по ускорениям. [c.155]

Расчет аэродинамических характеристик. В соответствии с теоремой Жуковского разность коэффициентов давления на нижней и верхней поверхностях при бесциркуляционном обтекании [c.226]

Расчет аэродинамических характеристик. По значениям производных циркуляции гД и ГД( можно вычислить распределение коэффициентов давления, а по ним — производные устойчивости летательного аппарата. При этом разность коэффициентов давления для нижней и верхней поверхностей аппарата вычисляется в виде ряда [c.234]

Рис. 3.3.1. Схема к расчету аэродинамических характеристик внешнего руля по методу обратимости потока а — прямой поток б —обратный поток 5р — площадь руля — площадь крыла 5 — площадь, занятая корпусом под крылом

Рассмотрим задачу об обтекании тела сверхзвуковым потоком газа при наличии сильного вдува на его поверхности. Эта задача возникает, например, при расчете аэродинамических характеристик тела вращения с учетом вдува, возникающего при термохимическом разрушении теплозащитного покрытия. Математически задача об обтекании тела вращения сверхзвуковым потоком газа сводится к решению уравнений физической газовой динамики [c.366]

Размещение источника теплоснабжения 31 8 Размол твердого топлива 136 Разность темлератур 76, 98 Расположение труб в пучке lOl Расчет аэродинамический 346, 361 [c.430]

Каждая световая кнопка соответствует определенной команде оператора (см. п. 8 гл. 2). Команды и световые кнопки разделены на две группы — главную и управляющую. Первая группа включает команды (и кнопки) для конструирования математической модели, расчета аэродинамических сил и отображения графических данных на экране (ПРОФИЛЬ, ВРАЩЕНИЕ, движение, слежение за ПЕРОМ, ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ, МОМЕНТ ТАНГАЖА). Кнопки первой группы располагаются в левой части экрана, где все время высвечиваются их идентификаторы. Для того чтобы реализовать требуемую команду, следует указать на ее идентификатор световым пером. [c.218]

Методику расчета аэродинамических опор и примеры конструкций см. [25] — [27]. [c.320]

М а р к о в Н. М. Расчет аэродинамических характеристик лопаточного аппарата. Машгиз, 1955. [c.262]

Материалы первого раздела дают основы для расчета процесса распыливания в форсунках. Здесь же приводятся новые данные о горении капель тяжелого жидкого топлива, заставляющие пересмотреть привычную схему, согласно которой гонению жидкого топлива всегда предшествует его испарение, аботы второго раздела освещают весьма важный для проектирования циклонных топок вопрос о характерных для них особенностях движения пылевоздушного потока. В этом же разделе приведены данные, необходимые для расчета излучения золовой пыли, причем показано, что роль этого излучения велика. Также подвергнут анализу вопрос о характере топочных температурных полей. Работы третьего раздела устанавливают основные законы течения газов через слой топлива и дают закономерности, необходимые для расчета аэродинамического сопротивления слоя и скорости сушки в последнем. [c.3]

ОБОБЩЕННЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЗАГРУЖЕННЫХ СЕЧЕНИЙ [c.267]

В книге изложены основные вопросы теории лопаточного аппарата паровых и газовых турбин приведены методы расчета аэродинамических характеристик решеток лопаток бесконечной и конечной длины дано теоретическое обоснование выбора допустимой шероховатости поверхности лопаток рассмотрено влияние шероховатости поверхности на потери энергии в решетках освещены особенности течения рабочей среды в решетках при сверхзвуковых скоростях изложена теория расчета лопаточного аппарата сравнительно большой длины. [c.2]

В первой главе изложены теория и методика расчета аэродинамических характеристик решетки лопаток бесконечной длины. Рассмотрено определение коэффициента профильных потерь в решетке с бесконечно тонкими выходными кромками лопаток и с кромками конечной толщины, определение угла выхода потока из решетки, влияние геометрических и газодинамических параметров на характеристики решетки. [c.3]

