Аэродинамические нагрузки и коэффициенты

Баскин В. Э., Теория несущего винта вертолета с пространственной системой вихрей (индуктивные скорости, аэродинамические нагрузки и коэффициенты махового движения). — Труды ЦАГИ, 1955. [c.998]

Аэродинамические нагрузки и коэффициенты [c.87]

Суммируя найденные аэродинамические нагрузки и моменты от них, найдем нормальную силу и продольный момент, действующие на профиль, и соответствующие безразмерные коэффициенты с и т, [c.76]

На рис. 1.8.8,3 показана готическая форма оперения (крыла). При одинаковых с треугольным оперением углах атаки оно имеет повышенные коэффициенты подъемной силы. Обтекание такого оперения носит более благоприятный характер, так как отрыв потока начинается позднее. К недостаткам оперения можно отнести более переднее расположение центра давления (или фокуса), что вызвано повышенными аэродинамическими нагрузками на переднюю часть. Более заднее расположение фокуса характерно для серповидного оперения (рис. 1.8.8,и). Особенностью этого оперения является также относительно слабое смещение фокуса в трансзвуковой области полета. [c.68]

Используя разложение аэродинамической силы, действуюш,ей на профиль в решетке, на составляющие, как было показано выше на рис. 2. ГО, можно получить также связь между закруткой потока и коэффициентом подъемной силы, т. е. нагрузкой профиля. Пренебрегая отклонением вектора Р от нормали к вектору Wm и опираясь на соотношения (2. 1) и (2.3), можно получить [c.78]

Для рабочих лопаток турбин характерно асимметричное нагружение, при котором переменные вибрационные напряжения сравнительно небольшой амплитуды реализуются на фоне достаточно высоких средних напряжений вызванных вращением и изгибом от аэродинамической нагрузки (см. рис. 16.10). Отношение минимальных напряжений к максимальным (рис. 16.14) в цикле нагружения называется коэффициентом асимметрии цикла R . В частности, для симметричного цикла Rg = -1 и именно этим определяется обозначение предела усталости a j. Нагружение рабочих лопаток турбин характеризуется положительной асимметрией цикла, которая снижает сопротивление усталости, Влияние асимметрии устанавливается для каждого материала экспериментально и представляется в виде диаграммы предельных амплитуд цикла (рис. 16.15), по оси абсцисс которой откладывают среднее напряжение, а по оси ординат — амплитуду напряжений Од. Сама кривая является геометрическим местом точек заданной 1 усталостной долговечности. В частности, для случая отсутствия разрушения кривая будет проходить через точки Од = и , [c.437]

В этом распределении обозначает среднюю безразмерную индуктивную скорость. Коэффициенты kx и ky являются функциями (X, так как они должны обращаться в нуль на режиме висе-ния. При больших скоростях полета kx I, а коэффициент ky несколько меньше но абсолютной величине и отрицателен. В разд. 4.2.2 было получено несколько приближенных формул для этих коэффициентов. Линейное распределение можно рассматривать как сумму первых членов разложения в ряд произвольной индуктивной скорости , (г, я ). Члены низшего порядка в этом разложении существенны для аэродинамических характеристик винта и махового движения лопастей, а члены высшего порядка (которые могут быть велики на некоторых режимах полета)—для нагрузок и вибраций лопасти. До сих пор мы рассматривали равномерное распределение индуктивных скоростей. Теперь нужно найти те изменения в аэродинамических нагрузках несущего винта и в маховом движении, которые обусловлены добавочной индуктивной скоростью [c.204]

При обтекании бесциркуляционным потоком нагрузки возникают и вследствие деформации крыла, причем каждому закону деформации будут соответствовать свои аэродинамические нагрузки. Поэтому здесь нецелесообразно вводить коэффициенты присоединенных масс, а проще непосредственно определять нагрузки при равных деформациях крыла. [c.45]

