Подъемная сила и лобовое сопротивление

Однако отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению существенно зависит от ориентировки тела в потоке. Величина подъемной силы и лобового сопротивления при изменении ориентировки те- [c.544]

При исследовании подъемной силы и лобового сопротивления обычно пользуются указанными выше упрощающими предположениями и рассматривают только двумерную задачу, т. е. картину обтекания тел в одной плоскости, — так называемое плоское течение. [c.545]

Подъемная сила и лобовое сопротивление [c.556]

ПОДЪЕМНАЯ СИЛА И ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ 559 [c.559]

Очевидно, что все сказанное выше о зависимости подъемной силы и лобового сопротивления от угла атаки и относительного размаха крыла можно перенести соответст- [c.560]

Качественные соображения относительно распределения давлений, которыми мы пользовались в предыдущих параграфах, весьма наглядны, но, конечно, непригодны для расчета величин подъемной силы и лобового сопротивления. Для этого нужна математическая теория, которая позволила бы количественно описать рассмотренную выше качественную картину. Создание такой теории настолько затруднено необходимостью учитывать силы вязкости, что трудностей этих до сих пор не удалось полностью преодолеть. [c.561]

Наглядность картины обтекания вращающегося цилиндра позволяет проследить происхождение подъемной силы и лобового сопротивления и отчетливо разделить роль вязкости в образовании той и другой силы. Подъемная сила обусловлена тем, что скорость жидкости над цилиндром оказывается больше, чем под ним, и поэтому, в соответствии с законом Бернулли, давление под цилиндром выше, чем над ним. Лобовое сопротивление обусловлено главным образом неполным обтеканием цилиндра — наличием позади него области с пониженным давлением. Именно благодаря силам вязкости увеличивается скорость потока, обтекающего вращающийся цилиндр сверху, [c.563]

Полученные в 2 и 3 выражения дают возможность вывести простые формулы для коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления пластины, обтекаемой газовым потоком большой сверхзвуковой скорости при малом угле атаки. [c.115]

Поляра профиля устанавливает связь между подъемной силой и лобовым сопротивлением, т. е. между соответствуюш,ими коэффициентами, и представляет [c.30]

Приведем выражения для коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления, воспользовавшись аэродинамической теорией второго приближения [201-. [c.199]

Подъемная сила и лобовое сопротивление рулей определяются по формулам [c.331]

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]

Полет с несимметрично выпущенными закрылками вызывает изменение подъемных сил и лобового сопротивления левой и правой половин крыла, что приводит к появлению несбалансированных моментов крена и рыскания. Наибольшую величину имеет момент крена. [c.42]

Поляра крыла определяет взаимосвязь коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления (рис. 4.9). На малых числах М (М<0,6-т-0,7) скорость (число М) практически не оказывает влияния на поляру. При возникновении волновых сопротивлений каждому числу М соответствует своя поляра (рис. 4.9). [c.144]

II жидкость, рассматривается отдельно от динамических подъемной силы и лобового сопротивления, обусловленных движением жидкости относительно тела. [c.184]

Рис. 8-8 Подъемная сила и лобовое сопротивление для профиля крыла.

ПОДЪЕМНАЯ СИЛА И ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ НЕСИММЕТРИЧНЫХ ТЕЛ [c.410]

Рис. 2.01. Подъемная сила и лобовое сопротивление

Ответ будет утвердительным, если окажется, что при увеличении скорости потока и неизменном угле атаки подъемная сила и лобовое сопротивление растут пропорционально скоростному напору, т. е. квадрату скорости при этом числитель н знаменатель [c.70]

В том случае, когда изменен полетный вес, перегрузки Пу и п изменяются обратно пропорционально весу, так как тяга, подъемная сила и лобовое сопротивление при данном угле атаки от веса не зависят. [c.136]

ВЛИЯНИЕ БЛИЗОСТИ ЗЕМЛИ —- изменение подъемной силы и лобового сопротивления крыла за счет уменьшения скоса потока у крыла при полете в непосредственной близости от земли или при движении по земле. [c.221]

Пусть самолет с ракетным двигателем движется горизонтально и пусть подъемная сила и лобовое сопротивление пропорциональны квадрату скорости. Допуская, что при выгорании топлива центр масс самолета не смещается относительно корпуса фюзеляжа, мы можем написать дифференциальные уравнения движения в проекциях на касательную и нормаль к траектории (на горизонталь и вертикаль) в следующем виде [c.36]

На рис. 56 и 57 схематично показано поведение коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления профиля крыла с постоянным углом атаки как функций числа Маха в околозвуковом диапазоне скоростей. [c.133]

Рис. 164. Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления при плоском обтекании крыла

Более подробные сведения о влиянии границ потока на величину подъемной силы и лобового сопротивления можно найти в книгах Голубев В. В., Теория крыла аэроплана конечного размаха, Труды ЦАГИ, вып. 103, Москва 1931 Юрьев Б. H., Экспериментальная аэродинамика, ч. 2, Москва 1933. Прим. перев.) [c.293]

