Влияние аэродинамических сил

Вариационные задачи для случая около-космических скоростей п о л е т а. Рассмотрим движение самолета с жидкостным реактивным двигателем по круговой орбите радиуса R =R + H, где R есть радиус земного сфероида, Н — высота полета над поверхностью Земли. Будем предполагать, что высота полета Я лежит в пределах 60—ПО км и влияние аэродинамических сил на движение орбитального самолета является существенным. Скорость полета у<и1, где = [c.235]

В работах [8, 9] рассмотрено влияние аэродинамических сил давления на динамику орбитальной связки тел. Вместо уравнений (9) и интеграла (10) будут иметь место уравнения и интеграл [c.223]

Несмотря на относительную сложность, задача оценки влияния аэродинамических сил на закон движения решается и точными и приближенными методами. Однако, прежде чем рассказать, как это делается, мы остановимся еще на некоторых обстоятельствах, которые заметно отличают реальные условия полета от рассмотренной идеальной схемы. [c.35]

Влияние двигателя на сопротивление ракеты тем меньше, чем меньше плотность атмосферы. Оно уменьшается с высотой, так что на больших высотах, где плотность воздуха ничтожна, влияние аэродинамических сил на полет ракеты и силу тяги практически исчезает. [c.13]

После этого начинает работать двигатель второй ступени, продолжающий поднимать и разгонять всю оставшуюся часть ракеты-носителя спутника. Влияние аэродинамических сил здесь уже сказывается сравнительно слабо, однако именно тут встает проблема аэродинамического нагрева. Носовой конус ракеты-носителя оказывается полезным не только тем, что уменьшает потери от сопротивления во время работы первой ступени, но и тем, что воспринимает на себя основную часть теплового удара -при работе второй ступени. Еще до окончания работы двигателя второй ступени конус отбрасывается и спутник остается открытым в носовой части ракеты. Однако теперь аэродинамический нагрев уже не опасен,-атмосфера достаточно разрежена. [c.88]

Влияние турбулентности на дробление струи жидкости исследовано в работе [539]. Показано, что турбулентность способствует укорачиванию струи до начала ее распыления. В ряде работ [539— 541] изучено влияние запаздывания измельчения струи по времени на устойчивость горения и выполнены основные эксперименты. Теория распыления тонких слоев жидкости, получаемых с помощью тангенциальных сопел, рассмотрена в работе [895]. Критерий устойчивости получен из условия баланса сил межфазного поверхностного натяжения и аэродинамических сил. [c.145]

Сила сопротивления между частицей и поверхностью пропорциональна относительной скорости точки. Влияние веса и аэродинамической силы со стороны потока газа считается пренебрежимо малым. [c.72]

ВЛИЯНИЕ ВЯЗКОСТИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ [c.13]

Одним из наиболее широко развитых научных направлений механики жидкости (газа) является аэродинамика пограничного слоя, изучающая движение вязкой жидкости в ограниченной области вблизи обтекаемых поверхностей. Решение задач о движении жидкости в пограничном слое дает возможность найти распределение касательных напряжений (местных и средних коэффициентов трения) и, следовательно, суммарные аэродинамические силы и моменты, обусловленные вязкостью среды, а также рассчитать теплопередачу между поверхностью летательного аппарата и обтекающим его газом. При небольших скоростях полета не обязательно учитывать тепловые процессы в пограничном слое из-за малой их интенсивности. Однако при больших скоростях необходимо учитывать теплопередачу и влияние на трение высоких температур пограничного слоя. [c.669]

Отличительная особенность этих летательных аппаратов состоит в том, что они входят в плотные слои атмосферы с очень большой скоростью, а поэтому испытывают сильное влияние аэродинамического нагрева. С целью предохранения от разрушения, вызванного этим нагревом, поверхность этого аппарата должна быть снабжена теплозащитой. Снижение скорости при спуске обеспечивается при помощи тормозных двигателей и парашютов. Существенные недостатки баллистического спуска связаны со значительными перегрузками летательных аппаратов. Эти перегрузки можно уменьшить, если использовать конструкцию спускаемого летательного аппарата с повышенным аэродинамическим качеством, т. е. с увеличенной подъемной силой. При такой подъемной силе ограничение перегрузок одновременно сопровождается снижением угла входа, т. е. уменьшением захвата атмосферой спускаемого аппарата. Это позволяет значительно снизить тепловые нагрузки, повысить маневренность. [c.126]

