Анализ аэродинамических коэффициентов

Анализ аэродинамических коэффициентов [c.18]

Из анализа выражений (1.13) — (1.15) можно сделать вывод, что каждую из аэродинамических сил можно разделить на составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательным напряжением, возникающим при движении вязкой жидкости. При наличии у обтекаемой поверхности плоской площадки в хвостовой части (донный срез корпуса или затупленная задняя кромка крыла) сопротивление от давления разделяют, в свою очередь, на две составляющие сопротивление от давления на боковую поверхность — головное сопротивление и сопротивление от давления на донный срез — донное сопротивление. Поэтому, например, для суммарного сопротивления и соответствующего аэродинамического коэффициента [c.26]

Исследования показывают, что степень влияния производных устойчивости на аэродинамические коэффициенты неодинакова и практическое значение имеет лишь часть таких производных, в числе которых производные второго порядка составляют весьма небольшую долю. Анализ такого влияния осуществляется в каждом конкретном случае в зависимости от аэродинамической схемы летательного аппарата и условий его движения. В результате устанавливается, от каких производных зависят аэродинамические коэффициенты (или соответствующие силы и моменты) и влиянием каких из них можно пренебречь. При этом для каждого коэффициента можно выявить характерную тенденцию, связанную с такой зависимостью. Рассмотрим, например, коэффициент продольной (осевой) силы, выражение для которого можно записать в виде [c.18]

Для анализа боковой устойчивости летательного аппарата требуется совместное рассмотрение характера изменения углов крена и скольжения при одновременном действии возмущающих моментов крена М . и рыскания Му. Если после прекращения такого воздействия эти углы уменьшаются, стремясь к первоначальным значениям, имеет место боковая статическая устойчивость. Таким образом, при исследовании боковой устойчивости следует, строго говоря, рассматривать одновременно изменение аэродинамических коэффициентов и Шу. Однако в большинстве практических случаев боковую устойчивость можно разделить на два более простых вида — поперечную статическую устойчивость (устойчивость крена) и статическую устойчивость пути — и изучать их отдельно, рассматривая изменение соответствующих коэффициентов гпх у), гпу < ). [c.35]

Второй тон изгибных колебаний обычно имеет собственную частоту, в 2,6-=-2,8 раза превышающую частоту оборотов. По мере увеличения номера тона увеличиваются число узлов и кривизна формы. Высшие гармоники, таким образом, важны с точки зрения нагрузок на лопасть и их вычисления. Для шарнирной лопасти второй тон махового движения часто называют первым тоном изгибных колебаний, поскольку основной тон махового движения не связан с упругими деформациями. Для формы второго тона изгибных колебаний шарнирной лопасти можно использовать приближение г — 4г — Зг, если нет более точных данных. Оно ортогонально первому тону г = г, однако не удовлетворяет граничным условиям нулевых моментов на конце и у комля лопасти. Можно предложить также выражение х = г — (я/3) sin п/, удовлетворяющее всем условиям, кроме нулевой перерезывающей силы на конце лопасти. Эти приближенные формулы полезны при оценке инерционных и аэродинамических коэффициентов в процессе анализа динамики несущего винта и особенно при оценке собственной частоты второго тона с помощью энергетического соотношения. [c.361]

Поскольку при определении аэродинамических коэффициентов мы используем аппроксимацию iis —Л нет необходимости делать различия в обозначениях моментов в плоскости вращения и крутящего. При численном анализе махового движения и качания можно использовать реальные формы колебаний. [c.535]

Чтобы напрасно не усложнять анализ, следует сохранить только главные члены разложений этих функций в частности, в разложениях этих функций по безразмерным угловым скоростям нужно ограничиться членами первого порядка и в случае необходимости сохранить нелинейные члены, связанные только с углом атаки. Кроме того, очевидно, что при исследовании углового движения результирующая сила играет меньшую роль, чем результирующий момент, что делает излишним разложение аэродинамических коэффициентов. [c.127]

Аэродинамическое демпфирование. При анализе аэродинамической неустойчивости важную роль играет суммарный коэффициент потерь гибкого сооружения, обусловленный конструкционным демпфированием (внутренним трением в соединениях и в материале сооружения) и аэродинамическим демпфированием, вызванным движением сооружения в потоке ветра [c.81]

