Момент аэродинамический внешний

Из соотношений (3) и (4) следует, что для определения внутренних сил в поперечных сечениях рабочих лопаток необходимо располагать проекциями на оси X, у я г главного вектора и главного момента распределенной внешней нагрузки, отнесенной к единице длины оси лопатки. В дальнейшем на основе выражений (3) и (4) будут выведены формулы для внутренних сил, возникающих как за счет вращения ротора, так и от аэродинамической нагрузки. Поэтому предварительно установим величины проекций на оси х, у я г главного вектора и главного момента распределенной внешней нагрузки, отнесенной к единице длины оси лопатки. [c.61]

После определения проекций на оси х, у и 2 главного вектора и главного момента распределенной внешней нагрузки, отнесенной к единице длины оси лопатки, обратимся к подсчету внутренних сил раздельно от инерционной и аэродинамической нагрузок. [c.63]

Потеря устойчивости сверла приводит к искривлению осевой линии отверстия. Основ-ная особенность данной задачи заключается в том, что положение главных осей сечения стержня по отношению к декартовым осям х2, xz) зависит от координаты Х]. На рис. В.22 показан прямолинейный стержень, находящийся в потоке жидкости или воздуха. Внешний поток, обтекающий стержень, приводит к появлению распределенных аэродинамических сил (qa) и распределенного аэродинамического момента (ца), которые при определенных условиях могут вызвать потерю статической устойчивости стержня в потоке. [c.11]

Мы предполагаем, что внешние дополнительно заданные силы приложены в центре тяжести. Суммарные аэродинамические силы и моменты можно считать величинами, определяемыми формой и движением тела. [c.95]

При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]

Сухие отсеки слабо герметизированы, работают без наддува и нагружены силами реакции соседних отсеков корпуса ракеты и местным аэродинамическим давлением. В сечениях отсеков действуют изгибающие моменты М, нормальные силы N и перерезывающие силы Q. В расчетах отсеков на прочность необходимо учитывать температурное состояние конструкции, определяемое, в первую очередь, аэродинамическим нагревом. Сухие отсеки ракет, приспособленных к подводному старту, нагружены большим внешним давлением. Внешним давлением на активном участке полета нагружены и конические элементы переходных отсеков. [c.314]

Расположение несущего винта (или винтов) на вертолете — это, по-видимому, его главная внешняя особенность и в то же время важный фактор, влияющий на его характеристики, главным образом устойчивость и управляемость. Обычно мощность от двигателя передают на несущий винт через вал, на котором создается крутящий момент. В установившемся полете результирующие сила и момент, действующие на вертолет, должны быть равны нулю. Таким образом, передаваемый на вертолет аэродинамический крутящий момент (реакция несущего винта на крутящий момент вала) должен быть как-то сбалансирован. Способ балансировки аэродинамического крутящего момента в основном и определяет схему вертолета. Как правило, вертолет строится либо по одновинтовой схеме (с одним несущим и одним рулевым винтами), либо по схеме с двумя несущими винтами противоположного вращения. [c.23]

Q — аэродинамический крутящий момент на валу несущего винта, по определению положителен, когда для вращения винта необходим внешний крутящий момент (вертолетный режим) [c.40]