В случае движения самолета по земле при боковом ветре всегда возникает боковая аэродинамическая сила Z (рис. 4), стремящаяся опрокинуть машину набок и вызывающая неравномерное распределение нагрузки на левые и правые колеса шасси. Величина силы Z зависит от ряда факторов, из которых главные — боковая составляющая скорости ветра, площадь боковой поверхности самолета и коэффициент бокового сопротивления. Влияние силы реакций поД- [c.134]

Одной из наибольших является потеря при изгибе ремня на шкивах. Эта потеря, а также потери аэродинамические и Б подшипниках ке зависят от нагрузки и остаются той же величины и при холостом ходе. Поэтому КПД передачи при малых нагрузках низкий (см. рис. 8.19). С увеличением нагрузки КПД растет, достигает максимального значения в интервале коэффициентов тяги я з = 0,5...0,8 и затем с ростом скольжения резко падает. [c.232]

Ветровая нагрузка иа крышу колокола при ветре, приложенном под углом 10° к горизонту, и аэродинамическом коэффициенте 0,7 определяется по формуле [c.307]

Для расчета механизмов привода поворачивающихся или вращающихся антенн необходимо знание величины ветровой нагрузки и моментов относительно осей вращения. Для полной оценки прочности конструкции и точности отсчета нужны не только максимальные значения аэродинамических коэффициентов, но и их производные по углам атаки (скольжения), так как резкие изменения аэродинамических коэффициентов при вращении могут вызвать дополнительные деформации антенны. В этой связи необходимы исследования в аэродинамической трубе антенны, вместе с механизмами, опорным устройством и другими элементами. [c.87]

Нормы прочности представляют собой свод правил, руководствуясь которыми можно рассчитать нагрузки, действующие на летательный аппарат в полете, на посадке и даже при стоянке на земле в ветреную погоду. Одновременно задаются коэффициенты безопасности ([), показывающие, во сколько раз реальная прочность того или иного агрегата должна превышать рассчитанные нагрузки. Современные физические теории н вычислительная техника позволяют определить действующие аэродинамические нагрузки с высочайшей точностью, что дает возможность ие вкладывать в конструкцию лишний металл [c.153]

При обработке результатов испытаний и в значении углов атаки а вводились поправки, учитывающие деформацию хвостовой державки под действием аэродинамической нагрузки. При вычислении значений коэффициента осевой силы вводилась поправка на донное давление, т.е. давление на донном срезе модели приводилось к статическому давлению невозмущенного потока р . [c.128]

Посадочные характеристики самолета зависят от конструктивных и эксплуатационных показателей. К конструктивным относятся — нагрузка на крыло, аэродинамическое качество, эффективность тормозных устройств и др. к эксплуатационным — посадочный вес, атмосферные условия, коэффициент трения колес [c.36]

При работе передачи возникают потери на упругий гистерезис на скольжение ремня по шкивам в окружном направлении на преодоление аэродинамических сопротивлений на трение в подшипниках. В клиноременной передаче из-за значительной высоты профиля добавляются потери на радиальное скольжение и на поперечное сжатие ремня в канавке. Наибольшая доля потерь приходится на гистерезис при изгибе, особенно для клиноременных передач. Потери при изгибе и аэродинамические не зависят от нагрузки на передачу, поэтому КПД передачи при малых нагрузках низок. КПД достигает максимума при критическом коэффициенте тяги (рис. 14.8), затем начинает уменьшаться в связи с потерями на буксование. Кривую изменения КПД получают экспериментально. [c.382]

Степень надежности, с одной стороны, и весовая эффективность конструкции, с другой, зависят от значения коэффициента безопасности /, Невыгодно создавать конструкции с большими значениями коэффициента безопасности — они будут иметь неоправданно большой вес. При сильно заниженных значениях коэффициента безопасности возможно разрушение элементов конструкции в реальных условиях эксплуатации. Прй назначении коэффициента безопасности нужно учитывать, как точно определены эксплуатационные нагрузки (т. е. погрешности аэродинамических, баллистических, тепловых и других расчетов, допуски на давление в баках и пр.) кроме того, играет роль известная условность в расчетах на прочность неполное соответствие силовой схемы реальной конструкции, отклонения от номинальных значений размеров, механических характеристик материала и т. д. [c.272]

