Аэродинамические нагрузки

Компоненты полной аэродинамической нагрузки, действующей на единицу длины стержня круглого сечения, в декартовых осях [c.241]

Определение проекций вектора полной аэродинамической нагрузки на связанные оси. Для стержня круглого сечения [c.242]

Уравнения равновесия (6.91) —(6.102) получены в осях, связанных с линией центров жесткости. В предыдущих задачах считалось, что центр жесткости и центр тяжести сечения совпадают, или считалось, что линии действия распределенных сил и моментов q и р, сосредоточенных сил Р< ) и моментов пересекают линию центров жесткости. Аэродинамическая нагрузка приводится к центру тяжести сечения, поэтому при приведении ее к центру жесткости сечения появляется дополнительный распределенный момент n q Xa (а = —аез), поэтому полный распределенный момент, входящий в уравнение (6.94), [c.257]

В самом деле, если известно, например, что производная гпг отрицательна и что, следовательно, центр давления расположен за центром масс, то можно сделать вывод лишь о продольной статической устойчивости. Но нельзя сказать, например, какова будет амплитуда колебаний угла атаки при том или ином значении параметра начального возмущения и каким образом по времени будет происходить ее изменение. На все эти и другие вопросы отвечает теория динамической устойчивости летательного аппарата или устойчивости его движения. Эта теория позволяет, естественно, исследовать не только колебания летательного аппарата, но и общий случай движения аппарата на траектории и устойчивость этого движения. Теория динамической устойчивости использует результаты аэродинамических исследований, полученных на режимах неустановившегося обтекания, при котором на тело будут действовать в отличие от статических условий дополнительные аэродинамические нагрузки, зависящие от времени. [c.37]

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]

Центробежные силы профильной и замковой частей лопаток, а также. изгибающие усилия от аэродинамической нагрузки и сил инерции, связанных с первоначальными выносами центров тяжести сечений лопатки [15], приводят к существенно неравномерному распределению контактных напряжений, что влияет на развитие контактной коррозии. [c.171]

В случае выносов центров тяжести поперечных сечений в сторону действия аэродинамической нагрузки изгиб, возникающий в связи с вращением, противоположен изгибу от сил давления пара или газа. [c.228]

Расчеты производят по формулам, приведенным выше. Интегрирование выполняют численным методом по правилу трапеций. При подсчете изгибающего момента Л1 учитывается, что интенсивность аэродинамической нагрузки [c.230]

Аэродинамическая нагрузка вызвана давлением воздуха на крыло при его обтекании. Величина ее определяется по следующей формуле [c.86]

Как видно из формулы, аэродинамическая нагрузка пропорциональна хорде крыла 6. [c.86]

Если сложить распределенную аэродинамическую нагрузку крыла, то получим ее равнодействующую, которая называется подъемной силой крыла Y. [c.86]

Причиной появления скольжения, т. е. несимметричного обтекания самолета, может быть, например, воздействие на самолет бокового ветра. Возникшее несимметричное обтекание приводит к образованию боковой распределенной аэродинамической нагрузки (рис. 4.39). Если ее равнодействующая Zp находится позади центра тяжести, то относительно центра тяжести возникает момент [c.192]

Аэродинамические нагрузки могут быть подсчитаны, например, по теории несущей линии [9]. [c.136]

В Аэродинамические нагрузки рассчитывались при этом по теории несущей линии [9]. [c.143]

При такой трактовке можно упростить задачу. Чтобы разобраться в существе, рассмотрим простой пример. Пусть бесконечно тонкая пластина обтекается плоскопараллельным потоком, имеющим на бесконечности скорость и направленным под углом а (рис. 4.10). На пластине появляется распределенная аэродинамическая нагрузка, равная в сумме подъемной силе Жуковского. Вихревой слой, о котором уже говорилось, заменим точечными [c.70]

Таким образом, облопачивание на колесе имеет бесчисленное множество собственных частот и главных форм колебаний. Но сами колебания возникают только при воздействии на систему сил, изменяющихся во времени. Теоретическое рассмотрение и экспериментальные исследования показывают, что при вращении на конкретную лопатку действует переменная аэродинамическая сила q, зависящая от угла поворота лопатки ф (рис. 16.10). Ее характерная особенность — строгая периодичность, определяемая одним оборотом колеса. Возникновение неравномерной аэродинамической нагрузки связано со многими причинами, главными из которых являются следующие. [c.433]

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]

Поверхностные нагрузки, действующие на ракету в различных условиях эксплуатации, могут быть программными и случайными. Основной программной нагрузкой на активном участке полета является сила тяги двигателей, отклонение которой от номинального режима весьма незначительно. Аэродинамические нагрузки зависят не только от программных величин (скорости и угла атаки), [c.277]