Рассмотрим плоское движение капель в межлопаточном канале под влиянием только аэродинамической силы. Для этих условий ускорения капли в полярной системе координат (рис. 14) можно выразить уравнениями (И. 53) и (II. 54) [c.75]

Влияние осевого зазора. Увеличение расстояния между венцами направляющих и рабочих лопаток повышает разгон капель и улучшает условия их входа в рабочее колесо. Это мероприятие полезно также для сепарации влаги. Еще большее значение оно имеет для повышения вибрационной надежности лопаток, так как с увеличением зазора выравнивается поток и уменьшаются очень опасные переменные аэродинамические силы. Эго особенно важно при большом количестве крупнодисперсной влаги в кромочном следе за направляющим аппаратом. [c.182]

Вынужденные колебания происходят от дисбаланса и расцентровки ротора. Возможны также случайные факторы, возбуждающие вибрации, как, например, крутильные колебания при коротком замыкании. Наконец, возможны колебания роторов под влиянием нестационарных гидродинамических сил в подшипниках и аэродинамических сил в рабочих колесах. Колебания последнего типа свойст- [c.34]

Число К — важнейший критерий подобия аэродинамических сил, действующих на каплю. Он характеризует влияние на ускорение капли ее радиуса и плотности пара. [c.230]

Аэродинамическая сила зависит от скорости и плотности пара и от состояния пленки. Под влиянием сил инерции тончайшая пленка разрывается на куски, движущиеся к периферии РЛ. В ЧВД из-за большой плотности пара аэродинамическая сила значительно больше, а окружные скорости меньше, чем в ЧНД. Поэтому аэродинамическая сила в ЧВД может существенно влиять на траек- [c.232]

Полное математическое решение задачи о распаде струи жидкости встречает ряд существенных трудностей. Дело в том, что остается неясным вопрос о влиянии возмущений внешнего происхождения и зависимости времени распада струи от капиллярного натяжения. Весьма сложным является учет аэродинамических сил, действующих на поверхности струи. [c.243]

Следует особо подчеркнуть тот факт, что уравнение Эйлера позволяет определять газодинамические силы, действующие на расположенные в газовом потоке тела, только по известным параметрам газа на контрольной поверхности, т. е. без проникновения в сущность процессов, происходящих внутри объема газа, выделенного контрольной поверхностью. Форму обтекаемых тел, наличие подвода (отвода) тепла или механической энергии и другие особенности процесса внутри выделенного объема газа, ограниченного контрольной поверхностью, в этом случае знать не требуется. Но нужно иметь в виду, что в вычисленной по уравнению Эйлера суммарной аэродинамической силе действие всех этих факторов автоматически учитывается через их влияние на распределение параметров газового потока по контрольной поверхности. [c.31]

Неравномерность распределения скоростей как в радиальном направлении, так и по окружности выходного сечения коллектора, получаемая при указанных оптимальных параметрах патрубков (отклонение от среднего значения скорости с порядка 15 — 20%), не оказывает влияния на характеристики ступени компрессора. Однако неравномерность скорости приводит к периодическому изменению аэродинамических сил, действующих на лопатки рабочего колеса, что отражается на сопротивлении усталости машины [3-19]. [c.120]

Ракета подвержена действию тягн двигателей (следящая сила), управляющей силы рулей с градиентом по углу поворота рулей S и аэродинамических сил. Небольшие поперечные колебания с точностью до величии не оказывают влияния на скорость и ускорение продольного движения ракеты. [c.495]

В этом разделе будут выведены формулы для сил, действующих на лопасть при полете вперед. Рассмотрим несущий винт со всеми шарнирами, но без относа ГШ. Лопасти абсолютно жесткие, они машут и изменяют свои общий и циклический шаги под действием управления, т. е. изгибные и крутильные деформации лопастей пренебрежимо малы. Такая схема достаточна для определения аэродинамических характеристик и характеристик управления шарнирного несущего винта. Чтобы найти аэродинамические силы в сечении, используем теорию элемента лопасти. Влиянием зоны обратного обтекания пока пренебрежем. Плоскость отсчета выбираем произвольно. [c.171]