Выполненные авторами испытания в аэродинамической трубе в известной мере свидетельствуют о то , что дестабилизирующий эффект сил, связанных с автоколебаниями системы, которые действуют в поперечном сечеиии пролетного строения висячего моста, до некоторой степени уменьшаются за счет турбулентности в избегающем потоке. Следовательно, использование в расчетах значений аэродинамических коэффициентов Н и А, полученных в условиях потока с плавным течением, идет в запас. Проведенные в последнее время исследования на моделях [6. 86] с использованием различных методов анализа случайных процессов пролили дополнительный свет на влияние турбулентности на значения Н1 и А. Однако необходимы дальнейшие исследования для полного выявления влияния соответствующим образом установленного масштаба турбулентности на аэродинамические производные при флаттере пролетных строений мостов. [c.190]

Для упрощения анализа продольной устойчивости и изучения воздействия на эту устойчивость аэродинамических характеристик будем исходить из предположения, что невозмущенное движение аппарата является прямолинейным и установившимся. Тогда динамические коэффициенты будут постоянными и система (1.5.1) легко интегрируется. Будем искать частные интегралы этой системы в виде ДК = Да = ДИ = СеР , где [c.40]

Таким образом, решение уравнений движения рыскания будет таким же, как и уравнений продольного движения. Следовательно, будут совпадать передаточные функции и коэффициенты, описывающие первый этап каждого из этих движений. Это облегчает анализ влияния аэродинамических характеристик летательного аппарата на движение рыскания и передаточные параметры. [c.57]

Таким образом, из анализа амплитудно-фазовой характеристики перемещения для характерной точки стержневой системы можно определить резонансную частоту v и выделить амплитуду чистой резонансной формы колебания Урез- Далее, используя метод определения демпфирующих характеристик стержневой системы, изложенный выше, можно рассчитать значения линеаризованных коэффициентов р — внутреннего их — внешнего аэродинамического трения. [c.178]

В другом крайнем случае при анализе несущего винта можно использовать средний коэффициент сопротивления, который оценивается с учетом среднего коэффициента подъемной силы по диску винта и чисел М и Re на некотором характерном радиусе (например, 0,75R). Использование среднего коэффициента сопротивления сильно упрощает анализ в предыдущих главах средний коэффициент часто применялся с целью получения элементарных выражений для профильных потерь. Для некоторых задач, таких, как предварительное проектирование, или в случае отсутствия детальных аэродинамических характеристик профиля подобный анализ приемлем. Средний коэффициент сопротивления нельзя применять, когда существенны местные аэродинамические особенности, например эффекты срыва и сжимаемости при полете вперед. Для несущих винтов, работающих в предельных условиях, нужны дополнительные уточнения или более детальный анализ. [c.318]

Правые части которых зависят от режима полета и движения лопасти. Влияние срыва при таком анализе учитывается путем ограничения величины циркуляции ее значениями при срывном угле атаки. Прогибы лопасти в плоскости взмаха представлялись в виде линейных комбинаций форм собственных колебаний, так что возбуждение колебаний по одной степени свободы определялось соответствующим интегралом от нагрузки по радиусу. При этом гармоники нагрузок определяли гармоники махового движения. Для совместного вычисления циркуляции и махового движения использовался метод последовательных приближений, а именно при решении уравнений для циркуляции движение лопастей определялось по приближенным формулам. (Заметим, что коэффициенты при Г/ приходится определять только один раз, так как для заданной формы пелены вихрей они не зависят от махового движения.) Зат-ем с использованием полученных значений Г/ вычислялись индуктивные скорости, после чего определялись коэффициенты Глауэрта уп разложения ул(л ), по которым находились подъемная сила и момент сечения. После этого по рассчитанным таким образом аэродинамическим силам строилось маховое движение лопасти и описанная выше процедура вновь повторялась до достижения сходимости. [c.668]

Основным критерием возникновения срыва на лопасти служат значения углов атаки или коэффициентов подъемной силы (рассматриваемые непосредственно либо представленные посредством эквивалентных параметров). Влияние срыва на винте заметно проявляется в тех случаях, когда на значительной части диска винта углы атаки сечений лопастей превысят критические углы для профилей. Расчет границ летных режимов винта на основании такого критерия является сложной задачей. Углы атаки изменяются по диску винта неравномерно, и их трудно рассчитать с удовлетворительной точностью, особенно для экстремальных режимов полета. Кроме того, на вращающейся лопасти срыв представляет собой более сложное аэродинамическое явление, чем на профиле крыла. Поэтому используемые для него критерии имеют эмпирическую основу. Срыв может диагностироваться на основе значений обобщенных характеристик работы винта, например параметров Ст/а и i. Если срыв охватывает лишь ограниченную часть диска винта, то предпочтительны более частные критерии. Установлен ряд таких критериев, в которых используется значение угла атаки сечения лопасти в некоторых критических точках диска винта. Однако лучше производить детальный расчет аэродинамических нагрузок лопастей при заданных условиях полета, используя описанную в гл. 14 схему определения сил при срыв-ном обтекании сечений. Но даже столь полный анализ, учитывающий упругие свойства лопастей, пока не дает адекватного представления о срыве, поскольку наши знания в этой области аэродинамики лопасти еше недостаточно полны. [c.796]

