Скоростях Силы подъемные н моменты

Спортивный самолет массы 2000 кг летит горизонтально с ускорением 5 м/с , имея в данный момент скорость 200 м/с. Сопротивление воздуха пропорционально квадрату скорости и при скорости в 1 м/с равно 0,5 Н. Считая силу сопротивления направленной в сторону, обратную скорости, определить силу тяги винта, если она составляет угол в 10° с направлением полета. Определить также величину подъемной силы в данный момент. [c.199]

Самолет массы 10 кг приземляется на горизонтальное поле на лыжах. Летчик подводит самолет к поверхности без вертикальной скорости и вертикального ускорения в момент приземления. Сила лобового сопротивления пропорциональна квадрату скорости и равна 10 Н при скорости в 1 м/с. Подъемная сила пропорциональна квадрату скорости и равна 30 Н при скорости в 1 м/с. Определить длину и время пробега самолета до остановки, приняв коэффициент трения / = 0,1. [c.204]

Экспериментальные исследования динамического срыва обычно проводятся как н.а винтах, так и на крыльях в плоскопараллельном потоке. В последнем случае применяются установки, позволяющие производить периодические изменения угла атаки крыла, установленного в аэродинамической трубе. Среднее значение и амплитуда изменения угла атаки, а также частота колебаний выбираются таким образом, чтобы они соответствовали условиям работы сечения лопасти винта. При этом среднее значение и амплитуда колебаний угла атаки должны быть достаточно велики и близки по величине. Частота колебаний должна соответствовать частоте вращения винта (одно колебание за один оборот винта). Установка должна обеспечивать возможность измерения давлений, нагрузок в сечении и других параметров в течение цикла колебаний. Иллюстративный пример экспериментальных аэродинамических характеристик профиля колеблющегося крыла показан на рис. 16.2 (на самом деле экспериментальные данные характеризуются большим разбросом величин нагрузки при уменьшении угла атаки). Приведенные кривые свидетельствуют о том, что срыв при больших скоростях увеличения угла атаки сильно затягивается, а нагрузки значительно превышают статические. Как видим, имеет место гистерезис изменения нестационарных нагрузок, поскольку подъемная сила и момент зависят не только от текущего значения угла атаки, но и от истории движения профиля. [c.800]

В работе [А.20] изложен метод расчета изгибающих моментов и моментов кручения при срывном обтекании отступающей лопасти. В методе учтены гистерезис изменения подъемной силы и отрицательное демпфирование крутильных колебаний лопасти при срыве. Для представления подъемной силы и моментов сечений в виде линейных функций вертикальной скорости и темпа изменения угла атаки использовались результаты работы [Н.7]. Изгибающие моменты, полученные при введении в расчеты стационарных характеристик сечений, были примерно вдвое меньше измеренных. С учетом гистерезиса подъемной силы расчетные и экспериментальные величины были одного порядка. Дополнительная информация по этому вопросу имеется также в работе [c.808]

В работе [Н.26] описано экспериментальное исследование динамического срыва. Были измерены нагрузки на плоском профиле в процессе его движения при линейном возрастании угла атаки с течением времени. Для углов атаки, значительно превышающих ass, получены весьма большие значения коэффициентов подъемной силы и, момента при возникшем переходном процессе. В условиях динамического срыва разрежение на передней кромке исчезало одновременно с перемещением области разрежения назад по верхней поверхности профиля. Характер таких возмущений давления указывает на то, что при динамическом срыве с передней кромки профиля сходит слой поперечных вихрей. Возникновение в переходном процессе весьма большой подъемной силы является результатом возмущения давления, вызванного вихрями, и затягивания срыва. Большой пикирующий момент, возникающий в переходном процессе, вызван разрежением, перемещающимся назад по верхней поверхности профиля. При малых скоростях увеличения угла атаки созданная вихрями нагрузка невелика, так что нестационар-ность проявляется в возрастании максимальной подъемной силы вследствие затягивания срыва. Как видно на рис. 16.6, измеренные значения максимальных коэффициентов подъемной силы [c.810]

Способ введения характеристик динамического срыва в расчеты аэродинамических нагрузок лопасти несущего винта описан в работах [J.26, J.28]. В основу положены экспериментальные данные работы [Н.26] по максимальным переходным нагрузкам. Принято, что сходящие с передней кромки при динамическом срыве вихри быстро вызывают увеличение подъемной силы и момента до максимальных значений, после чего происходит быстрое падение этих значений до стационарных. Поэтому при вхождении в срыв происходит импульсное нарастание подъемной силы и момента на пикирование, что вызывает движение лопасти и характерные для срыва изменения нагрузок. Величины коэффициентов подъемной силы и момента при динамическом срыве в зависимости от скорости изменения угла атаки описываются соотношениями [c.812]

А-4, где а—мотор, б—винт, в— капот мотора, г — механическ. запуск ротора, д— лопасти ротора, е— между лопастные расчалки, мс — поддерживающие расчалки, з—киль, и—руль попорота, к—руль высоты. Л —стабилизатор, м — крыло с элероном, н — шасси. При косой обдувке винта окружная скорость лопасти, идущей по движению, складывается со скоростью полета, а скорость лопасти, идущей против движения, равняется разности этих скоростей. Благодаря возникающей при этом разнице в подъемных силах лопастей, находящихся в различных угловых положениях, появляется поперечный момент, стремящийся опрокинуть винт. Этот момент возникает на всех винтах, имеющих жесткое крепление лопастей ко втулке [c.56]