Продолжим исследование роли инерционных и аэродинамических сил в маховом движении лопасти. Если аэродинамические силы отсутствуют, нет относа ГШ и каких-либо стеснений движению лопасти, то уравнение махового движения имеет вид РР = 0. Решением этого уравнения является функция р = = Pi os г 1 + pis sin г ), где р, и Pis — произвольные постоянные. Таким образом, в этом случае ориентация несущего винта произвольна, но постоянна, так как в отсутствие аэродинамических сил или при нулевом относе ГШ нельзя создать момент на втулке посредством изменения углов установки лопастей или наклона вала винта. Несущий винт ведет себя как гироскоп, который в отсутствие внешних моментов сохраняет свою ориентацию относительно инерциальной системы отсчета. Когда винт вращается в воздухе, угол установки создает аэродинамический момент Me относительно оси ГШ, который можно использовать для отклонения оси винта, т. е. для управления его ориентацией. Если бы / 0 был единственным моментом, го циклическое управление вызывало бы отклонение оси винта с постоянной скоростью. Однако возникает также аэродинамический момент демпфирования 1Щ. Наклон ПКЛ на угол р или Ри создает скорость взмаха (во вращающейся системе координат). Следовательно, момент, порождаемый наклоном плоскости управления, вызывает процессию несущего винта, наклоняя ПКЛ до тех пор, пока маховое движение не создаст момент, обусловленный моментами и как раз достаточный, чтобы уравновесить управляющий момент. Вследствие равновесия моментов, обусловленных углом 0 и скоростью р, несущий винт займет новое устойчивое положение. Таким образом, маховое движение лопастей можно рассматривать с двух точек зрения. Во-первых, лопасть можно считать колебательной системой, собственная [c.191]

Рассмотрим изолированное движение лопасти в плоскости вращения с учетом упругих деформаций и обычных ограничений у комля. Силы в плоскости вращения, вызванные маховым движением, учитывать пока не будем (хотя они значительны) в целях выяснения собственных частот и форм колебаний лопасти в плоскости вращения. Действующие в сечении р лопасти силы и их плечи относительно сечения г будут следующими 1) сила инерции тх р) на плече (р — г), 2) центробежная сила шЙ р на плече (г/р)х(р) — х г), 3) аэродинамическая сила F на плече (р —г). Следовательно, момент в сечении г в плоскости вращения, вызванный инерционными и аэродинамическими силами, которые действуют в сечениях, внешних по отношению к сечению г, равен [c.367]

В классической теории несущей линии рассматривается плоское неподвижное крыло большого удлинения в установившемся потоке. Применяется линеаризация, состоящая в том, что крыло и пелена описываются плоскими слоями вихрей. Допущение большого удлинения позволяет разделить задачу на две. Первая (внутренняя) задача касается аэродинамики сечения крыла. Обтекание принимается локально двумерным, а влияние остальных частей крыла и пелены описывается постоянной по сечению индуктивной скоростью, вызывающей изменение его угла атаки. Для определения аэродинамических нагрузок сечения (подъемной силы, сопротивления и момента) используются либо теория профиля, либо экспериментальные данные. Вторая (внешняя) задача состоит в определении индуктивных скоростей. Крыло изображается присоединенным вихрем, с которого [c.429]

Полученные таким образом величины подъемной силы хорошо согласуются с результатами измерений на колеблющихся профилях. Описанный метод позволяет повысить точность расчета характеристик винта. Без учета срыва теория сильно завышает подъемную силу винта при сильном его нагружении, а при расчете срыва по стационарным характеристикам подъемная сила сильно занижается. Учет нестационарности и пространственного характера обтекания дает хорошую сходимость результатов расчетов с экспериментальными данными, причем эффекты скольжения дают 40% поправки, а остальные 60% определяются учетом динамического срыва. В работе [Т.30] описывается дальнейшее развитие указанного метода расчета срыва на отступающей лопасти с учетом крутильных колебаний лопасти. Для расчета коэффициента момента также используется эффективный угол атаки, подобный адин, но выбрано другое значение параметра i. Установлено, что расчетные нагрузки в цепи управления по тангажу, как и остальные нагрузки, хорошо сходятся с полученными при летных испытаниях. Совпадают амплитуды нагрузок и качественно сходятся законы их изменения. Улучшилась также сходимость расчетных и экспериментальных характеристик винта в условиях сильного нагружения. Хотя учет влияния угла скольжения существенно сказывается на аэродинамических характеристиках винта, нагрузки в цепи управления в условиях срыва от угла скольжения не зависят. В рассмотренном случае возникновение динамического срыва на конце лопасти вело к одновременному срыву на внешней части лопасти протяженностью около 40% радиуса. В результате срыва возникали очень большие нагрузки на управление, которые к тому же усиливались последующими крутильными деформациями лопасти. Дальнейшее развитие описанного метода определения аэродинамических сил на лопасти дано в работе [G.97]. [c.815]

