Сила подъемная отрицательная

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]

Механизм поперечных колебаний пластинки заключается в следующем скорость движения ее при малых значениях перемещения может быть выражена через угол а. Тогда графики подъемной силы и составляющей лобового сопротивления в функции угла атаки (см. рис. 3.7) будут характеризовать силы, воздействующие на пластинку. Подъемная сила, имеющая отрицательный наклон в окрестности угла а=90°, стимулирует колебания. Составляющая лобового сопротивления на направление движе- [c.103]

Следует отметить, что первое слагаемое в формуле (64) всегда отрицательно, поскольку коэффициенты Су и т имеют противоположные знаки. При выбранной системе координат (положительными считаются угол, соответствующий дифференту на корму, сила, направленная вверх, и момент, дифферен-тующий лодку на корму) случайное появление положительного угла атаки приводит к возникновению положительной подъемной силы и отрицательного момента демпфирования, вызванного вращением лодки против часовой стрелки (на корму). [c.131]

При угле атаки, равном нулю, для рассматриваемого профиля еще будет существовать некоторая подъемная сила, так как давление под крылом будет такое же, как в набегающем потоке, а над крылом давление будет понижено. Подъемная сила обратится в нуль только при некотором небольшом отрицательном угле атаки. Дальнейшее увеличение отрицательного угла атаки вызовет появление отрицательной подъемной силы , направленной вниз. [c.557]

Из сказанного можно сделать вывод, что при соответствующем выборе формы оперения в плане можно обеспечить необходимые аэродинамические характеристики. При этом разные формы могут быть получены путем соответствующего преобразования треугольного оперения (рис. 1.8.8,а). Положительные качества треугольного оперения определяются стреловидным характером его передних кромок. Исследованиями установлено, что в трансзвуковой области полета центр давления оперения перемещается незначительно, что облегчает стабилизацию. Подъемная сила, а следовательно, и стабилизирующий момент треугольного оперения при той же площади, что-и у обычного стреловидного (рис. 1.8.8,6), будет выше при сверхзвуковых скоростях, так как отсутствует отрицательное воздействие концевых кромок. [c.66]

Хвостовая часть (корма) выделяется из корпуса как его элемент, имеющий постепенно уменьшающийся (или увеличивающийся) по направлению к донному срезу диаметр. Основное назначение сужающейся хвостовой части — уменьшить полное сопротивление. Правда, при этом несколько снижается подъемная сила, создаваемая кормой, и, как следствие, статическая устойчивость аппарата. Для повышения устойчивости хвостовая часть может выполняться расширяющейся. Ее длину, форму и степень расширения можно выбрать такими, чтобы запас статической устойчивости был отрицательным (центр давления оказывается за центром масс). [c.111]

Схема с поворотными крыльями. Применяется также схема с фиксированными задними поверхностями, в которой управление по тангажу, курсу и крену осуществляется соответствующими отклонениями крыльев. При этом обеспечение крена и его стабилизация осуществляются поворотом крыльев в разные стороны. Заднее оперение в данной схеме выполняет роль только стабилизаторов, которые сохраняют статическую устойчивость, либо способствуют обеспечению соответствующего запаса этой устойчивости (как положительного, так и отрицательного), необходимого для придания летательному аппарату требуемой управляемости и устойчивости. Особенность такой схемы в том, что для создания подъемной силы вовсе не требуется поворачивать весь аппарат на угол атаки, а достаточно одного отклонения крыльев относительно корпуса. Это облегчает управляемость и стабили зацию. [c.115]

Перегрузка может быть меньше единицы и отрицательной величиной. Знак перегрузки определяет собой направление подъемной силы в полете. [c.60]

Случай D — криволинейный полет при угле атаки, соответствующем минимальному отрицательному коэффициенту подъемной силы с мин л = —0,5п -/ = 1,5. [c.95]

Случай D — также соответствует отрицательной подъемной силе, но только при полете с большой скоростью и, следовательно, с меньшим коэффициентом [c.95]

