Подъемная сила и сила лобового сопротивления

ПОДЪЕМНАЯ СИЛА И СИЛА ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ [c.126]

Рассмотренные положения о подъемной силе и силе лобового сопротивления используются в теории летательных аппаратов, лопастных гидравлических машин, гидротранспорта твердого материала и др. [c.127]

Система распределенных по поверхности крьша аэродинамических сил приводится к главному вектору К, приложенному в фокусе Р и представленному в виде подъемной силы и силы лобовою сопротивления X. Для мю[ых колебаний в потоке идеальною газа в определенной области частот с достаточной степенью приближения [c.356]

Изменение кривизны профиля достигается применением на крыле закрылков или щитков. При открывании их вниз кривизна профиля возрастает, что влечет за собой увеличение подъемной силы и силы лобового сопротивления крыла, при этом критический угол атаки немного уменьшается (рис. 1.7). При взлете закрылки и щитки отклоняются на 15—20°, при посадке на 40—50°. [c.21]

Применяя к рассматриваемому течению теорему о количестве движения, для определения подъемной силы и силы лобового сопротивления можно написать следующие два уравнения [c.199]

Подъемную силу и силу лобового сопротивления найдем в соответствии с определением и с рис. 13.7 [c.241]

Подъемной силы и силы лобового сопротивления Я=Яу+Ях [c.346]

Рнс. 4.15. Подъемная сила и сила лобового сопротивления, действующие иа произвольное плохообтекаемое тело [c.113]

На рис. 4.23 [4.7] представлены две фотографии обтекания потоком предложенных в проекте форм поперечного сечения балки жесткости моста при визуализации процесса путем внесения в поток в гидродинамической трубе мелких алюминиевых частиц. На рис. 4.23, а показано поперечное сечение, которое вызывает явно выраженный отрыв потока рис. 4.23, б воспроизводит сглаживающее влияние на характер течения видоизмененного поперечного сечения, обеспечивающего снижение подъемной силы и силы лобового сопротивления. [c.119]

Рис. 6.8. Подъемная сила и сила лобовою сопротивления, действующие на неподвижное плохообтекаемое тело

Фиг. 48. Схема простейших аэродинамических весов для определения подъемной силы и силы лобового сопротивления крыла.

Но если ракету наклонить к набегающему потоку под некоторым острым углом а, то аэродинамические силы, возникающие при этом, можно разложить на две составляющие —подъемную силу и / —силу лобового сопротивления. [c.44]

Характеристики сил, действующих на крыло, определяются обычно испытаниями в аэродинамических трубах. Геометрические параметры крылового профиля даны на рис, 15-16. Углом атаки называют угол между линией хорды и направлением свободного потока. Экспериментальные данные, полученные при исследовании двумерного обтекания некоторого дозвукового крылового профиля, приведены на рис. 15-17 [Л. 16], где даны зависимости от угла атаки коэффициентов Свс и С А, отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления и положения центра давления. Оптимальное отношение подъемной силы к силе сопротивления для этого крыла имеет место при угле атаки около 1,5°, а подъемная сила увеличивается линейно [c.413]

Любопытно, что, как видно из приведенной формулы, ширина коридора зависит от быстроты изменения плотности атмосферы с высотой, но не от конкретного значения плотности, скажем, у поверхности планеты. Она зависит от отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления, но не от конкретных значений этих сил и не от массы аппарата. [c.261]

На рис. 13.7 представлена схема плоскопараллельного обтекания бесконечно тонкой пластины, установленной под углом атаки i к вектору скорости сверхзвукового потока iA >l. Требуется определить подъемную силу Ry, силу лобового сопротивления Rx и их коэффициенты Су и Сх. [c.241]

Из подобия (см. рис. 3) двух треугольников, образованных стрелками, изображающими воздушные силы (треугольник ab ), и стрелками, изображающими скорости движения модели (треугольник dgh), следует, что отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления равно отношению составляющей Vx к вертикальной скорости Vj, [c.6]

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]

Важной характеристикой любого летательного аппарата тяжелее воздуха (как самолета, так и модели) является аэродинамическое качество — К. Оно равно отношению подъемной силы к силе лобового сопротивления К= /Х. Аэродинамическое качество показывает, во сколько раз подъемная сила крыла больше силы сопротивления модели. [c.69]