В теории элемента лопасти вычисляют силы, которые действуют на лопасть при ее движении в воздухе, а по ним рассчитывают силы и аэродинамические характеристики всего несущего винта. Теория элемента лопасти — это, по существу, теория несущей линии, примененная к вращающемуся крылу. Предполагается, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа и остальной части винта полностью учтено в индуктивном угле атаки сечения. Следовательно, для решения задачи нужно рассчитать индуцируемые следом скорости на диске винта. Это можно сделать с помощью импульсной теории, вихревой теории или численными методами, учитывая неравномерность поля скоростей протекания. Теория несущей линии основана на предположении, что крыло имеет большое удлинение. Удлинение к лопасти несущего винта связано с коэффициентом заполнения и числом лопастей соотношением % = R/ = N/п)а. Для вертолетных несущих винтов с их малой нагрузкой на диск предположение о большом удлинении обычно справедливо. Однако даже при большом геометрическом удлинении могут существовать области, в которых велики градиенты нагрузки или индуктивной скорости, вследствие чего эффективное аэродинамическое удлинение может оказаться малым. Для несущего винта примерами таких областей с большими градиентами являются концевая часть лопасти и то место на ней, вблизи которого проходит вихрь, сбегающий с предшествующей лопасти. [c.59]

Можно также считать распределение скоростей протекания рав-номерным, введя эмпирический коэффициент, т. е. положив Я = А V r/2- В общем случае нужно численно проинтегрировать нагрузки лопасти от ее корня к концу. При численном интегрировании нетрудно принять в расчет срыв и сжимаемость воздуха, используя соответствующие характеристики профилей. Погрешности в аэродинамических характеристиках несущего винта, рассчитанных по указанным формулам, возникают главным образом из-за того, что не учтена трехмерность обтекания конца лопасти, а индуктивная скорость определена по элементно-импульсной теории. [c.70]

Эту же схему следа можно использовать для того, чтобы вместо фактора F, корректирующего распределение нагрузки концевой части лопасти, получить эквивалентный коэффициент концевых потерь В, позволяющий рассчитать нагрузки винта и его аэродинамические характеристики. Нужно найти эквивалентный винт с бесконечным числом лопастей (и с меньшей эффективной площадью диска), который при заданной мощности развивает ту же силу тяги, что и винт с конечным числом лопастей. Если бы вихревые слои были бесконечно близкими, то воздух между ними полностью переносился бы вниз со скоростью ио, а воздух вне следа оставался бы в состоянии покоя. Когда расстояние между слоями конечно, часть воздуха перемещается вверх, обтекая кромки слоев, и тем самым уменьшает направленное вниз количество движения. Приравнивая уменьшение (1 — B)vo количества движения для активного диска с меньшей площадью уменьшению количества движения, обусловленному конечным числом лопастей, можно найти коэффициент концевых потерь В [c.96]

Тот факт, что число лопастей конечно, при полете вперед, как и на висении, приводит к ухудшению аэродинамических характеристик винта, которое схема активного диска не учитывает. Нагрузка может быть любым способом распределена по диску вплоть до его кромки, тогда как на реальной лопасти подъемная сила сечения в концевой части постепенно падает до нуля. В результате уменьшается сила тяги или возрастает индуктивная мощность. Уменьшение нагрузки концевой части можно учесть с помощью коэффициента концевых потерь В, предположив, что при г > BR сечения лопасти не создают подъемной силы, но имеют сопротивление. В разд. 2.6.1 приведено несколько формул для расчета В. Обычно полагают В 0,97. [c.139]