Ферменный фюзеляж. В фюзеляже ферменной схемы (рис. 7.1.3) силовыми элементами являются лонжероны (пояса фермы), стойки и раскосы в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Обшивка воспринимает внешние аэродинамические нагрузки и передает их па ферму. Ферма воспринимает все виды нагрузки изгибающие и крутящие моменты и перерезывающие силы. В связи с тем, что обшивка не включается в силовую схему фюзеляжа, вырезы в ней не требуют значительных усилений. Наличие стержней в ферменной конструкции затрудняет использование внутреннего объема фюзеляжа, размещение агрегатов и оборудования, их монтаж и [c.303]

Особенность применения метода вращения к спутникам данного класса состоит в том, что вследствие годового движения Земли по орбите вокруг Солнца вектор требуемого направлений ориентации Xq вращается в абсолютном пространстве с угловой скоростью 2 1°/сут. При этом имеет место уход оси вращения от направления на Солнце как вследствие воздействия на спутник внешних возмущающих моментов (гравитационных, магнитных, аэродинамических), так и вследствие видимого ухода Солнца. [c.103]

Предположим, что внешнее возмущение вывело самолет из исходного режима так, что он повернулся на некоторый угол относительно направления своего полета. Иными словами, вектор скорости вышел из плоскости симметрии, т. е. возникло скольжение. При этом все части самолета — крылья, оперение, фюзеляж, мотогондолы — начинают обтекаться несимметрично, вследствие чего немедленно появляются аэродинамические моменты крена Мх и рыскания Му (рис. 1). Возникающий при скольжении момент рыскания стремится довернуть самолет в сторону скольжения и тем самым устранить последнее. В этом и проявляется действие путевой статической устойчивости. Поведение самолета здесь можно уподобить поведению флюгера, всегда стремящегося занять положение в плоскости потока обтекания. Поэтому путевую устойчивость самолета часто называют флюгерной. [c.69]

Моделирование показало, что при указанных значениях параметров, характеризующих степень асимметрии масс, и в предположении, что внешние моменты отсутствуют, качество движения спутника будет удовлетворять требованиям об определенном ограничении углов у и А0 . Однако если учесть момент сил притяжения, аэродинамический момент и момент сил светового давления, то моделирование приведет к оценкам переменных у и А0 и ухода оси собственного вращения, более близким к действительности. Кроме того, асимметрия распределения масс заметно ухудшает качество системы демпфирования. [c.76]

Найдём формулу для интеграла действия как функцию начальных условий движения тела при входе в атмосферу. При отделении от орбитального модуля спускаемый аппарат на внеатмосферном участке траектории получает некоторый начальный кинетический момент, определяющий дальнейшее его движение относительно центра масс. Внешними аэродинамическими моментами будем пренебрегать. Вследствие этого движение тела подчиняется законам движения твёрдого тела в случае Эйлера [c.88]

В силу перечисленных неточностей представляется целесообразным сравнивать с экспериментом не одну расчетную кривую, а пучок кривых, полученных варьированием начальных данных и параметров моментов сил. Некоторые кривые этого пучка и изображены на рис. 74. При этом оказывается, что изменение принятых в расчете значений параметров моментов внешних сил в 1,2—1,5 раза качественно искажает картину движения следовательно, расчетные значения параметров позволяют достаточно надежно судить о величине действующих моментов и их относительном вкладе в движение. Исключение составляют моменты диссипативных сил (аэродинамических и от вихревых токов). На рассмотренном относительно небольшом интервале времени (100—ПО витков) эти моменты влияют на движение L очень мало, а на изменение величины L и, следователь- [c.330]

Влияние основных внешних моментов (гравитационных, аэродинамических, магнитных, светового давления, диссипативных) на вращательное. движение осесимметричного спутника очень подробно исследовал [c.301]

