Распределение давлений и аэродинамический коэффициент

Рассмотрим задачу об обтекании несжимаемым установившимся потоком крыла произвольной формы в плане. При решении этой задачи можно не находить потенциал скоростей ф (9.421), а использовать метод, в соответствии с которым несущая поверхность заменяется системой дискретных стационарных вихрей, каждый из которых представляет собой косой подковообразный вихревой шнур. По вычисленным значениям циркуляции этих вихрей можно определить распределение давления и аэродинамические коэффициенты. [c.350]

Распределение давления и аэродинамические коэффициенты. Рассмотрим задачу о нахождении коэффициентов подъемной силы, сопротивления и момента крыла произвольной формы в плане по известному распределению давления. [c.229]

Для определения внешнего сопротивления силовой установки, как видно, требуется знать распределение давлений и касательных напряжений трения по ее поверхности. В некоторых случаях с известной степенью точности они могут быть найдены на основе теоретических методов расчета. Чаще всего для этих целей пользуются экспериментальными значениями аэродинамических коэффициентов давления и трения при наличии которых соответствующее сопротивления определяются по формулам [c.248]

Практическое значение изложенных в этом параграфе условий подобия заключается в том, что они позволяют установить, от каких безразмерных параметров зависят величины, характеризующие аэродинамику данного тела (его сопротивление, аэродинамический момент, распределение давлений и т. д.). Мы видели, например, что коэффициент сонротивления трубы X зависит от числа Рейнольдса. [c.460]

Э. ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СИЛ И МОМЕНТОВ ПО ИЗВЕСТНОМУ РАСПРЕДЕЛЕНИЮ ДАВЛЕНИЯ И КАСАТЕЛЬНОГО НАПРЯЖЕНИЯ. ПОНЯТИЕ ОБ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОЭФФИЦИЕНТАХ [c.32]

Существует несколько методов визуального исследования газовых потоков. Наиболее распространенными из них являются оптические методы, основанные на свойстве воздуха (или вообще газа) изменять коэффициент преломления в зависимости от плотности. Специальными приборами, которыми оснащены аэродинамические трубы, можно зафиксировать на фотопластинке неоднородное поле плотностей по этому полю методами аэродинамики можно рассчитать распределение давлений и других параметров обтекающего газа. Подробно эти методы будут рассмотрены в гл. П. [c.19]

При помощи тензометрических весовых устройств измеряются суммарные аэродинамические характеристики, такие как подъемная сила, сопротивление, момент. Эти измерения дополняют изучение обтекания, связанное с нахождением распределения давления и касательных напряжений, и позволяют проверить теоретические методы расчета суммарных аэродинамических коэффициентов летательных аппаратов, в частности их крыльев. Настоящая лабораторная работа посвящена экспериментальному исследованию треугольного крыла — одного из распространенных видов несущих поверхностей современных летательных аппаратов. [c.240]

Для определения аэродинамических коэффициентов профиля заданной формы используем результаты распределения давления, полученные в решении задачи 7.20. Аэродинамические коэффициенты продольной и нормальной сил находи.м соответственно по формулам [c.193]

Основной задачей аэродинамики крыльев конечного размаха, обтекаемых сверхзвуковым потоком, является расчет распределения давления, подъемной силы и волнового сопротивления, а также соответствующих аэродинамических коэффициентов. [c.213]

Найдите распределение давления, подъемную силу, сопротивление и мо мент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для плоского тре угольного крыла в виде тонкой пластинки (рис. 8.5), обтекаемой сверхзвуковым [c.216]

По данным табл. 9.3 найдите распределение производных по а и коэффициентов избыточного давления и безразмерной циркуляции, а также вычислите соответствующие значения производных аэродинамических коэффициентов моментов сечений. Найдите действующую силу и момент для участка крыла шириной Ь = 2 м и размахом / = Ю м при оо = 50 м/с 0 = 1,226 кг/м а = 2 = 0,1 рад/с. [c.252]