Влияние концевых потерь сводится в основном к уменьшению силы тяги при заданном общем шаге приблизительно в раз. Наличие неоперенной части мало влияет на величину Ст. Концевые потери оказывают сильное влияние на величину момента аэродинамических сил относительно оси ГШ, так что эти по- [c.202]

Таким образом, относ ГШ мало изменяет константы, фигурирующие в выражениях для аэродинамических сил. Правда, нужно еще учесть коэффициент концевых потерь. Влияние относа на маховое движение состоит главным образом в том, что возникает связь между продольным и поперечным управлением, так как v > 1. Для режима висения сдвиг по фазе между циклическим шагом и вызванным им маховым движением вычисляется по формуле [c.225]

ТОЛЬКО равновесием аэродинамических сил), но вызывает значительное увеличение силы тяги и угла конусности винта при больших концевых скоростях. Единственный практический способ детального учета эффектов сжимаемости — численное определение нагрузок и движения лопастей с использованием экспериментальных зависимостей аэродинамических характеристик профилей от угла атаки и числа Маха. Влияние трехмерности обтекания также следует учитывать, особенно в концевой части лопасти. [c.251]

Влияние этого преобразования на собственные значения и собственные векторы динамики несущего винта обсуждено в разд. 8.5. Дальнейшее решение будет рассмотрено в гл. 12, при введении аэродинамических сил. [c.363]

Итак, изменение скорости потока следующим образом влияет на нестационарные аэродинамические силы профиля появляются дополнительные бесциркуляционные составляющие подъемной силы и момента, связанные с производной d Ua)/dt возникает связь между гармониками квазистационарной и нестационарной циркуляции, вызванная влиянием вихревого следа функция уменьшения подъемной силы существенно изменяется вследствие разрежения и сгущения завихренности в следе. В соответствии с изменением скорости обтекания сечений лопасти при полете вперед все три эффекта имеют периодический характер с основной частотой, равной частоте вращения винта. Выра-.жения членов, соответствующих бесциркуляционным подъемной силе и моменту, справедливы для любых изменений U. Простая аппроксимация Сц(/г, ijj) л С(й) при приведенной частоте, определяемой по местной скорости, дает хорошие результаты до значений (х/г = 0,7. При малых значениях ц/г можно воспользоваться более грубой аппроксимацией Сц(п, j) = С(/гй/г), в оторой приведенная частота построена по средней скорости. Эта аппроксимация не учитывает влияния переменной скорости потока при построении вихревого следа. [c.454]

Интересные модели взаимодействия освещены в работах В. В. Белецкого. Так в [26] учитывается влияние аэродинамических сил на вращение и ориентацию спутника на орбите. Основные же эффекты динамики вращательного движения спутников под действием моментов, в том числе и аэродинамических, рассмотрены в [20, 26], динамика вращательного движения небесных тел в фавитационных полях с упором на резонансные эффекты — также в [26]. [c.15]

Белецкий Я В., Яншин А. М Влияние аэродинамических сил на вращательное движение искусственных спутников. Киев Наукова думка, 1984, — 188 с. [c.327]

Так как при полете сн аряда в атмосфере (когда аэродинамические силы и моменты велики) большие углы атаки ведут к значительному утяжелению конструкции, нужно, чтобы угол атаки оставался все время близким к нулю. Для этого снаряд должен двигаться по так называемой траектории гравитационного разворота (ее также называют траекторией нулевого угла атаки или нулевой подъемной силы), которая характерна тем, что на ней сила тяги всегда ориентируется вдоль вектора скорости, причем начальная скорость 1 0 имеет ненулевую горизонтальную составляющую ) при заданной программе п I) траектория полностью определяется вектором начальной скорости г о- При полете снаряда по такой траектории большие изгибающие моменты на корпусе не возникают и тем самым основное влияние аэродинамических сил исключается. Разумеется, полный эффект сил аэродинамического сопротивления при этом не исчезает, однако он достаточно мал для того, чтобы в первом приближении его не учитывать, а принять во внимание лишь в последующих приближениях. [c.45]