Варианты систем энергопитания ИСЗ представлены на рис. 5.22. Поскольку на вращающийся КА будут действовать внешние возмущающие моменты (гравитационный, магнитный, аэродинамический) от управляющих рулевых двигателей, то возникает прецессия. Угловая скорость прецессии при этом (рис. 5.23) [c.243]

Выражение для внешнего демпфирующего момента, как и для всех до сих пор рассмотренных аэродинамических снл и моментов, строится с точностью до безразмерного множителя, называемого в данном случае коэффициентом демпфирующего момента. [c.279]

Поэтому разработчики космической техники уже давно стали обращать внимание на так называемые пассивные системы управления, или точнее, системы, использующие для создания управляющих моментов внешние по отношению к КА факторы, а именно гравитационные и магнитные поля, давление солнечного излучения, аэродинамические силы. Пассивными их называют потому, что они не расходуют рабочее тело. Что же касается потребления электроэнергии, то в большинстве случаев они в ней нуждаются, хотя возможны и системы, в которых электроэнергия не используется. [c.5]

Момент трения вследствие малой вязкости газа между слоями газовой смазочной среды крайне мал. Предельно низкое значение потерь на трение — основное техническое преимущество опор с газовой смазкой. Газостатические подшипники (с внешним поддувом газа в смазочный зазор) ввиду низких потерь на трение применяют для подвески чувствительных элементов приборов, измерительных машин (в опорах чувствительных осей акселерометров и др.). Немаловажную роль при этом играет стабильность момента трения в опорах с газовой смазкой и устранение благодаря применению опор этого типа распространенного недостатка многих измерительных механических систем — неравномерности хода чувствительного элемента вследствие скачкообразного движения при опорах с сухим или полужидкостным трением скольжения. Момент трения в газодинамических подшипниках, обеспечивающих самоподдержание вращающейся части скоростного привода, также имеет малое значение, однако в этом случае его трудно выделить в моменте аэродинамического сопротивления вращающейся части, которая, как правило, несет на себе рабочий элемент устройства, значительно превосходящий по своим размерам габаритные размеры опоры и вращающийся в той же газовой среде, в которой работает опора. [c.560]

Основным элементом ступени является рабочее колесо. Аэродинамическую силу взаимодействия лопаток рабочего колеса с потоком определяют на основе упрощенной модели течения потока в мелклопаточных каналах. Обычно принимают, что работа соверщается колесом без гидравлических потерь, а само рабочее колесо имеет очень большое (условно — бесконечное) число лопаток. Тогда молено считать ноток состоящим из элементарных струек тока, форма которых соответствует форме межлопаточного канала, а скорости во всех точках поперечного сечения канала одинаковы. Рассмотрим в цилиндрической теме координат установившееся жение элементарной струйки то-под действием внешних сил. 24.8). Сила, с которой лопатка действует на поток, создает мо-т Мг относительно оси враще-2. Если окружную, радиальную Ьсевую составляющие абсолютной рростн потока с обозначить соот-ственно Си, Сг и Сг, то момент ко- [c.230]