На ЛА действуют аэродинамическая подъемная сила Уа, сила лобового сопротивления Ха, Р — тяга двигателя mg — сила тяжести и аэродинамический момент Мг. Уравнения движения можно разбить на две группы динамические и кинематические. [c.42]

Возможности увеличения скорости самолета открываются при полете в верхних, менее плотных слоях атмосферы. Как видно из соотношений (16.15) и (16.16), как подъемная сила, так и лобовое сопротивление уменьшаются при уменьшении плотности воздуха р. Уменьшение лобового сопротивления позволяет при данной мощности мотора увеличить скорость самолета, и это увеличение скорости как раз компенсирует падение подъемной силы, обусловленное уменьшением р ). Однако, когда скорость самолета начинает приближаться к скорости звука, трудности, сопряженные с дальнейшим увеличением скорости, резко возрастают. Одна из главных трудностей уже указывалась выше при приближении скорости самолета к скорости звука тяга винта уменьшается с другой стороны, при этом увеличивается лобовое сопротивление, вследствие чего в винтовых самолетах звуковой барьер не может быть достигнут. Преодолеть этот барьер в авиации удалось благодаря применению реактивных двигателей. Однако принцип реактивного движения в том виде, как он описан в 124, малопригоден для самолетов, в силу того что масса запаса топлива должна была бы составлять подавляющую долю всей [c.575]

Рис. 10.27. Зависимости от угла атаки коэффициентов подъемной силы с и лобового сопротивления Сх несимметричного ромбовидного профиля с = = 10 %, с = Са -Ь Си, Св - 0,06, Сн - 0,04 при М] = 2,13. Сплошная линия — эксперимент, штриховая — теория

При малых углах атаки коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх связаны с коэффициентом полной аэродинамической силы следующим образом [c.115]

Комплексный потенциал при обтекании кругового цилиндра единичного радиуса несжимаемым циркуляционно-поступательным потоком в плоскости а = X + у (рис. 6.2) имеет вид W = Кос (о + 1/а) -г + ([ Г/(2л)11п а. Найдите распределение скоростей (давлений) по поверхности цилиндра, определите подъемную силу V и лобовое сопротивление Xа также положение критических точек (точек полного торможения) на цилиндре при скорости Уоо = 50 м/с, циркуляции Г == 1,225 кг/м . [c.162]

Влияние развивающейся кавитации на подъемную силу У и лобовое сопротивление профиля X. [c.14]

Рис. 157. Разложение полной силы сопротивления R на подъемную силу А и лобовое сопротивление W, а также на нормальную и касательную силы N и Т

Для получения численных характеристик свойств крыла результирующая сила сопротивления R разлагается на две составляющие (рис. 157) либо на уже упомянутые подъемную силу А и лобовое сопротивление W, действующие в направлениях, перпендикулярном и параллельном направлению движения, либо на нормальную силу N и касательную силу Т, действующие в направлениях, перпендикулярном и параллельном какой-нибудь линии профиля, например, его хорде, т. е. прямой, соединяющей переднюю и заднюю точки профиля. Так как площадь проекции крыла на плоскость, перпендикулярную к направлению движения, зависит от угла атаки, то для удобства вычислений принято относить безразмерные коэффициенты указанных выше сил не к этой переменной площади, а к постоянной площади F наибольшей проекции [c.269]

Рис. 158. Зависимость коэффициентов подъемной силы (са) и лобового сопротивления (си) от угла атаки а. Для облегчения отсчета на оси ординат поставлены числа, в сто раз большие действительных значений Са и с

И ординаты, и таким путем получается кривая, называемая полярой (рис. 161). Около отдельных точек поляры надписываются соответствующие значения угла атаки. Так как подъемная сила А и лобовое сопротивление представляют собой прямоугольные составляющие полной [c.271]

Поляра летательного аппарата. В качестве важнейшей аэроди-яамической характеристики широко используют так называемую поляру летательного аппарата, устанавливающую зависимость введу подъемной силой и силой лобового сопротивления или, что то же самое, между коэффициентами подъемной силы и лобового [c.36]

При движении частицы произвольной формы в жидкости или газе на нее действуют подъемная сила и сила лобового сопротивления Как известно, отношение между силой, действующей на частицу Р, и величиной 0,5рЫд5, характеризующей гидродинамическое давление, определяется коэффициентом сопротивления части хы f = /(0,5рм 5), где 5 — площадь сечения частицы. [c.145]