Так как нагрузка Г/Лл лопасти ограничена срывом потока в ее сечениях, для заданной силы тяги (и концевой скорости) площадь лопастей должна оставаться приблизительно одинаковой независимо от диаметра винта. Следовательно, у слабо нагруженных несущих винтов вертолетов коэффициент заполнения а = Лл/Лн. в мал, а значит, удлинение лопасти велико. Для обеспечения предельно высоких аэродинамических характеристик тонкие лопасти большого удлинения должны выдерживать в комлевой части высокий уровень напряжений, которые, кроме [c.154]

ЯТ эпюру поперечных сил и далее эпюру изгибающих мо-ятов. По величине погонной аэродинамической нагрузки эеделяют коэффициент подъемной силы [c.163]

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ — беи-размерные величины, характеризующие аэродинамические силу и момент, действующие на тело, движущееся в жидкой или газообразной среде. В аэродинамике цель моделирования — определение А. к. при испытании в аэродинамических трубах и др. эксперим. установках моделей, геометрически подобных натурным объектам. Если в модольных и натурных условиях критерии аэродинамич. подобия Маха число М, Рейнольдса число Re, Струхаля число, Sh и др.) одинаковы, а также соблюдается кинематич. подобие, то. значения А. к. модели и натуры будут равны. А. к., как и их проекции на оси координат, не зависят от размерных физ. свойств среды и размеров тола, а зависят лишь от его формы, ориентации и безразмерных критериев a jpo-динамич. подобия, отношения уд. теплоемкостей среды к—Ср су п др. Это позволяет определять нагрузки, действующие на натурный объект, но результатам модельных исследований, А. к. аэродинамич. силы И т аэродинамич. момента М соответственно раьны [c.164]

Аэродинамические нагрузки на активном участке полета- Исходными данными для расчетов нагрузок служат результаты баллистических и аэродинамических расчетов. В каждый момент времени полета ракеты по траектории должны быть известны высота полета Н, плотность воздуха р, скорость ракеты v, число Ма = via, где а — скорость звука на данной высоте, программный угол атаки оСдр, тяга двигателей F, аэродинамические коэффициенты С , Су, масса т и геометрические параметры ракеты. К программному углу атаки добавляется дополнительный угол атаки ав от действия ветра. В первые моменты времени полета, когда изменения параметров движения ра- [c.277]

Дженни, Олсон и Лендгриб [J.10] сравнили несколько методов расчета аэродинамических характеристик на режиме висения а) простые формулы с равномерной скоростью протекания и постоянным коэффициентом сопротивления, б) элементно-импульсную теорию, в) вихревую теорию Голдстейна — Локка, г) численное решение с неравномерной скоростью протекания без учета и с учетом поджатия следа (в последнем случае структура следа была заранее задана по экспериментальным данным). Обнаружилось, что классические методы и численное решение без учета поджатия следа завышают величину потребной мощности на висении, причем ошибка возрастает с увеличением нагрузки лопасти Сг/а (а также с увеличением концевого числа Маха и коэффициента заполнения и уменьшением крутки). Ошибки были объяснены тем, что не учтено под-жатие спутной струи или, другими словами, не принята во внимание действительная форма концевых вихрей. На нагрузку лопасти сильное влияние оказывает концевой вихрь, сходящий с предыдущей лопасти, т. е. нагрузка в значительной степени зависит от положения этого вихря по радиусу и вертикали относительно лопасти. Влияние вихря заключается в увеличении углов атаки внешних (для вихря) сечений лопасти и уменьшении углов атаки внутренных сечений. При умеренных (0,06 Ст/о 0,08) и больших нагрузках лопасти вихрь может вызвать срыв в концевой части, а значит, ограничить достижимую нагрузку концевой части и увеличить ее сопротивление, снизив тем самым эффективность несущего винта. Так как в концевой части лопасти нагрузка максимальна, аэродинамические характеристики винта в сильной степени зависят от характера обтекания концевых частей, а следовательно, от небольших изменений положения вихря (а также изменений профиля и формы лопасти в плане). Эффекты сжимаемости тоже играют важную роль, так как число Маха на конце лопасти максимально. Если бы сжимаемость воздуха и срыв не сказывались, влияние концевых вихрей на распределение нагрузки было бы еще сильнее, но эти факторы действуют взаимно исключающим образом. Если поджатием следа пренебречь, то все сечения лопасти становятся внутренними для вихря и он нигде не увеличивает углов атаки. При использовании схемы распределенной по следу завихренности или даже более простых схем влияние концевых вихрей вообще нельзя оценить. Таким образом, уточнение формы следа является решающим моментом в усовершенствовании методов расчета амодинами-ческих характеристик винта на режиме висения. Положение концевого вихря по радиусу и вертикали относительно следующей лопасти, к которой он подходит очень близко, имеет [c.99]