Дженни, Олсон и Лендгриб [J.10] сравнили несколько методов расчета аэродинамических характеристик на режиме висения а) простые формулы с равномерной скоростью протекания и постоянным коэффициентом сопротивления, б) элементно-импульсную теорию, в) вихревую теорию Голдстейна — Локка, г) численное решение с неравномерной скоростью протекания без учета и с учетом поджатия следа (в последнем случае структура следа была заранее задана по экспериментальным данным). Обнаружилось, что классические методы и численное решение без учета поджатия следа завышают величину потребной мощности на висении, причем ошибка возрастает с увеличением нагрузки лопасти Сг/а (а также с увеличением концевого числа Маха и коэффициента заполнения и уменьшением крутки). Ошибки были объяснены тем, что не учтено под-жатие спутной струи или, другими словами, не принята во внимание действительная форма концевых вихрей. На нагрузку лопасти сильное влияние оказывает концевой вихрь, сходящий с предыдущей лопасти, т. е. нагрузка в значительной степени зависит от положения этого вихря по радиусу и вертикали относительно лопасти. Влияние вихря заключается в увеличении углов атаки внешних (для вихря) сечений лопасти и уменьшении углов атаки внутренных сечений. При умеренных (0,06 Ст/о 0,08) и больших нагрузках лопасти вихрь может вызвать срыв в концевой части, а значит, ограничить достижимую нагрузку концевой части и увеличить ее сопротивление, снизив тем самым эффективность несущего винта. Так как в концевой части лопасти нагрузка максимальна, аэродинамические характеристики винта в сильной степени зависят от характера обтекания концевых частей, а следовательно, от небольших изменений положения вихря (а также изменений профиля и формы лопасти в плане). Эффекты сжимаемости тоже играют важную роль, так как число Маха на конце лопасти максимально. Если бы сжимаемость воздуха и срыв не сказывались, влияние концевых вихрей на распределение нагрузки было бы еще сильнее, но эти факторы действуют взаимно исключающим образом. Если поджатием следа пренебречь, то все сечения лопасти становятся внутренними для вихря и он нигде не увеличивает углов атаки. При использовании схемы распределенной по следу завихренности или даже более простых схем влияние концевых вихрей вообще нельзя оценить. Таким образом, уточнение формы следа является решающим моментом в усовершенствовании методов расчета амодинами-ческих характеристик винта на режиме висения. Положение концевого вихря по радиусу и вертикали относительно следующей лопасти, к которой он подходит очень близко, имеет [c.99]

Экспериментальное исследование демпфирования разных форм изгибных колебаний лопастей двухлопастного винта на режиме висения при малых значениях общего шага (и, следовательно, малых скоростях протекания) проведено в работе [S.110]. Измерялась реакция лопасти как на моменты относительно оси ГШ, так и на вертикальные колебания втулки. Демпфирование определялось по записям- переходных процессов, возникающих при снятии внешних сил. Обнаружено обусловленное влиянием поперечных вихрей уменьшение аэродинамического демпфирования изгибных колебаний лопасти по второй гармонике до весьма малых значений. Наблюдается хорошее количественное соответствие теории Лоуи с экспериментальными данными. [c.467]

На вертолете Каман перекрещивающейся схемы АП циклически изменяет угол сервозакрылка (рис. 3.6.7), установленного иа внешней половине радиуса позади лопасти. Аэродинамические силы, появляющиеся на этом сервозакрылке, создают момент относительно оси жесткости лопасти, который закручивает лопасть. В результате изменяется циклический угол установки лопасти и наклоняется сметаемый диск FIB в нужном направлении. Недостатком такого управления является дополнительное профильное сопротивление НВ вследствие установки сервозакрылков иа каждой лопасти. Преимущество же его в том, что оно эффективно даже в том случае, когда лопасти имеют малую жесткость на кручение. Для крупных вертолетов такой тип управления может иметь перспективу, т.к. при повороте лопасти обычным рычагом у комля (относительно осевого шарнира), при недостаточной н есткости на кручение и большой ее длине, неизбежно запаздывание в управлении и возможен сдвиг действия управления по фазе. [c.140]

Другое отличие самолетного привода , также ухудшающее его по сравнению с автомобильным, заключается в фактической нежесткости связи ручки с углом атаки крыла. Вот почему, строго говоря, нельзя эту связь изобразить простой рычажной передачей, как на рис. 2. Соотношение между массой и восстанавливающим аэродинамическим моментом на самолете таково, что эта связь оказывается заметно упругой. При малейшем внешнем возмущении или неосторожном движении ручкой возникают самопроизвольные колебания угла атаки. Чем больше высота полета, тем медленнее они затухают. Период этих колебаний зависит от скорости полета по прибору и статической устойчивости и для современных самолетов в среднем составляет 2—4 сек. [c.48]