Рассмотрим пример расчета аэродинамических коэффициентов по заданному распределению коэффициента перепада давлений около прямоугольного крыла. С учетом (9.223) и данных табл. 9.2 находим численным интегрированием для сечения 1 = 22/1 = 0 (корневая хорда) [c.317]

Определение аэродинамических характеристик с учетом интерференции осуществляется для летательных аппаратов как плоской конфигурации (типа корпус — горизонтальное крыло ), так и плюс- или крестообразной формы в потоке без крена и при крене. При этом достаточно подробно изложены методы расчета распределения давления по корпусу и крылу (оперению) и суммарных аэродинамических коэффициентов. Такие расчеты даны с учетом сжимаемости потока, его скоса и торможения от впереди расположенных частей летательного аппарата. При этом принимается во внимание влияние У-образности крыла, его расположения вдоль корпуса и формы в плане, а также наличия развитого пограничного стоя. [c.593]

Аэродинамический коэффициент используется для расчета распределения давления ветра по поверхности зданий и сооружений. [c.254]

Обычно значение аэродинамического коэффициента и его распределение определяются по результатам экспериментальных испытаний, проводимых либо в гидравлических лотках, либо в аэродинамических трубах. При фронтальном обтекании одиночного здания (рис. 5.19) аэродинамический коэффициент принимает значения на наветренной (лобовой) грани /Св = 0,5-1-0,8, на заветренной (кормовой) грани Ка=—(0,2ч-0,3). Необходимо сказать, что при фронтальном обтекании здания наветренная сторона испытывает повышенное давление Кв>0), а стороны, находящиеся в области отрывных течений, — разрежение (Ке<0). Разрежение может вызвать равнодействующие силы давления, значительно большие, чем положительные, — это особенно опасно, так как конструктивные элементы рассчитаны на точно такие же усилия, но противоположные по знаку. [c.255]

При определении силы давления ветра на одиночное здание или на его отдельные элементы достаточно знать закон распределения аэродинамических коэффициентов и соответствующие площади граней, воспринимающих повышенное давление или разрежение. В этом случае [c.256]

Помимо указанных коэффициентов, аэродинамические особенности профиля характеризуются распределением давления по его контуру. В целях сравнения пользуются безразмерной величиной— коэффициентом давления р, под которым понимают отношение разности давлений в данной точке профиля и перед решеткой к динамическому напору, вычисленному по скорости перед решеткой [c.229]

На рис. 3—5 представлены зависимости коэффициентов падения скорости закручивания и аэродинамического сопротивления от входной скорости потока в решетке и характер распределения безразмерных величин осевой тангенциальной скоростей, статического давления и произведения RVu по точкам равновеликих площадей сечений /—I, II—II и IV-IV. [c.108]

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]

Аэродинамические коэффициенты Ср, Ср и (соответственно обозначенные, 2, 3), вычисленные на подветренной стороне крыла, представлены на рис. 5.48. Сплошными кривыми обозначены расчеты при х = 2, а пунктирными — при х = = 0,8. Зависимость коэффициентов Ср, Ср и от величины угла атаки а при X = 0,8 более сильная, чем при х = 2, что объясняется более сильным изменением распределения давления по крылу при изменении угла атаки в этом случае (рис. 5.44). [c.250]

Основное значение в этих методах приобретает прежде всего выбор семейств профилей скорости, температур, или концентраций, которые-могли бы быть использованы для подстановки в интегральные соотношения вместо действительных, остающихся неизвестными. При современном состоянии теории уже сам этот выбор представляет трудную задачу. Так, для задания поля скоростей широко пользуются соображениями подобия и размерности, выбирают для профилей скорости в сечениях пограничного слоя одночленные степенные формулы с показателем степени и коэффициентом, зависящими от параметра, равного отношению величин толщины вытеснения к толщине потери импульса, и аналогичные по типу формулы для коэффициента сопротивления. Иногда для той же цели используют логарифмическую формулу распределения скоростей и логарифмический закон сопротивления. Существуют методы, основанные на компоновке профиля скорости из трех частей внутренней (пристеночной), не зависящей от наличия перепада давления вне слоя, переходной и внешней, выбранных путем модификации профилей скоростей в аэродинамическом следе за телом, а иногда только из внутренней и внешней. [c.537]