Кроме затрат мощности на отдельный несущий винт имеются еще дополнительные потери. Потери на аэродинамическую интерференцию несущих винтов и винта с фюзеляжем составляют значительную часть располагаемой мощности, особенно у вертолетов продольной схемы. У вертолетов одновинтовой схемы нужно учитывать также потери на рулевой винт. Расчет характеристик рулевого винта осложнен тем, что этот винт работает в следе несущего винта и фюзеляжа. Интерференция уменьшает эффективноеть рулевого винта особенно увеличиваются его нагрузки и вибрации. При маневрировании по рыскаиию рулевой винт может даже попасть в режим вихревого кольца, вследствие чего ухудшается управление и значительно усиливаются вибрации. Характеристики рулевого винта можно рассчитать, учитывая, что его сила тяги задана аэродинамическим моментом несущего винта, т. е. Гр. в = Q/lp. в, где /р. в — плечо рулевого винта относительно вала несущего винта. Так как потребная мощность рулевого винта составляет малую часть общей мощности, а потери на интерференцию нужно как-то оценить, часто прибегают к весьма приближенным формулам. Потери на интерференцию между частями вертолета и потери на рулевой винт можно также учесть в общем к. п. д. т]. При этом нужно рассчитать только затраты мощности на несущий винт, а полная потребная мощность определяется умножением этих з атрат на коэффициент 1/т]. Если принять в расчет потери в силовой установке и в трансмиссии, а также потери на интерференцию и рулевой винт, то на режиме висения в типичном случае ti составляет 0,80 0,87. При полете вперед т], как правило, больше, поскольку потери на интерференцию и на рулевой винт уменьшаются. [c.270]

Основными параметрами несущего винта, подлежащими выбору на стадии предварительного проектирования, являются нагрузка на ометаемую поверхность, концевая скорость и коэффициент заполнения. Для заданной полетной массы нагрузка на ометаемую поверхность определяет радиус несущего винта. Нагрузка является также основным фактором, от которого зависит потребная мощность, в частности индуктивная мощность на режиме висения. Нагрузка влияет на скорость скоса потока и скорость снижения на режиме авторотации. Концевая скорость выбирается с учетом явлений срыва и сжимаемости. Высокая концевая скорость приводит к увеличению числа Маха на наступающей лопасти, а следовательно, к увеличению профильных потерь мощности, нагрузки на лопасть, вибраций и шума. Низкая концевая скорость ведет к увеличению угла атаки на отстающей лопасти, при котором начинается недопустимый рост профильных потерь мощности, нагрузок в проводке управления к вибраций вследствие срыва. Таким образом, существует ограниченный диапазон приемлемых концевых скоростей, который сужается по мере увеличения скорости полета вертолета (см. разд. 7.4). Если радиус винта задан, то концевая скорость определяет угловую скорость вращения винта. Высокая угловая скорость обеспечивает хорошие характеристики авторотацни и низкий крутящий момент (и, следовательно, малую массу трансмиссии). Коэффициент заполнения и соответственно площадь лопасти определяются ограничениями нагрузки на ометаемую поверхность из-за срыва. Пределы, ограничивающие эксплуатационное значение коэффициента подъемной силы, а следовательно, и Ст/а, требуют некоторого минимального значения (QR) A для заданной полетной массы. Масса несущего винта и профильные потери возрастают с увеличением хорды лопасти, поэтому выбирается наименьшая площадь лопасти, удовлетворяющая ограничениям по срыву. Такие параметры, как крутка лопасти, ее форма в плане, число и профиль лопастей, выбираются из соображений оптимизации аэродинамических характеристик винта. Окончательный выбор является компромиссным для различных рассматриваемых эксплуатационных режимов вертолета. В процессе предварительного проектирования исполь- [c.302]