Рассмотрим тепарь действие поперечного аэродинамического момента Мх- Этот момент, как правило, стремится накренить самолет в сторону, обратную направлению скольжения. При накренении образуется бо ковая составляющая силы тяжести, которая увлекает самолет в сторону крена и таким образом способствует возвращению вектора скорости к плоскости симметрии аппарата. Следовательно, аэродинамический момент крена также действует в направлении ликвидации скольжения, но более сложным, косвенным путем, чем момент рыскания, так как в этом случае колебательное движение возникает уже не в одной, а в двух плоскостях путевой, в которой произошло первичное возмущение, и поперечной, в которой до этого никакого возмущения не былО. Подавляющее большинство кренов самолета при полете в болтанку вызывается не непосредственным воздействием внешних возмущений, а представляет собой реакцию по крену на скольжение. [c.70]

Способность самолета продолжать полет после частичного отказа силовой установки — одно из важнейших свойств, обеспечивающих безопасность его эксплуатации. Особенно большое значение этот вопрос приобрел в связи с широким внедрением в эксплуатацию самолетов с турбовинтовыми двигателями. Возникающая при отказе такого двигателя несимметрия внешних сил в несколько раз больше, чем у самолетов других типов, из за чрезвычайно большого аэродинамического сопротивления авторотирующего воздушного винта. Даже при исправной работе системы флюгирования винт отказавшего двигателя переходит во флюгерное положение за 5—6 сек и успевает создать, хотя и кратковременно, значительный путевой момент. [c.78]

FOA eroDynami , являющийся переменной класса ТА его Dynami и реализующую модель учета аэродинамических воздействий внешней среды на ЛА (расчет аэродинамических сил и моментов) [c.219]

Аэродинамическая асимметрия обусловлена отклонением внешней поверхности тела от идеальной осесимметричной формы, которое возникает из-за конструктивных особенностей тела, технологических погрешностей изготовления, а также из-за несимметричного обгара теплозащитной поверхности тела в процессе спуска в атмосфере. Будем задавать аэродинамическую асимметрию в связанной системе координат OXYZ в виде малых отклонений коэффициентов аэродинамических сил и моментов [c.16]

Возникновение демпфирующих моментов и их величина зависят от условий обтекания и от течения масс жидкости и газа во внутренних полостях ракеты. В соответствии с этим различают внешние аэродинамические и внутренние демпфирующие моменты. И те и другие могут рассматриваться как следствие возникиовеиия кориолисовых сил. [c.279]

Обозначим через Пу,дт интенсивность поперечных массовых сил (рис. 7.25). Это — кажущийся вес, отнесенный к единице длины ракеты и изменяющийся по длине ракеты в соответствии с законом распределения масс. К числу внешних сил относятся пО перечные аэродинамические силы, закон распределения которых вдоль оси должен быть найден предварительно либо расчетным путем, либо же продувками дренированной модели при заданных углах атаки. Интенсивность этих сил обозначим через да. В число внешннх сил должна быть включена сосредоточенная сила Уупр, управляющая ракетой по тангажу. И наконец, должна быть учтена масса двигателя, кажущийся вес которого приводится в виде силы у и момента Мд. у к силовому [c.350]

Д. Чумаков правильно отметил, что на летательный аппарат в полете действуют следующие силы подъемная, пропульсивная, тяжести и сопротивления. Основываясь на хороших знаниях теоретической механики и собственных представлениях об особенностях полета будущего винтокрылого аппарата, автор рассмотрел характер его движения при различных условиях действия упомянутых сил и попытался дать рекомендации по их балансировке для обеспечения полета на установившихся режимах. Он указал ряд причин возможной разбалан-сировки вертолета несовпадение точек приложения внешних сил, не-идентичность несущих винтов, гироскопические моменты вращающихся частей, ошибки пилота, зависимость действующих на аппарат сил от режима полета, непостоянное положение центра тяжести, влияние ветра — и сделал вывод необходимости установки органов управления для балансировки сил и моментов относительно всех трех осей. Как основное средство продольно-поперечного управления предлагалось смещение центра тяжести перемещением тела летчика, а вспомогательное — аэродинамические рули и тормозные поверхности. Чумаков резонно заметил, что рули эффективны только при полете с поступательной скоростью, рекомендовав для безопасности осуществлять первые подъемы в воздух на канатах привязи. В заключение он предло- [c.68]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...