Ву [93] разработал исчерпывающую нелинейную теорию для профилей с фиксированными точками отрыва. Он использовал метод годографа и модель переходного течения для гидропрофилей произвольной формы, работающих в режиме развитой кавитации при произвольном числе кавитации. Полученные им результаты трудно выразить простыми формулами. Однако результаты расчетов для плоских профилей по его линейной и нелинейной теориям сравниваются на фиг. 5.36. При малых углах атаки они хорошо согласуются. Однако линейная теория обычно дает большие значения подъемной силы и лобового сопротивления по сравнению с нелинейной. Это различие возрастает с увеличением угла атаки. Подобные, но еще большие различия Ву обнаружил между результатами расчета по линейной и нелинейной теориям для профилей, образованных дугами окружностей. [c.243]

Выще мы рассматривали обтекание крыла бесконечной длины , т. е. не учиты-, вали явлений, происходящих у концов крыла. Эти явления сказываются на величине подъемной силы и лобового сопротивления следующим образом. Для упрощения картины положим, что концы крыла ограничены вертикальными плоскостями (рис. 34)), которые мы будем называть торцами крыла. Когда возникает подъемная сила, то это значит, что под крылом установилось более высокое давление, чем над крылом. Поэтому у торца крыла возникает движение воздуха снизу вверх, как указано стрелками на рис. 341. Это движение воздуха у торцов крыла изменяет распределение скоростей, а следовательно, и распределение давлений в потоке, обтекакхдем крыло. [c.559]

При полете с работающим мотором на самолет действуют четыре силы сила земного тяготения, тяга eiyiTa, подъемная сила и лобовое сопротивление. Чтобы самолет летел с постоянной скоростью, эта система четырех сил должна находиться в равновесии. При этом самолет может лететь горизонтально, набирать высоту или планировать. [c.567]

При рассмотрении условий равновесия момегггов сил следует выбрать оси, проходящие через центр тяжести самолета. Чтобы обеспечить равновесие моментов, при проектировании самолета стремятся прежде всего к тому, чтобы момент каждой из действующих сил от1юсптельно центра тяжести в отдельности по возможности был близок к нулю (для силы тяготения это получается само собой). Далее, ось винта располагают так, чтобы она проходила через центр тяжести и чтобы момент силы тяги относительно центра тяжести был равен нулю. Наконец, при выборе положения крыльев стремятся к тому, чтобы равнодействующая аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления) проходила через центр тяжести самолета. (Конечно, совершенно точно этого сделать нельзя, но, как будет видно из дальнейшего, это и не требуетс51.) Из сказанного ясно, какое значение имеет положение центра тяжести самолета или центровка самолета. [c.570]

Рассмотрим внимательнее эти отчасти разные виды сопротивления. Авиационный инженер обычно применяет вместо самих сил безразмерные коэффициенты. Панример, коэффициент подъемной силы С ь, уже исиользоваппый в главе П, и коэффициент лобового сопротивления Со соответственно определяются делением подъемной силы и лобового сопротивления на площадь крыла и динамическое давление, соответствующее скорости полета. Динамическое давление — величина увеличения давления, которая появляется, если ноток жидкости с плотностью р и скоростью и останавливается она равна На рис. 28 показана диаграмма, очень хорошо знакомая авиационным инженерам, так называемая полярная диаграмма, на которой построен график коэффициента подъемной силы в зависимости от коэффициента лобового сопротивления. Угол атаки использован в качестве параметра. Данные являются результатом измерений крыльев относительного удлинения от единицы до семи в аэродинамической трубе [1]. Относительное удлинение крыла, как объяснено в главе П, получено делением размаха на среднюю хорду. [c.69]

Приведенные формулы впервые были получены в несколько иной форме Аккеретом . Измерения подъемной силы и лобового сопротивления выполнены Буземаном и Вальхнером , ими же разработана более точная теория. [c.404]

Считая вариационные принципы механики и методы исследования, основанные на достижениях вариационного исчисления, наиболее прогрессивными и многообещающими для дальнейших открытий, мы посвятили специальный раздел этому кругу проблем. Автор надеется, что преподаватели и учащиеся высшей школы найдут в этом разделе благодарный материал для самостоятельных исследований. По-видимому, вариационные задачи динамики ракет и самолетов, рассмотренные в разделе IV, будут хорошим дополнением к традиционной тематике научных студенческих кружков и обществ, а в ряде случаев намеченные здесь вопросы можно использовать и для дипломных сочинений. В разделе Введение в аэрогидромеханику добавлено рассмотрение современного состояния знаний о земной атмосфере и приводятся некоторые данные о подъемной силе и лобовом сопротивлении при больших (околозвуковых и сверхзвуковых) скоростях полета. [c.4]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...