В результате испытаний моделей автомобилей в аэродинамической трубе было выявлено, что наиболее благоприятный угол наклона лобового стекла составляет 70°. Увеличение радиуса перехода от передней панели кабины и панели двери к панели крыши кабины от нуля до 30 мм вызывает уменьшение лобового сопротивления до 13%, увеличение выпуклости передней панели приводит к уменьшению лобового сопротивления, введение наружного зеркала увеличивает сопротивление до 4%. У фургона с крышей и боковыми стенками из мягкого материала коэффициент сопротивления воздуха больше, чем у жесткой конструкции. Это явление можно объяснить с помощью эпюр распределения давления при угле набегания воздушного потока Р = О (см. рис. 27, в). Отрицательное давление вдоль крыши и боковых стенок фургона вызывает выпучивание податливого материала, что равносильно увеличению площади поперечного сечения автомобиля. [c.103]

Оба рассмотренных на фиг. 4-9 случая относятся к источникам тепла, расположенным вблизи падающего косого скачка. Из фиг. 3 и табл. 1 и 2 можно заключить, что при удалении от этого скачка благоприятное воздействие введения тепла в набегающий поток уменьшается и при достаточном удалении может привести к нежелательным результатам. Сравнивая данные табл. 1 и 2, можно отметить, что переход от изотермической поверхности к равновесно излучающей практически не влияет на распределение давления, аэродинамические коэффициенты С , и показатель энергетической эффективности К во всех рассмотренных случаях. Хотя подвод тепла для всех рассмотренных положений источника приводит к увеличению суммарного потока тепла, это [c.143]

Определение аэродинамических коэффициентов крыла (или его профиля) при продувках моделей в аэродинамических трубах может производиться либо с помощью аэродинамических весов, либо путем измерения давления на обтекаемой поверхности. Такое измерение давления и нахождение его распределения является одним из наиболее распространенных экспериментов, позволяющим не только определить соответствующие аэродинамические коэффициенты, но и изучить физическую картину обтекания. Без этого изучения нельзя успешно решать задачи управления процессами взаимодействия между газом и движущимся в нем летательным аппаратом, в частности задачи о наивыгоднейшей форме крыльев и профилей с заданными аэродинамическими свойствами. [c.154]

Цель работы — найти распределение давления по профилю крыла вычислить коэффициенты подъемной силы, лобового сопротивления и продольного момента (момента тангажа), а также критические числа Маха и некоторые другие аэродинамические характеристики профиля в дозвуковом потоке. [c.155]

Аэродинамические коэффициенты. Воздействие воздушной среды на движущееся в ней крыло приводит к появлению на его поверхности непрерывно распределенных сил от давления и касательного напряжения. С учетом этого любую аэродинамическую силу и момент можно представить в виде суммы двух составляющих, одна из которых зависит от распределения давления, а другая — от касательного напряжения. [c.155]

Цель работы — найти распределение давления по профилю крыла при различных углах атаки и вычислить соответствующие аэродинамические коэффициенты профиля. [c.196]

Как и при дозвуковых скоростях, влияние вязкости на подъемную силу и аэродинамический момент профиля в сверхзвуковом потоке значительно меньше, чем на сопротивление. Практически этим влиянием можно пренебречь и считать, что подъемная сила и момент создаются только за счет соответствующего распределения давления. Таким образом, аэродинамические коэффициенты этой силы и момента будут Су= = Сур и mz=mzp. [c.198]