Пристального внимания требуют вопросы размещения воздухозаборника на летательном аппарате. Это объясняется тем, что воздухозаборник интерферирует с планером летательного аппарата и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу, которые при правильной компоновке (для воздухозаборников некоторых схем) могут даже увеличиваться на определенных режимах полета. Наоборот, неудачная компоновка воздухозаборника может привести к ухудшению аэродинамических характеристик летательного аппарата. С другой стороны, воздушный поток, возмущенный элементами летательного аппарата, может иметь значительную неравномерность перед входом в воздухозаборник, особенно при эволюциях. В этом случае выбор места расположения воздухозаборника должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки и скольжения, значительно изменяющихся в условиях полета. Образующиеся при обтекании поверхностей летательного аппарата пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника и оказывать отрицательное влияние на его внутренний процесс. [c.254]

В настоящем анализе влияние аэродинамики фюзеляжа на устойчивость вертолета не рассматривается детально учитывается лишь устойчивость по углу атаки, создаваемая стабилизатором. Как будет показано, неустойчивость несущего винта по углу атаки отрицательно влияет на характеристики управляемости при полете вперед, и стабилизатор используется для уменьшения этой неустойчивости. Момент подъемной силы стабилизатора от вертикальной скорости равен — - VS l a ZB, или, в форме вертолетных коэффициентов, [c.751]

Верхняя поверхность кузовов автомобилей, имеющих клинообразную конфигурацию, обеспечивает отрицательный угол атаки, вследствие чего аэродинамическая сила направлена вниз. Кроме того, нижняя часть кузова и поверхность дороги образуют своего рода трубку Вентури, увеличивающую эффект подсасывания, приводящий к росту разрежения. Однако у автомобилей с очень низко расположенным кузовом возникает турбулизация потока со сложной интерференцией пограничных слоев при уменьшении средней скорости воздушного потока и увеличении давления, создающего общую подъемную силу. Поэтому на гоночных автомобилях применяют приспособления для создания отрицательной подъемной силы. [c.46]

Рассмотрим теперь возникновение подъемной силы при сверхзвуковом обтекании. На рис. 2.11 показано обтекание сверхзвуковым потоком тонкой плоской пластинки. Нижняя поверхность пластинки составляет с невозмущенным потоком положительный угол атаки а, а верхняя—такой же отрицательный угол. [c.53]

Над пластинкой получается отрицательное избыточное давление (разрежение), а под ней — положительное, следовательно, возникает подъемная сила. [c.53]

Как видно из формул, перегрузки Пу и Пх могут быть положительными и отрицательными. Положительная перегрузка щ соответствует положительной подъемной силе У и прижимает летчика к чашке сиденья. Положительная продольная перегрузка Пх получается при тяге, превышающей лобовое сопротивление, при этом летчик прижимается к спинке сиденья. При отрицательных перегрузках натягиваются привязные ремни. Для измерения перегрузок служат специальные приборы — акселерометры. По их показаниям можно судить о силах, которые действуют на самолет в полете. [c.125]

Применение механизации крыла. Закрылки отклоняются при взлете на 15—25°. При этом за счет уменьшения скорости отрыва сокращается на 15—20% длина разбега, несмотря на некоторое увеличение сопротивления. Чем больше угол отклонения закрылков, тем меньше скорость отрыва, но вместе с тем больше и дополнительное сопротивление. Расчеты показывают, что у самолетов с большой тяговооруженностью (истребители) возрастание сопротивления мало влияет на длину разбега и она получается наименьшей при полном отклонении закрылков. Однако к отрицательным сторонам полного отклонения закрылков относятся ухудшение разгона после отрыва, пониженная эффективность рулей при уменьшенной скорости отрыва и сильное уменьшение подъемной силы при убирании закрылков после взлета. Поэтому полное отклонение закрылков на взлете не практикуется. [c.258]

Искривление траектории при координированном маневре достигается за счет создания положительного или отрицательного прироста подъемной силы. Прирост подъемной силы приложен в фокусе самолета, и если самолет устойчив по перегрузке, то создается стабилизирующий момент (рис. 11.09), который необходимо уравновесить соответствующим рулевым моментом. Кроме того, при полете по криволинейной траектории возникает демпфирующий момент. Дело в том, что движение самолета складывается нз движения его центра тяжести и вращения вокруг последнего, а это вращение создает демпфирование. Например, при выполнении петли Нестерова вращение происходит в сторону кабрирования (рис. U. 12), что создает пикирующий демпфирую- [c.329]