Нормальные силы. Исходными данными для построения эпюры нормальных сил являются тяга двигательной установки F, аэродинамическая осевая сила X и ее распределение qx (х) по длине, масса ракеты т и ее распределение Шх (х) по длине, давление наддува ра в баках (рис. 10.8). Все эти силы и масса меняются при движении ракеты. В дальнейшем при построении эпюр их считают неизменными, - и относят к определенному, фиксированному моменту времени. Погонная масса гпх (х) и аэродинамическая нагрузка qx (л ) связаны с суммарными значениями т и X соотношениями [c.284]

Рассмотрим теперь безмоторное снижение вертолета с точки зрения аэродинамической нагрузки лопастей. Скорость потока [c.118]

Асимметрия обтекания лопасти при полете вперед, обусловленная сложением скорости набегающего потока со скоростью вращения винта, приводит к тому, что аэродинамические нагрузки и движение лопасти зависят от азимута f. В установившемся полете все характеристики лопасти на заданном азимуте [c.157]

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]

Далее разложим аэродинамическую нагрузку в ряд по изгиб- [c.363]

Таким образом, аэродинамическая сила Рг непосредственно участвует в создании вертикальной силы и момента у комля она также возбуждает изгибное движение лопасти, которое в свою очередь приводит к уравновешиванию части реакции втулки. Действительно, ГШ введен для того, чтобы моменты у комля уравновешивались в основном за счет движения лопасти, а не моментами сил упругости. Поскольку формы тонов ti образуют полную систему, аэродинамическую нагрузку можно представить в виде F = S Легко показать, что [c.392]

При разложении аэродинамической нагрузки Fx в ряд по собственным формам изгиба, как и для момента на втулке, перерезывающую силу в плоскости вращения и крутящий момент можно записать следующим образом [c.395]

Аэродинамическая нагрузка на крыло самолета принята распределенной по линейному закону. Наибольшая интенсивность нагрузки (у фюзеляжа) равна рл =300 кГ м, наименьшая рв=100кГ/ж вес агрегата Рзг=360 кГ. Построить по оси крыла эпюры Q а М. [c.99]

Rk — центробежная сила участка й-й связи, приходящаяся на одну лопатку Xh, Ук — соответственно абсцисса и ордината центра тяжести участка связи Мг1 (z), Мгт1 (2), Мг (z) — моменты аэродинамической нагрузки на часть лопатки, расположенную выше сечения z, соответственно относительно осей , т], этого сечения /у — момент инерции сечения относительно оси х Jx,y — центробежный момент инерции се- [c.72]

Случай С — пикирование с углом атаки, при котором подъемная сила самолета равна нулю (су = 0) и элероны отклонены q = максмако / = 2. Случай С характеризуется действием больших крутящих моментов. Распределение аэродинамической нагрузки в сечении крыла (рис. 2.15) образует пару сил. [c.95]

ДТРДФ F101 характеризуется высоким уровнем термодинамического совершенства (в частности, Г =1647 К является одной из наиболее высоких температур, применяемых в двигателях военных самолетов), компактностью (n j.=27 достигается в двух вентиляторных и девяти компрессорных ступенях), а также малой удельной массой, находящейся на уровне наиболее современных двигателей для истребительной авиации. Двигатель F101 имеет малое число ступеней вентилятора, компрессора и турбин, что объясняется увеличенной аэродинамической нагрузкой компрессорных и турбинных профилей и увеличенной окружной скоростью рабочих лопаток. [c.164]

Максимально допустимая скорость Кмакс доп вводится из условий обеспечения прочности конструкции самолета ИЛИ двигателя. Аэродинамические нагрузки, действующие на конструкцию, зависят от величины скоростного напора [c.161]

На рис. 6.3 показана зависимость аэродинамических нагрузок от F с учетом и без учета аэроупругих эффектов. Как и следовало ожидать, при учете аэроупругих эффектов аэродинамическая нагрузка в целом оказывается выше по сравнению с нагрузю)й, подсчитываемой по недеформированной схеме лопасти. В наиболее нагруженном сечении повышение нагрузки составляет приблизительно 12%. Очевидно, что аэродинамическая нагрузка увеличивается вследствие деформации лопасти, приводящей к увеличению углов атаки в сечениях лопасти. Изменение углов крутки сечений, о словленное деформацией, иллюстрируется данными, приведенными в табл. [c.137]