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ — силы, действующие на тело Д1ри обтекании этого тела воздушным потоком или при движении тела в воздушной среде. Они возникают в результате давления воздуха на тело и трения воздуха о поверхность тела. Равнодействующую всех аэродинамических сил называют полной аэродинамической силой. Ее составляющими являются подъемная сила Y, сила лобового сопротивления Q и боковая сила Z. [c.219]

Лобовое сопрсривленне возрастает с увеличением угла атаки. Важно знать и тот угол атаки, при котором мы имеем наибольшее отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления. Отношение подъемной силы к силе лобового 0J противления определяет качество крылану, т, е. отношение полезной подъемной [c.406]

Мысль о том, что поддержания можно достигнуть с помощью движущихся наклонных поверхностей в направлении полета, при условии, что у нас есть механическая энергия, чтобы уравновесить сопротивление воздуха, препятствующего этому движению, возможно впервые яспо выразил англичанин сэр Джордж Кейли (1773-1857) (его надо отличать от математика Артура Кейли) в своих статьях но воздушной навигации, опубликованных в 1809-1810 годах [3]. Он принадлежал к группе энтузиастов, которые пытались решить проблему полета опытным путем, создавая модели и изучая нолет итиц. Однако в своей статье он четко определил и разделил задачу поддержания веса, или на современном научном языке задачу подъемной силы, и задачу лобового сопротивления, т. е. элемент общего сопротивления, который действует против направления полета и должен быть скомпенсирован движущей силой с тем, чтобы поддержать горизонтальный полет. [c.16]

В одну из этих групп включают силы, лежащие в плоскости симметрии, и моменты этих сил относительно поперечной оси 02 1. Такими силами являются подъемная сила У, сила лобового сопротивления Q, сила тяги Р и сила тяжести О или ее состав-ляющ1ие Ох и О2 ( рис. 4.2). Движение самолета под действием этих сил и продольного момента Мг называют продольным движением. Соответственно равновесие, устойчивость и управляемость самолета в этом движении назьгвают продольным равновесием, продольной устойчивостью и продольной управляемостью. [c.120]

На рис. 1-23 показано влияние статического давления на коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх в условиях кавитирующего и некавитирующего потока при естественном процессе воздухо-насыщения для профиля Кларк Уц, - Представленные зависимости были получены при температуре воды в = = 7- 10° С, т. е. в таком диапазоне изменения tв, при котором влияние температуры на коэффициенты Су и Сх оказывается пренебрежимо малым. Профиль Кларк У имеет относительно стабильные к изменению статического давления характеристики Су — ка, смещение коэффициента подъемной силы составляет у него всего 3% коэффициент лобового сопротивления Сх с уменьшением давления в рассматриваемом диапазоне уменьшается до 18% максимальное изменение Су у профиля О при тех же условиях испытания было при аоо = 3° и А(г = 0,858%. [c.31]

В этой ситуации соображение подобия, которое я предложил и назвал правилом околозвукового подобия, окажет хорошую услугу, поскольку оно позволяет перенести экспериментальные результаты от одного случая к другому [18]. Предположим, что у пас есть два тонких профиля крыла, которые геометрически подобны в том смысле, что опи стали бы идентичными, если изменяется масштаб толщины. Например, можно сравнить два профиля крыла одно 3-х процентной, а другое 6-нроцентпой максимальной толщины распределепие ординат, выраженное па основе максимальной ординаты, является тождественным. На основе рассмотрения уравнений движения течения установим, относительно двумерного течения, что структура потока должна быть подобна, если отношение / 1 — М имеет одинаковое значение, где I — максимальная относительная толщина, а М — число Маха. Следовательно, если у пас есть величина распределепия давления, коэффициент подъемной силы или коэффициент лобового сопротивления для одного из профилей крыла как функций числа Маха, мы сможем рассчитать соответствующие величины для других подобных профилей крыла с различной относительной толщиной. Прогнозы на основании правила подобия очень хорошо соответствуют экспериментам. Установлено также, что правило подобия приблизительно верно, даже если в течении появляются относительно слабые ударные волны. [c.134]

Для дальнейших вычислений целесообразно разложить полное сопротивление на составляющую N, перпендикулярную к ометаемой винтом плоскости, и на составляющую Т, касательную к этой плоскости (рис. 177). Составляющая N совпадает с направлением скорости v, а составляющая Т противоположна направлению скорости гш. Как легко видеть, составляющие N VI Т связаны с подъемной силой А и лобовым сопротивлением W соотношениями [c.311]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...