Отсюда видно, что величина восстанавливающей силы (L/m) обратно пропорциональна масштабному коэффициенту плотности атмосферы, а устойчивость движения зависит от знака подъемной силы положительная подъемная сила соответствует устойчивому движению, отрицательная — неустойчивому. Этот вывод согласуется с формой траекторий, показанных на рис. 9. [c.140]

Чаплыгин также впервые изучил вопрос о величине продольного момента, действующего на крыло, считая этот вопрос существенным элементом теории крыла. На основе исследования общей формулы для мол1ента подъемной силы он установил простую зависимость продольного момента от угла атаки, которая лишь через несколько лет была получена экспериментально и явилась впоследствии одной из основных аэродинамических характеристик крыла. Он показал, что коэффищтент продольного момента при больших углах атаки положителен и уменьшается с уменьшением угла атаки, имея отрицательную величину при угле атаки, соответствующем нулевой подъемной силе. При отрицательных углах атаки момент, оставаясь отрицательным, увеличивается по абсолютной величине при увеличении абсолютного значения угла атаки крыла. [c.277]

При рассмотрении работы винта в реальных условиях, как уже указывалось, необходимо учитывать, что винт не только вращается, но и движется (вместе с самолетом) поступательно. Поэтому всякий элемент винта, кроме скорости w, обусловленной вращением, обладает еще скоростью обусловленной поступательным движением (рис. 357). Результирующая скорость и каждого. элемента винта оказывается вследствие этого в большей или меньшей степени отклоненной вперед, и поэтому угол атаки элемента винта уменьшается. Вместе с тем уметшается и подъемная сила элемента винта, и следовательно, результирующая сила все больше и больше отклоняется назад от направления и. Ее составляюн1ая в направлении V уменьшается — сила тяги элемента винта падает. При некотором значении скорости направление /( отклонится настолько (рис. 358), что окажется перпендикулярным к —сила тяги элемента винта упадет до нуля. При дальнейшем увеличении и, когда угол атаки примет некоторое отрицательное значение, подъемная сила обратится в нуль и сила /f будет направлена по и. Ее проекция на направление v будет направлена против V, т. е. элемент винта будет давать отрицательную силу тяги (рис. 359). [c.567]

XDO T самолета опускается и на стабилизатор — горизонтальное оперение хвоста самолета — начинает действовать подъемная сила R, направленная вверх. Она создает момент относительно поперечной оси, возвращающий самолет в горизонтальное положение. Наоборот, если нос самолета опускается, то стабилизатор, поднимаясь, оказывается под отрицательным углом атаки к набегающему потоку и на него действует подъемная сила , направленная вниз. Момент этой силы поднимает нос самолета, т. е. возвращает его к исходному положению. Таким образом, хотя крыло само по себе неустойчиво относительно поперечной оси, стабилизатор придает самолету устойчивость относительно этой оси и обеспечивает сохранение горизонтального (или близкого к горизонтальному) положения продольной оси самолета. Легко видеть, что положение не изменится, если с самого начала точка приложения подъемной силы будет лежать впереди центра тяжести. При этом нос самолета будет несколько поднят, стабилизатор будет уже с самого начала находитьг ся под положительным углом атаки и давать подъемную силу, так что сумма моментов подъ ной силы крыльев и стабилизатора относительно поперечной оси будет равна нулю. Поворот самолета относительно поперечной оси нарушит равенство этих моментов, и возникший момент будет, как показано выше, возвращать самолет к исходному положению. [c.572]

Как видно из (7.41) коэффициент Сд в уменьшается с увеличением числа и возрастает с увеличением толщины профиля. Коэффициенты с, и Са, зависящие от числа М , всегда положительны. Из соотношения (7.40) следует, что знак угла нулевой подъемной силы зависит от знака А . Коэффициент Ла зависит от кривизнь нижней и верхней поверхностей профиля. Если кривизна верхней поверхности больше, чем нижней (для ромбовидного профиля это означает, что с > Сн ),то величина Л2<Оо и угол ао — положительный. Если нижняя поверхность искривлена больше верхней, то Ла> 0 и угол ао — отрицательный. [c.200]

Из этого анализа следует, что при а = 0 профиль с положительной вогнутостью (верхняя поверхность искривлена больше нижней) имеет отрицательную подъемную силу. Это является полной противоположностью тому, что наблюдается при дозвуковых скоростях. Для профиля заданной формы значение ао зависит от числа М о, что определяется отношением С21си которое увеличивается с увеличением числа Таким образом, при сверхзвуковых скоростях для заданного профиля угол нулевой подъемной силы при увеличении числа М набегающего потока увеличивается. [c.201]