Рассмотрим аэродинамические характеристики крыла в целом. Суммируя аэродинамические нагрузки по всему крылу и вводя бечразмериые коэффициенты нормальной силы с и продо и ного момента пи по формулам (1.17), окончательно получаем [c.208]

Ход всех органов управления ограничивается упорами. По американским нормам летной годности упоры положено устанавливать непосредственно на рулевой поверхности. По советским нормам —на ручке управления и педалях. Если упор установлен на руле — вся проводка рассчитывается иа усилия, прикладываемые к ручке управления. Если упор установлен на ручке управления, проводка от ручки до руля может рассчитываться на аэродинамические нагрузки — шарнирные моменты, прнходящне с рулен (обычно онн бывают меньше). Однако на спортивно-пилотажном самолете при выполнении фнгур с обратным обтеканием аэродинамические нагрузки на рули обычно значительно превышают усилия от летчика. Поэтому упоры часто устанавливаются непосредственно на рулевых поверхностях и рассчитываются с коэффициентом без-опасиости 4—5. [c.161]

АЭРОДИНАМЙЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ, измерения скорости, давления, плотности и темп-ры движущегося воздуха (или др. газа), сил, возникающих на поверхности тв. тела, относительно к-рого происходит движение, а также тепловых потоков, поступающих к этой поверхности. Большинство практич. задач, к-рые ставят перед газовой динамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, пром. производство и т. д., требуют для своего решения проведения эксперим. исследований. В этих исследованиях на эксперим, установках — аэродинамических трубах и стендах — моделируется рассматриваемое течение (напр., движение самолёта с заданными величинами высоты полёта и скорости) и определяются силовые и тепловые нагрузки на исследуемую модель. Соблюдение условий, диктуемых теорией моделирования, позволяет перенести результаты эксперимента на модели на натурный объект. Важной составной частью эксперимента явл. А. п., результаты к-рых обычно получают в форме зависимостей безразмерных аэродинамических коэффициент,ов или безразмерных коэфф. теплообмена от осн. критериев подобия — Маха числа, Рейнольдса числа и др. В таком виде ими пользуются для определения подъёмной силы и сопротивления самолёта, нагревания поверхности ракеты и косм, корабля и т. п. [c.44]

Относительная скорость потока в плоскости вращения обусловлена вращением винта и скоростью полета вертолета вперед ее составляющие равны Ыг = г + Ц sin гр и Ur = i os j (см. гл. 5). Отсюда следует, что аэродинамические силы, определяемые только скоростями Ut и Ur, ЗаВИСЯТ лишь от Л. Угол установки лопасти 9 и нормальная скорость ыр зависят от режима работы винта, в частности от коэффициента силы тяги и от ц. Следовательно, те аэродинамические силы, в выражения которых входят постоянные значения 6 пли Up требуют для своего определения.знания угла атаки и нагрузок на данном режиме работы. При полете вперед скорость лопасти и нагрузки на нее периодически изменяются вследствие одновременного вращательного и поступательного движения лопасти, что приводит к периодическим коэффициентам в уравнениях движения. На висении и на вертикальных режимах полета винт находится в осесимметричном потоке, так что уравнения движения для этих случаев имеют постоянные коэффициенты. [c.514]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...