Максимальное аэродинамическое качество самолета при данном числе М находится в обратной зависимости от коэффициентов и А. Это мы выяснили при анализе поляры в 18, гл. 2. [c.87]

Наконец, полезно сделать еще одно предположение, которое не является необходимым, но при анализе задачи позволяет фиксировать переменную а скорость определяется законом аэродинамического торможения с постоянным коэффициентом С с учетом предположения 1 этот закон описывается уравнением (1.17) без членов Tim и sin уо. т. е. [c.153]

Выведенные выше соотношения позволяют произвести анализ зависимости основных параметров воздухоохладителей от целого ряда показателей теплового, аэродинамического, конструктивного характера. Такими показателями являются значение ср, которое характеризует эффективность тепловой работы аппарата, гидродинамическое сопротивление Др, величины удельной поверхности теплообмена f в м 1м , коэффициент сужения сечения и коэффициент заполнения объема т] ,. Для трубчатой конструкции три последних конструктивных показателя могут быть выражены через наружный диаметр трубок d , относительные шаги разбивки и относительную толщину стенок трубок Проведем в качестве примера подобный анализ для конструкции воздухоохладителя с движением охлаждающей воды в гладких трубках, треугольной разбивкой их и поперечным обтеканием этих трубок охлаждаемым воздухом. [c.157]

На основании анализа распределения давления по профилю, величин полного давления и угла потока при выходе из решеток, а также оптических картин течения сделаны выводы о влиянии указанных многочисленных геометрических параметров решетки и профиля на аэродинамические данные решетки — оптимальный угол атаки, угол отклонения потока, коэффициент потерь полного давления, критическое число М, и получены соответствующие обобщенные данные. [c.36]

Ряд геофизических и динамических задач, связанных с освоением и изучением космического пространства, требует анализа вращательного движения искусственных космических объектов относительно центра масс. Так, например, исследование излучений Солнца возможно лишь при наличии освещения Солнцем приборов, установленных на искусственном спутнике, а условия освещенности зависят от движения спутников относительно центра масс. От положения спутника относительно набегающего потока зависят показания различных приборов, предназначенных для изучения состава и строения верхней атмосферы положение спутника относительно магнитного поля Земли влияет на показания магнитометров. Движение около центра масс влияет также на средний коэффициент аэродинамического сопротивления и, следовательно, на параметры орбиты и время существования спутника есть также ряд других задач, требующих знания ориентации спутника в пространстве. [c.9]

В заключение необходимо отметить, что рассмотренные случаи изменения величины коэффициента теплопередачи пригодны для анализа процессов теплообмена в таких относительно сложных системах, как двигатели внутреннего сгорания, аэродинамические установки низкой плотности, взрывные камеры и т. Д- [c.80]

Для получения расчетных соотношений для коэффициента сопротивления в широком диапазоне чисел Ке полученные нами результаты сопоставлялись с данными других авторов, исследовавших аэродинамические свойства частиц иных материалов (рис.2.14) ". Анализ опытных данных и их сопоставление позволяют сделать сле-дуюш,ие выводы. [c.67]

Если лопасть несущего винта совершает п колебаний за оборот, то частота ее колебаний m равна nQ, где Q — угловая скорость вращения винта. Поскольку при этом скорость набегающего на сечение потока равна Qr, а полухорда — с/2, для приведенной частоты получаем выражение k = n jlr. В случае винтов с лопастями большого удлинения приближенно можно принять k 0,05n. Для низких гармоник, когда приведенная частота мала, функция уменьшения подъемной силы близка к 1. Так, для первой гармоники вихревой след уменьшает подъемную силу примерно на 5%. Поэтому пренебрежение влиянием следа и другими нестационарными эффектами при выполненном в предыдущих главах анализе аэродинамических коэффициентов несущего винта и махового движения вполне оправдано. Однако для высших гармоник приведенная частота довольно велика, и влияние следя поперечных вихрей необходимо принимать во внимание при точном расчете нагрузок. [c.441]

Для анализа влияния динамических коэффициентов и соответствующих производных аэродинамических коэффициентов на управляемость рассмотрим продольное движение на начальном быстрозатухающем участке траектории маневренного летательного аппарата. Из соответствующей системы уравнений можно получить [c.53]