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]

Общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. Величина той или иной аэродинамической силы или момента для заданной формы летательного аппарата определяется его скоростью V = — Vвысотой полета Н, угловой ориентировкой в полете (углы аир), отклонением рулей, расположенных в трех взаимно перпендикулярных плоскостях (углы о, , 8 , 83 соответственно для рулей направления, высоты и элеронов, рис. 1.1.4), а также угловыми скоростями вращения вокруг связанных осей (П ж. П у, П 2) рис. 1.1.1). Кроме того, в общем случае необходимо учитывать влияние [c.14]

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]

У роторов с податливыми опорами частота автоколебаний уменьшалась соответственно уменьшению собственной частоты под влиянием упругости и вязкого трения опор. Частота и иные, менее существенные, параметры автоколебаний в общем оказывались весьма постоянными у каждого индивидуального ротора и одинаксвы даже при различном возбуждении автоколебаний — под действием смазочного слоя подшипников, аэродинамических сил, при помпаже и др. Вместе с тем иногда наблюдалось постепенное или резкое изменение частоты автоколебаний, не сопровождавшееся изменениями амплитуды и не вызванное каким-либо видимым изменением режима работы машины. [c.124]

Соотношения (8.39) и (8.40) отвечают некоторым двум эквивалентным системам, каждая из которых. имеет одну степень свободы. Приведение масс осуществлено к тем точкам и направлениям, к которым приложены равнодействующие аэродинамических сил. Это всегда можно сделать на основе равенства кинетических энергий исходной и эквивалентной систем для соответствующих форм колебаний. Естественно, что для колебаний с различным числом волн эквивалентные массы различны. Они могут быть о п-ределены, если известны собственные формы. Такой подход позволяет учесть влияние на процесс автоколебаний всех эффективных масс, вовлекаемых в колебания, относящихся, например, и к дмсковой части рабочего колеса. [c.163]

В решетке, обтекаемой влажным и перегретым паром, пристеночные явления суш,ественно между собой различаются. При течении влажного пара на смачиваемой поверхности проточной части образуется пленка. На ее волновую поверхность действуют аэродинамические силы. Под их влиянием устанавливается толщина и скорость движения пленки. Трение пленки о стенку, обтекание и срывы гребней волн и разгон капельного слоя над пленкой поглощают энергию. Эта энергия составляет значительную часть профильных и концевых потерь. В неблагоприятных условиях пленка может способствовать срыву потока. Затрачивается дополнительная энергия на дробление пленки при ее стекании с кромок направ-ляюпщх лопаток. Таким образом, при работе на перегретом и влажном паре профильные потери могут между собой существенно различаться. [c.198]

Такое радиальное смещение капель получилось бы при движении в пустоте и при отсутствии сил тяжести. Это дает только представление о предельных, практически недостижимых смещениях капель к периферии. Действительные траектории капель могут значительно отклоняться от прямолинейных под влиянием газодинамических сил и сил тяжести. Поэтому радиальное перемещение капель Дг становится меньше предельного Агпр его величину можно характеризовать коэффициентом радиального смещения [13] 0 = Аг/Агпр. Величина 0 определяется с помощью уравнения (XIII.15). Приближенное решение с учетом только аэродинамических сил можно представить в виде [c.231]

Групповые флюгерки надо изготовлять так, чтобы длина отдельных нитей была меньше или равна шагу между ними. В противном случае нити могут спутаться. Следует предостеречь и против применения длинных ординарных флюгерков. Даже при достаточной скорости потока длинная нить ( иногда это — длинная полоска бумаги или материи) располагается не вдоль линии тока, а вдоль линии, определяемой равнодействующими аэродинамических сил и сил натяжения в элементах нити. Искажающее влияние длины флю-герка тем больще, чем сложнее кинематика потока. Если в прямоточном потоке допустимы нити длиной до 50 мм, то в потоке с вихревыми зонами они не должны быть длиннее 30 мм. [c.341]

На процессы сепарации влаги, структуру жидких частиц н на снижение КПД турбинных ступеней существенное влияние оказывает процесс течения жидких пленок по поверхности рабочих лопаток под действием центробежных и аэродинамических сил. Анализ сил, действующих на лшдкость на поверхности рабочих лопаток, показывает, что центробежная сила является определяющей [7.13]. [c.284]