Процесс виброобработки мелкодисперсных сыпучих тел в значительной степени формируется под влиянием воздействия газовой или жидкой фазы. Вследствие плохой воздухопроницаемости сыпучее тело оказывается подверженным большим аэродинамическим нагрузкам. Аэродинамические сопротивления возникают в результате того, что между пульсациями давления газовой фазы и движением твердой фазы имеется сдвиг фаз. Вследствие этого возникают аэродинамические силы, препятствующие движению твердой фазы. Так, в пространстве между поверхностью рабочего органа и нижним монослоем сыпучего тела при подбрасывании возникает разрежение, а при падении — повышение давления относительно атмосферного. Уравнивание этих периодических колебаний давления достигается вследствие периодического оттока избыточного и притока недостающего количества воздуха, проходящего через поры, имеющиеся в слое сыпучего тела. Поэтому на частицы мелкодисперсного тела действует пульсирующий аэродинамический напор, направленный с некоторым сдвигом по фазе в основном в сторону, противоположную их перемещению. Аэродинамические силы, действующие на частицы, являются главным образом функцией массы груза, удельной газопроницаемости и зависят от режима колебаний. [c.80]

Маят1П1ковые автоколебания поддерживаются силами трения, возникающими при проскальзывании тел качения или аэродинамическими нагрузками в проточной части и в уплотнениях. Частоты колебаний с частотами вращения роторов не связаны. Маятниковые автоколебания могут возникать в рабочем диапазоне режимов и [c.284]

Бафтинг. Бафтингом называют колебания конструкции, вызванные турбулентностью обтекания [38]. При неблагоприятных градиентах давления возникают пульсации нестационарной аэродинамической нагрузки, которые содержат широкий спектр частот. Эти пульсации являются источниками возбуждения вынужденных колебаний конструкции. Срыв может быть обусловлен большими углами атаки, наличием плохо обтекаемых частей, скачками уплотнения или же комбинацией [c.492]

На первом этапе решают задачу о дифракции волны сильного разрьша на жестких поверхностях [16, 37]. Тогда аэродинамическая нагрузка, возникающая при действии волны давления, может быть приближенно аппроксимирована подвижной нагрузкой. Так, при дифракции плоской ударной волны на цилиндрической оболочке (см. рис. 7.7.3) давление, возникающее на поверхности оболочки, аппроксимируется выражением [c.515]

Уравнение малых колебаний шюской панели шириной а по потоку (0 < а < а) и бесконечно протяженной в поперечном к потоку направлении с использованием квазистационарно-го выражения для аэродинамической нагрузки бл имеет вид [64] [c.522]

Физической причиной, вызывающей усталость конструкции самолета, являются переменные нахрузки, действующие в процессе эксплуатации [2]. Источники возникновения этих нахрузок различны, как различна и их физическая природа, в связи с чем характер переменных нахрузок тоже различен как по своей структуре, так и по величине и частотному составу. Вместе с тем можно выделить нагрузки, определяющие долговечность основной силовой конструкции, например, крыла и фюзеляжа, весовое совершенство и прочность которых в первую очередь, характеризуют качество конструкции самолета в целом. Если речь идет о нагруженности и оценке долговечности продольных элементов крыла (лонжеронов, стрингеров, обшивки), то существенными являются лишь переменные нагрузки, характеризующиеся довольно низкой частотой, не превышающей в крайнем случае десятков Герц. К низкочастотным нагрузкам на крыло следует в первую очередь отнести переменную нахрузку, цикл изменения которой соответхлъует одному полету. Эта нахрузка вызвана переходом самолета из стояночного положения, когда на самолет действуют лишь силы веса, в полетное положение, ковда на самолете возникают аэродинамические нагрузки и обратно. [c.411]

Таким образом, решение уравнений безмоментной теории содержит четыре произвольных функции интегрирования. Они должны определяться из четырех граничныд условий на торцах оболочки. Расчет по безмоментной теории цилиндрических оболочек чрезвычайно прост и достаточно надежен, если внешние нагрузки изменяются по координатам л и ф не слишком резко, К таким нагрузкам относятся, как правило, гидростатические и аэродинамические нагрузки. [c.158]

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]

Сложные стендовые испытания были разработаны для изучения крупных усиленных панелей. Эти стенды имели механизмы, позволяющие имитировать монотонные напряжения и изгибающие моменты в дополнение к аэродинамическим нагрузкам Kait статическим, так и циклическим. [c.495]

Крыло, вибрирующее в потоке газа так, что реализуется низшая изгибиая форма колебаний (рис, 18.19). Разбиение на конечные элементы приведено на рис. 18.20. На рис. 18.21 показаны амплитуда и фаза аэродинамической нагрузки, причем по оси абсцисс отложена безразмерная координата по размаху крыла, а безразмерным параметром семейства кривых является величина х1 с/2), указывающая положение точки на хорде крыла. На этом рисунке сплошными линиями показаны результаты, полученные рассматриваемым методом, а кружки, треугольники и квадратики соответствуют экспериментальным данным из отчета NASA TN D-344. [c.446]