Для этих целей может быть использовано У-образное нестреловидное крыло. Действительно, при наличии скольжения правое выдвинутое вперед крыло будет находиться под большим углом атаки, чем левое (Пп> Кд)-Возникшая разность подъемных сил крыльев приведет к созданию момента крена Мх, отрицательного по знаку, способствующего восстановлению равновесия (рис. 1.8.10). Такой же эффект достигается в случае применения стреловидных крыльев. При этом У-образность может быть и не обязатель- [c.68]

Особенностью реактивного закрылка является возможность создания больщой подъемной силы даже при отрицательных углах атаки. При этом ее величина зависит от угла отклонения струи, который может быть боль-ще 90°. В этом случае возможен так называемый реверс силы тяги. Однако при таких больших углах отклонения струи снижаются ее подсасывающие свойства и на верхней стороне крыла даже при малых углах атаки может произойти срыв потока. Поэтому с целью его предотвращения при больших углах атаки угол отклонения реактивной струи следует уменьшать. Благодаря воздействию такой струи центр давления крыла смещается ближе к задней кромке, что способствует улучшению устойчивости. [c.88]

Характерным для высоких строительных сооружений является возбуждение аэроупругих колебаний при малых числах Струхаля 8Ь<0,05, называемых галопированием. Причина этого вида неустойчивости обусловлена отрицательными величинами коэффициента подъемной или поперечной силы соответствующего поперечного сечения сооружения. Колебания при галопировании характеризуются в основном лишь одной степенью свободы и возможностью применения квазистационарной аэродинамической теории [55], что существенно упрощает расчеты. Пусть й - скорость перемещения тела нормально потоку а = ar tg(н / и) - угол, под которым происходит набегание потока на профиль -относительная скорость (рис. 7.8.4). [c.521]

Известно, что любое тело, движение которого в жидкости сопровождается вращением вокруг собственной оси, испытывает поперечную (или подъемную) силу. Примером является движение закрученного мяча. Этот эффект, свойственный реальной жидкости, может быть смоделирован математически путем наложения (суперпозиции) двух потенциальных движений идеальной жидкости. Так, в простой двумерной задаче об обтекании цилиндра такой эффект получается сложением функции тока (15-8) для обтекания цилиндра радиуса а однородным потоком с функцией тока для потенциального вихря, вращающегося в направлении часовой стрелки с циркуляцией —Г [выражигие (6-97) с отрицательным знаком] [c.410]

Висение, экономичное по затратам мощности, — основная характеристика вертолета, но она ничего не стоит, если плохи аэродинамические характеристики при полете вперед. В таком полете диск несущего Bnnta движется передней кромкой навстречу воздуху, оставаясь почти горизонтальным (небольшой наклон обеспечивает создание пропульсивной силы). Поэтому лопасть несущего винта обтекается потоком, скорость которого в плоскости диска складывается из составляющей скорости вертолета и из скорости, обусловленной собственным вращением лопасти. У наступающей лопасти при полете вперед скорость обтекания больше, у отступающей — меньше. Предположим, что угол атаки сечений лопасти постоянен. Тогда изменение скоростного напора в процессе работы винта приводит к тому, что подъемная сила наступающей лопасти становится больше, чем у отступающей, т. е. на винте возникает момент крена. Если не ликвидировать этот момент, вертолет будет крениться в сторону отступающей лопасти до тех пор, пока момент крена на винте не сбалансируется моментом силы тяжести, приложенной в центре масс вертолета. Но момент крена может быть столь большим, что такая балансировка окажется недостижимой. Именно этим на заре развития вертолетостроения было вызвано несколько аварий, которые происходили при попытках лететь вперед. Кроме того, моменту крена на несущем винте соответствует большой изгибающий момент в комлевой части каждой лопасти. Этот момент периодически изменяется (период равен 2n/Q),достигая максимального положительного значения на наступающей лопасти и минимального отрицательного значения на отступающей.. [c.154]