Ротор турбовентилятора и ротор турбокомпрессора для уменьшения гироскопического момента вращаются в противоположных направлениях. Гироскопический эффект в газотурбинных двигателях в горизонтальном полете незначителен из-за относительно небольших скоростей изменения направления полета и демпфирующего влияния аэродинамического сопротивления. Однако для СВВП на режиме висения аэродинамическое сопротивление практически отсутствует, и при быстром изменении положения самолета над землей возникает нежелательный момент гироскопических сил, приводящий, например, к резкому увеличению угла крена. [c.193]

Процесс виброобработки мелкодисперсных сыпучих тел в значительной степени формируется под влиянием воздействия газовой или жидкой фазы. Вследствие плохой воздухопроницаемости сыпучее тело оказывается подверженным большим аэродинамическим нагрузкам. Аэродинамические сопротивления возникают в результате того, что между пульсациями давления газовой фазы и движением твердой фазы имеется сдвиг фаз. Вследствие этого возникают аэродинамические силы, препятствующие движению твердой фазы. Так, в пространстве между поверхностью рабочего органа и нижним монослоем сыпучего тела при подбрасывании возникает разрежение, а при падении — повышение давления относительно атмосферного. Уравнивание этих периодических колебаний давления достигается вследствие периодического оттока избыточного и притока недостающего количества воздуха, проходящего через поры, имеющиеся в слое сыпучего тела. Поэтому на частицы мелкодисперсного тела действует пульсирующий аэродинамический напор, направленный с некоторым сдвигом по фазе в основном в сторону, противоположную их перемещению. Аэродинамические силы, действующие на частицы, являются главным образом функцией массы груза, удельной газопроницаемости и зависят от режима колебаний. [c.80]

ТОГО, при полете вперед периодически изменяются с периодом 2n/Q. Это создает серьезную проблему для конструкторов необходимо каким-то способом уменьшить изгибающие моменты в комлевых частях и снизить напряжения в лопастях до допустимого уровня. Если лопасти жесткие, как у пропеллера, то все аэродинамические нагрузки воспринимает конструкция. У гибких же лопастей под действием аэродинамических сил возникают значительные изгибные колебания, в результате которых аэродинамические силы могут изменяться так, что нагрузка лопастей существенно снизится. Таким образом, при полете вперед азимутальное изменение подъемной силы лопасти вызывает ее периодическое движение с периодом 2n/Q в плоскости, нормальной к плоскости диска (плоскости взмаха). Это движение называют маховым. С учетом инерционных и аэродинамических сил, обусловленных маховым движением, результирующие нагрузки лопасти в комлевой части и момент крена, передающийся на фюзеляж, существенно уменьшаются. Обычно для снижения нагрузок втулки несущих винтов снабжают горизонтальными шарнирами (ГШ). При маховом движении лопасть поворачивается вокруг оси ГШ как твердое тело (см. рис. 1.4). Так как на оси ГШ момент равен нулю, на фюзеляж он вообще не может передаться (если относ оси ГШ от оси вращения равен нулю), а изгибающие моменты в комлевой части лопасти должны быть малы. Несущий винт, у которого имеются горизонтальные шарниры, называют шарнирным винтом. В последнее время на вертолетах с успехом применяют несущие винты, не имеющие ГШ и называемые беешарнирными. При использовании высококачественных современных материалов комлевую часть лопасти можно сделать прочной и в то же время достаточно гибкой, чтобы обеспечить маховое движение, которое снимает большую часть нагрузок в комле лопасти. Вследствие значительных центробежных сил, действующих на лопасти, маховые движения у шарнирных и бесшарнирных винтов весьма сходны. Естественно, нагрузка комлевой части лопасти у бесшарнирных винтов выше, чем у шарнирных, а увеличение момента, передаваемого на втулку, оказывает значительное влияние на характеристики управляемости вертолета. В целом маховое движение лопастей уменьшает асимметрию в распределении подъемной силы по диску винта при полете вперед. Поэтому учет махового движения имеет принципиальное значение в исследовании аэродинамических характеристик несущего винта при полете вперед. [c.155]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...