Анализ реакций стационарных систем намного проще, чем для периодических систем, и может выполняться более эффективными методами. Поэтому интересно выяснить возможность удовлетворительного описания динамики винта уравнениями с постоянными коэффициентами. Такое описание всегда будет приближенным, поскольку оно в принципе не может полностью моделировать поведение периодической системы. Из рассмотрения вышеприведенных формул для моментов в плоскости взмаха можно сделать вывод о том, что аппроксимацию с постоянными коэффициентами следует вводить в невращающейся системе координат. Если усреднить значения аэродинамических коэффициентов во вращающейся системе, то влияние полета вперед фактически учтено не будет (за исключением того, что увеличится порядок в выражении для Me). Усредненные коэффициенты в невращающейся системе координат включают некоторые высшие гармоники коэффициентов во вращающейся системе. Используя результаты, приведенные выше для трех- [c.525]

Вертикальная скорость втулки входит в быр, а скорости в плоскости вращения —в бит и би . Составляющие порыва ветра влияют аналогично скоростям втулки. Угловые скорости тангажа и крена винта порождают нормальную составляющую скорости 6ur, а движение рыскания в этом смысле аналогично движению лопасти в плоскости вращения. Установившаяся скорость полета на балансировочном режиме с составляющими ц и Япв определена в инерциальной системе координат. Изменения углов тангажа ау и крена ах вала вызывают возмущения составляющих скорости относительно плоскости втулки. Члены пвах и Хпва / в этих возмущениях на порядок меньше других и поэтому обычно не учитываются для вертолетных винтов с небольшими индуктивными скоростями. Угол установки лопасти измеряется относительно плоскости втулки, так что 60 = 0 — Кр . Здесь будем рассматривать только первые тоны махового движения и качания лопасти. Поскольку эквивалентная форма т) углового движения втулки точно равна г, формы лоиасти будем аппроксимировать так же rjp = tjj = г. При этом во многих случаях для движений лопасти и вала можно использовать одни и те же аэродинамические коэффициенты, что упрощает анализ. При численном анализе могут использоваться реальные формы, что несколько изменяет аэродинамические коэффициенты для степеней свободы винта, однако не сказывается существенно на расчетных характеристиках винта. [c.539]

Пользуясь световыми кнопками, можно за пультом дисплея выбирать те или иные аналитические подпрограммы. Этот выбор определяет режим аэродинамического анализа, выполняемого во время общего анализа характеристик самолета. Например, коэффициенты трения можно определять на основе среднего числа Рейнольдса или на основе конкретных чисел, непрерывно корректируемых с учетом изменений высоты и ск зости. Индуктивное сопротивление, вычисляемое на итерации каждого щага данной фазы полета, зависит от общего веса, скорости и высоты. А эти параметры могли быть скорректированы лищь в соответствии с условиями протекания предыдущего шага. Поскольку величину шага, с которым выполняется анализ, можно регулировать по каждой фазе полета, можно добиться оптимального соотношения точности и времени выполнения анализа. Аэродинамические процедуры, включенные в САП, используют методы, применяемые в настоящее время в аэродинамических лабораториях фирмы Lo kheed-Georgia [c.222]

При исследовании аэродинамической устойчивости сооружений предварительную оценку можно сделать по результатам опытов по распределению давления по поверхности модели, по аэродинамическим коэффициентам сил и моментов их в функции угла атаки, определенным весовым способом, по поведению упруго подвешенной модели в потоке. Теоретическим путем пока невозможно дать заключение об аэродинамической устойчивости сооружения-вввду сложности анализа и недостаточности натурных и опытных данных. Чаще всего предлагаются полуэмпириче-ские формулы критерии устойчивости, справедливые, строго говоря, только для определенных типов, рзмеров и частот колебаний конструкции. Много еще неясного в рассеянии энергии при колебании сложных конструкций. [c.107]

Целесообразно в качестве двух таких параметров выбрать и 2- Действительно, из (3.6.8) видно, что коэффициенты А = 2 и В = пЬ в основном зависят от условий полета, размеров и аэродинамических параметров летательного аппарата и в меньшей степени от характеристик роллерона (значения 8р, Гр, Сур в выражении для коэффициента В). Коэффициент С = определяется производной демпфирования роллерона гпш, величина которой должна быть вполне определенной для обеспечения стабилизации. В соответствии с этим анализ устойчивости удобнее проводить при фиксированных значениях параметров Ь , и [c.289]

На рис. 3 представлены данные распределения локального коэффициента теплоотдачи по профилю лопатки, полученные при испытаниях на установке для продувки плоских решеток и на воздушной турбине, а на рис. 4 приведен график зависимости относительной координаты начала и конца переходной области от 4H Jja Рейнольдса (построенный на основании анализа показателей степени п в зависимости Nu = Re ) при испытаниях в аэродинамической трубе (штриховые линии) и на воздушной турбине (сплошные линии). [c.66]