Цель работы — в результате продувок в дозвуковой аэродинамической трубе найти распределение давления по крылу в различных сечениях по размаху, вычислить по этому распределению аэродинамические коэффициенты крыла и сравнить с соответствующими теоретическими данными. [c.229]

В большинстве случаев, однаю, сооружения настолько мало обтекаемы, что коэффициент сопротивления их зависит только от формы и расположения и практически не зависит от числа Рей нольдса. При этом формы зданий и их расположение по отношению к переменному направленик> ветра обычно так сложны и несимметричны, что аналитическое определение распределения давления становится невозможним. В этих случаях приходится переходить к продувке моделей сооружений в аэродинамической трубе или к буксировке их в гид завлическом бассейне. [c.234]

Внося сюда значение У , получаем р = 1 — 2 /(а2 — 2 ). В точках на верхней и нижней поверхностях с координатой 2=0 значения р= 1, а на боковых кромках (2 = а) коэффициент давления приобретает значение —оо. Это значение практически не реализуется, и действительный коэффициент давления имеет конечную величину. На большей части пластинки этот коэффнциепг положительный. В частности, в точках с координатами z а 2 коэффициент о =1/3, а в точках с координатами 2 = 2 а/3 значение р = 1/5. Распределение коэффициента давления по верхней и нижней поверхностям одинаково, поэтому аэродинамическое сопротивление равно нулю. [c.165]

Существующие методы аэродинамического расчета затупленных тел, оснащенных иглами, основаны на использовании соответствующих экспериментальных данных. При этом определение лобового сопротивления связано с нахождением распределения давления по обтекаемой поверхности головной части. На рис. 6.1.3 показаны опытные данные, характеризующие относительные величины коэффициента давления р/ртах на сферической головной части цилиндра с иглой при различных отношениях ее длины I к диаметру сферы Псф. В случае отсутствия иглы (НО сф 0) коэффициент давления р достигает своего максимального значения ртах в центре сферы (р/ртах= 1), а затем резко снижается до места ее сопряжения с цилиндром. Установка иглы существенно изменяет характер распределения коэффициента давления и его величину. При 1Юсф> 1 эта величина значительно уменьшается у основания иглы на сфере, причем зона пониженного давления сохраняется на значительной ее части. Вблизи места сопряжения отношение р/ршах достигает максимума. При этом для 1Юсф 1,5 оно оказывается несколько большим, чем в случае отсутствия иглы. При значительной [c.386]

Симметричные гидропрофили имеют одинаковые свойства при положительных и отрицательных углах атаки. У гидропрофиля несимметричной формы кривые подъемная сила—сопротивление несимметричны. Рассмотрим аэродинамический профиль ЫАСА4412, показанный на фиг. 7.4, в качестве примера несимметричной формы, имеющей толщину и кривизну. На фиг. 7.11 представлены кривые распределения давления, полученные Пинкертоном [29] при испытаниях этого профиля в аэродинамической трубе в диапазоне углов атаки от —8 до 8°. На фиг. 7.12 представлены характеристики профиля бесконечного размаха, обычно приводимые для описания общих свойств аэродинамического профиля. Эти данные были получены экспериментально в гидродинамической трубе [8]. Силовые характеристики про-филя во всем представляющем интерес диапазоне углов атаки представлены на фиг. 7.12 всего лишь тремя кривыми, в то время как на фиг. 7.11 та же информация неявно представлена целым семейством кривых. Однако с точки зрения возможности кавитации на данном профиле кривые на фиг. 7.11 содержат больше информации. Заметим, что давление выражено через коэффициент давления, который равен значению Кю на поверхности тела, взятому с обратным знаком. Это означает, что вся совокупность экспериментально и теоретически определенных распределений давления для широкого диапазона форм аэродинамических профилей может быть непосредственно использована для определения возможности кавитации на этих профилях, когда они используются как изолированные гидропрофили или направляющие лопатки или когда последние расположены на относительно большом расстоянии от других направляющих поверхностей. [c.341]