В работах [L.86, L.85] проводилось измерение нагрузок на профилях NA A0012 и 0006, а также модифицированных профилях NA A 23010 и 23006 при колебаниях по углу атаки и по вертикали. Отмечено затягивание динамического срыва, при котором максимальные значения коэффициентов подъемной силы превышают стационарные, а также появление отрицательного демпфирования колебаний по углу атаки при срыве. При этом оказалось, что отрицательное демпфирование зависит от числа Маха. Приведены данные и по нестационарному сопротивлению профиля. У изогнутых профилей характеристики оказались лучше, чем у симметричных они имели большее значение максимального коэффициента подъемной силы при колебаниях, а отрицательное демпфирование соответствовало большим значениям средних углов атаки. Показано, что путем установки пружины, при которой собственная частота колебаний профиля соответствует собственной частоте крутильных колебаний лопасти (4—6 Гц), и приведения профиля в колебательное движение с частотой вращения винта можно воспроизводить на двумерной модели срывные характеристики, соответствующие работе винта при полете вперед. Предложен способ расчета подъемной силы при динамическом срыве, требующий решения дифференциального уравнения второго порядка и учитывающий затягивание срыва, возрастание подъемной силы и запаздывающее восстановление плавного обтекания (по этому вопросу см. также работы [L.87] и [G.103]). [c.813]

Метод расчета характеристик сечений лопасти при динамическом срыве, основанный на результатах испытаний профиля NA A0012 при колебаниях по углу атаки, описывается в работе [А.46]. Коэффициенты подъемной силы и момента табулированы как функции параметров а, Л — a l2V и В = a l2V) . Принимается, что нагрузки не зависят от предыстории движения профиля и связаны лишь с текущими значениями скорости и ускорения. Полученные по этим таблицам гистерезисные петли коэффициентов момента и отрицательного демпфирования хорошо согласуются с исходными экспериментальными данными. [c.813]

Аэродинамическая устойчивость. Необходимо рассмотреть устойчивость при крене, продольной качке и рыскании. Устойчивость при крене можно обеспечить, если добиться расположения центра давления (точка приложения равнодействующей боковой силы ветра), близко к продольной оси автомобиля. Небольшие отклонения от такого идеального расположения допустимы, если при этом значительно не нарушается управляемость автомобиля при крене. Значение продольного Момента, приводящего к изменению нагружения колес с увеличение ] скорости, определяется распределением подъемных сил, действующих на автомобиль. Хвостовой закрылок, который используется дДя создания верхнего контура стабилизатора, снижающего. аэродинамическое сопротивление, вызывает отрицательную подъемнун силу на задних колесах, и это может способствовать увеличению продольной устойчивости автомобиля. Автомобилями с малой массой, у которых центр масс смещен к задней части, труднее управлять, кроме того они чувствительны к нулевой или небольшой отрицательной подъемной силе, возникающей в перед- [c.40]

Продольный статический момент возникает при увеличении или уменьшении угла атаки. Он создается приростами аэродинамических сил (положительными или отрицательными). Поскольку момент силы лобового сопротивления (и ее прироста) othoi h-тельно ЦТ очень мал (мало плечо), то можно практически учитывать лишь момент от прироста АК подъемной силы самолета (рис. 11.09). [c.282]

При входе в атмосферу пилотируемых космических кораблей максимальное отрицательное ускорение не должно превышать 10 (в единицах земного гравитационного ускорения) [31]. Поэтому допустимый с этой точки зрения диапазон углов входа в атмосферы Марса, Венеры и Земли весьма мал, а при входе в атмосферу Юпитера даже с ри-кошетированием максимальное ускорение превысит 10 g. Для уменьшения больших нагрузок при торможении можно использовать аэродинамическую подъемную силу. [c.135]

Использование подъемной силы при входе в атмосферу позволяет продлить полет- на больших высотах, где плотность атмосферы мала, и таким образом рассеять кинетическую энергию аппарата при движении с относительно низким уровнем отрицательного ускорения. Для полета в таком режиме после захвата космического аппарата атмосферой должно поддерживаться состояние равновесия между подъемной силой, с одной стороны, и разностью силы притяжения и центробежной силы, с другой. В этом случае аппарат избежит рикошетирования и будет постепенно погружаться в атмосферу. В следуюш ем разделе рассматривается устойчивость указанного режима полета относительно состояния равновесного планирования и проводится сравнение параметров таких траекторий для некоторых планет. [c.135]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...