Динамика несущего винта при полете вперед описывается дифференциальными уравнениями с периодическими коэффициентами, но мы видели, что аппроксимация с постоянными коэффициентами в невращающейся системе координат дает хорошее представление махового движения при не очень больших ц. Эта аппроксимация особенно хороша для низкочастотного движения винта. Рассмотрим несущий винт с тремя или более лопастями при полете вперед, когда в качестве степеней свободы достаточно учитывать только угол конусности и наклон плоскости концов лопастей. В уравнениях движения инерционные члены можно принять такими же, как и для режима висения, а аппроксимация с постоянными коэффициентами для аэродинамических членов изложена в разд. П.4 и 11.6. Поскольку искомый результат предназначен для анализа устойчивости и управляемости вертолета, будем использовать связанные оси. Если оставить только члены, содержащие оператор Лапласа нулевого порядка, то уравнения махового движения лопасти при полете вперед приобретают вид [c.575]

Блейк, Бзркем и Лоуи [В.91] расширили анализ Чжоу для шарнирного винта, включив в него все аэродинамические члены (с коэффициентами М , Q , Qg и Qj) уравнения решались с помощью аналоговой вычислительной машины. Было установлено, что критерий Чжоу дает некоторый запас устойчивости (вероятно, из-за пренебрежения аэродинамическим демпфированием, выраженным членом с коэффициентом Q ), за исключением некоторых случаев больших значений коэффициента компенсатора взмаха. Отмечено, что для точного расчета устойчивости совместного движения необходимо учитывать аэродинамическое демпфирование качания и относ шарниров. [c.609]

Постоянный коэффициент а < 0.5 зависит от аэродинамических характеристик спутника. Интегральные кривые (6.14) позволяют показать, что спутник может (долгопериодическим образом) резко менять режим движения, выходя из режима закрутки ( л 0) в режим кувыркания ( л 12) и обратно. Вместе с этим изменяется угол между вектором L и направлением Г я и колеблется значение модуля L. Такие эффекты, как показывает анализ экспериментальных данных, доминируют в движении спутников типа Протон (В. В. Белецкий, 1967 В. В. Голубков, 1967 И. Г. Хацкевич, 1967). [c.293]

Из анализа выражений для аэродинамических сил (1.3.2)-i-(1.3.4) следует вывод, что каждую из этих сил можно разделить а составляющую, обусловленную давлением, и составляющую, связанную с касательными напряжениями, возникающими при движении вязкой жидкости. Напрнм , лобовое сопротивление Х== =Xj,+Xf. первая составляющая (Лр) называется сопротивле-шнем давления, вторая (X/) — соп рот и в л е н и е м трения. Согласно этому полный коэффициент сопротивления равен еуиме коэффициентов сопротивлений давления и трения с,= с р+ + xf- [c.34]

Аналитическое моделирование дивергенции. Для анализа явления дивергенции рассмотрим (см. рис. 6.18) поперечное сечение конструкции, повороту которого относительно некоторого центра вращения (или центра жесткости), противодействует торсионная пружина. Обозначим коэффициент жесткости пружины и угол поворота со-охветственно через ка и а. Примем, что средняя скорость ветра и, а ширина настила моста В, тогда аэродинамический момент, приходящийся на единицу длины пролета, можно записать в виде [c.176]

Следует подчеркнуть, что сказанное выше в этом разделе относится прежде всего к сверхзвуковым соплам с твердыми стенками (сопла Лаваля, конические сверхзвуковые сопла). Для некоторых схем сопел в силу их специфики возможны другие законы изменения тяговых характеристик в зависимости от степени понижения давления тг , отличные от тех, которые показаны на рис. 3.3 например, непостоянство относительного импульса сопла = /(тг ) эжекторных сопел с подводом атмосферного воздуха из окружаюгцей среды (с аэродинамическим регулированием, рис. 2.3/с), или достаточно слабая зависимость потерь тяги (или коэффициента тяги) для сопел с центральным телом на режиме истечения перерасширенной реактивной струи тг < тГсрасч что будет рассмотрено при анализе тяговых характеристик сопел конкретных схем. [c.83]

Цель последующего анализа заключается в том, чтобы оценит возможныепредельныезначениянормальной перегрузки, которые могу быть реализованы на маневрирующих ББ, и проанализироват Зависимость этих предельных значений от уааовий полета (высоть скорости) и характеристик ББ - баллистического коэффициента аэродинамического качества к(а) [c.108]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...