Выдающаяся роль в разработке теории обтекания тел потоком, имевшей исключительно важное значение для развития авиации, принадлежит Н.Е.Жуковскому. Он показал, что подъемная сила крыла связана с вихрем, названным им присоединенным, обтекающим крыло. Основная идея расчета подъемной силы сводится к следующему. Если бы в воздухе отсутствовали силы вязкости, то картина обтекания крыла была бы такой, как на рис. 4.28(й). Подъемная сила, однако, будет равна нулю, поскольку поток позади крыла не изменил направления движения. Обтекание крыла реальным воздухом, изображенное на рис. 4.28(в), может рассматриваться как суперпозиция невязкого обтекания (а) и вихревого движения воздуха вокруг крыла самолета по часовой стрелке (б). Величина подъемной силы напрямую связана с наличием циркуляции скорости Г (4.24) по контуру, охватывающему крыло самолета. Этот контур должен находиться вне пограничного слоя (б), толщина которого для движущегося с дозвуковой скоростью самолета составляет несколько сантиметров. Из закона сохранения момента импульса следует, что позади крыла должны образовываться вихри с движением в них воздуха против часовой стрелки. На рис. 4.29 представлена фотография вихревой дорожки, образующейся при обтекании модели крыла самолета. Эта цепочка вихрей появляется потому, что при отрыве от крыла одного вихря циркуляция [c.82]

Большое влияние на подъемную силу и момент профиля оказывает упоминавшееся выше явление отрыва потока из-под скачков уплотнения, замыкаюш их сверхзвуковую зону. Подъемная сила и продольный момент профиля при закритических скоростях в некотором диапазоне чисел М< резко уменьшаются (в ряде случаев изменяют знак) образуется так называемая ложка . С дальнейшим ростом числа М < несущ,ие свойства профиля восстанавливаются. Эти явления были проанализированы и увязаны с получающейся в эксперименте картиной перемещения скачков и областей отрыва потока в работе Я. М. Серебрийского, В. Н. Арнольдова, М. В. Рыжковой и А. Я. Перельман (1954). [c.101]

В работе [М.17] проведено сравнение влияний срыва на работу винта по данным расчетов и измерений. Расчеты велись по методике работы [G.57] при стационарных срывных характери-етиках профилей, причем использовались полученные в работе [М. 16] экспериментальные данные. Расчетные и экспериментальные границы срыва, определяемые по изменению крутящего момента, оказались почти параллельными, но расчетная граница соответствовала примерно на 10% меньшей подъемной силе (параметр Ст/о на 0,01 меньше в диапазоне jj, = 0,3- 0,4). Для режимов безотрывного обтекания винта расчетные значения силы тяги хорошо согласуются с экспериментальными, но полученная расчетом пропульсивная сила была больше, а крутящий момент — меньше экспериментальных данных. В качестве возможных причин того, что расчетная граница срыва проходит ниже экспериментальной, указывались радиальное течение, неравномерность скоростей протекания, нестационарность и упругие деформации лопастей. В работе [G.68] приведены таблицы и сетки расчетных характеристик винтов, включающие режимы грубокого вхождения в срыв. Расчеты проводились по методике - работ [G.62, G.63] с использованием стационарных срывных характеристик профилей. Охвачен диапазон режимов J.I = 0,1-Н 0,5. Исследовался шарнирный винт с лопастями прямоугольной формы в плане и круткой —8°. [c.807]

На основании зависимостей (Х.40), (Х.41) и (Х.43) можно утверждать, что при малых значениях скорости V лобовая и подъемная силы невелики и не могут нарушать равновесие частиц грунта. При увеличении скорости V до значений Ун отдельные выступающие частицы теряют устойчивость и приходят в движение, соприкасаясь в некоторых точках на пути своего следования с дном. При этом, если в момент соприкасания с дном частица полностью обтекается потоком, то движение ее продолжается, если же частица попадает в ложбинку и лобовая и подъемные силы при данной скорости v — vn недостаточны для поддержания ее движения, то частица останавливается — скорость Ун называется неразмывающей (по терминологии В. Н. Гончарова несдвигающей или непередвигающей). [c.196]

Для моделирования воздействия вихревого потока на летательный аппарат последний схематизируется тремя несущими плоскостями крылом, стабилизатором и килем. Делается допущение, что летательный аппарат, помещенный в вихревую структуру потока над палубой корабля, не оказывает влияния на эту структуру (заданное поле скоростей). Результаты расчетов с этим предположением представлены в виде зависимостей коэффициентов моментов Шх, гпу, т , коэффициентов подъемной и боковой сил Су и Сг от относительной высоты Н на рис. 2.9. Относительная высота Н представляет собой отношение высоты положения летательного аппарата над палубой корабля Н к корневой хорде крыла Ь. Здесь же приведены результаты экспериментов для 1Пх и ту (точки на графиках). Оценивая полученные результаты, можно отметить следующее. [c.47]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...