В случае относительно высокой шероховатости k последняя в первую очередь оказывает непосредственное влияние на трение в пограничном слое и соответственно на профиль скоростей в поперечном его сечении. Поскольку в этой главе рассматриваются вопросы, возникающие при расчете аэродинамических характеристике практически гладкими лопатками, то здесь вопроса о влиянии шероховатости на развитие пограничного слоя касаться не будем. [c.54]

Определение безразмерных характеристик аэродинамических сил. Метод расчета автоколебаний конденсаторных трубок, основанный на составлении и решении дифференциального уравнения движения, в настоящее время еще не создан. Также не решена задача теоретического расчета аэродинамических сил, вы-зывающих автоколебания трубок, и определения эпюр давления при отрывном обтекании цилиндров в нестационарных условиях. Поэтому пользуются в настоящее время методом расчета напряжений в конденсатор- [c.141]

В статье [1], посвященной исследованию ламинарного пограничного слоя различных жидкостей, автор обобщил метод Крокко на случай произвольного постоянного числа Прандтля, что позволило теоретически рассчитать аналогию Рейнольдса и коэффициент восстановления ламинарного слоя при различных числах Прандтля. В настоящей работе автор распространил общую теорию ламинарного пограничного слоя при различных числах Прандтля на турбулентный случай, который имеет большое значение при расчете аэродинамического нагрева высокоскоростных самолетов. Настоящая теория справедлива для плоской пластины при нулевых градиентах давления и температуры вдоль пластины. [c.217]

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]

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]

Вследствие того что М,<,п=М оСоз х=1>3 невелико и профиль тонкий, для расчета аэродинамических коэффициентов можно применить соотношения линеаризованной теории. [c.205]

Рассмотрите зависимости для числового расчета аэродинамических коэффициентов и их производных по кинематическим параметрам для крыла в целом и отдельных его сечений при неустановившемся обтекании несжимаемой лтид-костыо. [c.251]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Коэффициенты интерференции. При расчете аэродинамических характеристик летательных аппаратов, представляющих собой комбинации из нескольких элементов, в частности корпуса и несущих (стабилизирующих) поверхностей, необходимо учитывать эффект взаимного влияния на характер обтекания этих элементов. В результате этого взаимного влияния (или так называемой интерференции), сумма аэродинамических сил (моментов) взятых отдельно (изолированных) крыла и корпуса или оперения и корпуса не равна полной силе (моменту) комбинации, состоящей из соответствующих элементов и представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крыло, оперение, — будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата, каюбы теряют свои индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции новые. Например, нормальная сила оперения в виде пары плоских консолей, расположенных на тонком корпусе, обтекаемом под малым углом атаки, определяется в виде суммы [c.132]

Пример 2.3.1. Рассмотрим расчет аэродинамических характеристик с учетом сжимаемости и ряда других факторов для четырехконсольного аппарата, условия полета (без скольжения), форма и размеры которого приведены в примере 2.1.1 (см. рис. 2.1.11). [c.168]

Рис. 2.5.16. Схема и размеры четырехконсольной конфигурации корпус—крыло—оперение в примере расчета аэродинамических характеристик

С. Л. Шагаловой [Л. 727] выдвинут был так называемый обобщенный метод расчета аэродинамических сопротивлений загруженных сечений. Авторы исходят из струй-чатости потока в пучке и слое зернистого материала и принимают, что главным явлением, определяющим сопротивление движению потока в слое (загруженном сечении), являются периодическое сужение струи ри проходе через участок сечения, тде имеется наибольшее сближение частиц, и последующее ее расширение. [c.20]

Недостаток общепринятой методики расчета аэродинамического сопротивления поперечно-обтекаемых трубчатых поверхностен, заключающийся в неправильном учете температурного фактора, а также появление новых экспериментальных материалов, позволяющих уточнить зависимость сопротивления от геометрических характеристик пучков, привели к необходимости установить новые расчетные формулы. Для этой цели были использованы экспериментальные работы ВТИ [Л. 37, 40, 41], а также работы В. М. Антуфьева и Л. С. Козаченко [Л. 33] и Ф. П. Казакевича [Л. 42]. [c.78]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...