Приведенные соображения могут быть плодотворно использованы для построения различных корреляционных зависимостей, что покажем на примере аэродинамических характеристик притупленных конусов. В 11.7 отмечалось, что непосредственное применение закона подобия в форме (11.7.5) для коэффициента сопротивления приводит к заметным погрешностям, если только длина тела не очень велика в то же время распределение давления по образующим притупленных конусов подчиняется закону подобия уже иа небольших расстояниях от носка. Поэтому целесообразно при построении корреляций выделить 1СИЛЫ, действующие на боковую поверхность тела (вклад носка может быть всегда учтен отдельно с помощью, например, данных гл. 5). Соответствующие коэффициенты осевой и нормальной СИЛЫ и момента относительно точки х = 0 определяются интегралами [c.309]

В нахождении распределения давления, результирующих сил и соответствующих аэродинамических коэффициентов с учетом возможного расчленения их на отдельные составляющие согласно формулам (8.1.27), (8.1.29) состоит основная задача аэродинамики крыльев конечного размаха, обтекаемых маловозмущенным сверхзвуковым потоком. [c.297]

Коэффициенты а, зависят от характера потока и от формы тела приемника, поскольку речь идет о давлении вблизи приемника. Существенным выводом, важным для ветрозащиты приемника, является то, что в случае, когда размеры приемника гораздо меньше размеров пульсаций, приемник будет регистрировать изменения давления, обусловленные не местным ускорением ди1д1, а изменением аэродинамического напора ру /2, т. е. дело будет обстоять так, как оно получалось бы при медленном изменении скорости постоянного потока. Поэтому в этом случае позволительно рассматривать обтекание приемника постоянным потоком и, зная для такого потока распределение давлений на приемнике [c.147]

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]

Поставлена и решена задача построения и аэродинамического расчета крылового профиля, скользящего своей задней кромкой по плоскому горизонтальному экрану. Известная нижняя часть контура профиля представляет собой прямолинейный отрезок, образующий заданный угол с экраном, верхняя - отыскивается по заданному распределению скорости. Это распределение берется из класса гидродинамически целесообразных распределений, гарантирующих бе-зотрывность обтекания профиля в рамках принятой математической модели течения. Описанная задача сведена к смешанной краевой задаче в полуплоскости, решение которой получено в аналитической форме. Для вычисления коэффициента подъемной силы введено предположение о наличии тонкой струйки, протекающей между горизонтальным участком контура профиля в его кормовой части и экраном. Исследовано влияние закона падения давления в этой струйке (от давления торможения до давления на выходе) на величину коэффициента подъемной силы. На основе проведенных расчетов сделаны выводы о влиянии угла наклона прямолинейного участка на форму контура профиля, а также показано, как влияют угол наклона и величина максимальной скорости на профиле на его форму и коэффициент подъемной силы. [c.201]

Дель работы — найти распределение давления по профилю прямого и скользящего крыльев бесконечного размаха и определить по ним соответствующие аэродинамические коэффициенты путем сравнения полученных результатов оценить влияние скольжения на обтекание профиля экспериментально проверить возможность расчета аэродинамических коэффициентов профиля скользящего крыла по известным их значениям для такого же профиля, принадлежащего прямому крылу. [c.218]

Измерение давления на поверхности крыла и вычисление соответствующих аэродинамических коэффициентов. Для нахождения распределения давления по крылу при помощи продувок в малоскоростных аэродинамических трубах используются дренированные модели с отверстиями, располагающимися на контурах нескольких сечений вдоль размаха. При этом ввиду продольной симметрии крыла измерение давления на нем осуществляется для одной (правой или левой) консоли. Модель этой консоли устанавливается в рабочей части аэродинамической трубы на боковой державке, закрепляемой в специальном устройстве, при помощи которого производится изменение ее углов атаки (рис. 4.2.2). [c.234]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...