ТОГО, при полете вперед периодически изменяются с периодом 2n/Q. Это создает серьезную проблему для конструкторов необходимо каким-то способом уменьшить изгибающие моменты в комлевых частях и снизить напряжения в лопастях до допустимого уровня. Если лопасти жесткие, как у пропеллера, то все аэродинамические нагрузки воспринимает конструкция. У гибких же лопастей под действием аэродинамических сил возникают значительные изгибные колебания, в результате которых аэродинамические силы могут изменяться так, что нагрузка лопастей существенно снизится. Таким образом, при полете вперед азимутальное изменение подъемной силы лопасти вызывает ее периодическое движение с периодом 2n/Q в плоскости, нормальной к плоскости диска (плоскости взмаха). Это движение называют маховым. С учетом инерционных и аэродинамических сил, обусловленных маховым движением, результирующие нагрузки лопасти в комлевой части и момент крена, передающийся на фюзеляж, существенно уменьшаются. Обычно для снижения нагрузок втулки несущих винтов снабжают горизонтальными шарнирами (ГШ). При маховом движении лопасть поворачивается вокруг оси ГШ как твердое тело (см. рис. 1.4). Так как на оси ГШ момент равен нулю, на фюзеляж он вообще не может передаться (если относ оси ГШ от оси вращения равен нулю), а изгибающие моменты в комлевой части лопасти должны быть малы. Несущий винт, у которого имеются горизонтальные шарниры, называют шарнирным винтом. В последнее время на вертолетах с успехом применяют несущие винты, не имеющие ГШ и называемые беешарнирными. При использовании высококачественных современных материалов комлевую часть лопасти можно сделать прочной и в то же время достаточно гибкой, чтобы обеспечить маховое движение, которое снимает большую часть нагрузок в комле лопасти. Вследствие значительных центробежных сил, действующих на лопасти, маховые движения у шарнирных и бесшарнирных винтов весьма сходны. Естественно, нагрузка комлевой части лопасти у бесшарнирных винтов выше, чем у шарнирных, а увеличение момента, передаваемого на втулку, оказывает значительное влияние на характеристики управляемости вертолета. В целом маховое движение лопастей уменьшает асимметрию в распределении подъемной силы по диску винта при полете вперед. Поэтому учет махового движения имеет принципиальное значение в исследовании аэродинамических характеристик несущего винта при полете вперед. [c.155]

Займемся дальнейшим развитием, нестационарной теории профиля с тем, чтобы приспособить ее к анализу обтекания вращающейся лопасти. Хотя основы теории уже излагались в предыдущих разделах, приложение ее к лопасти несущего винта требует учета целого ряда дополнительных факторов. Применение схемы несущей линии разделяет задачу расчета нестационарных аэродинамических нагрузок при пространственном обтекании на две части внутреннюю, в которой исследуются аэродинамические характеристики профиля, и внешнюю, состоящую из расчета индуктивных скоростей, создаваемых в сечении лопасти вихревым следом винта. Что касается внутренней задачи, то при стационарном обтекании плоского профиля аэродинамические нагрузки могут быть получены из эксперимента и представлены в виде табулированных зависимостей их от угла атаки и числа Маха. При нестационарном досрывном обтекании применимы результаты теории тонкого профиля. Решение внешней задачи затруднено тем, что система вихрей винта имеет весьма сложную конфигурацию. За каждой из вращающихся лопастей тянутся взаимодействующие винтовые вихревые поверхности, деформирующиеся в поле создаваемых ими индуктивных скоростей с возникновением областей сильной завихренности в виде концевых вихревых жгутов. Аналитическое определение индуктивной скорости на лопасти без весьма существенных упрощений модели вихревого следа (например, представления винта активным диском) оказывается невозможным. На практике неоднородное поле индуктивных скоростей определяют численными методами, подробно обсуждаемыми в гл. 13. Ввиду сказанного ниже не предполагается отыскивать зависимость между индуктивной скоростью и нагрузкой путем введения функции уменьшения подъемной силы. Напротив, сами индуктивные скорости являются фактором, учитываемым явно в нестационарной теории профиля. Для построения схемы несущей линии желательно, чтобы вычисление индуктивных скоростей производилось лишь в одной точке по хорде. Проведенное выше исследование обтекания профиля на основе схемы несущей линии указывает способ, который позволяет аппроксимировать нестационарные нагрузки с достаточно полным отображением влияния пелены вихрей. Применительно к лопасти достаточно рассмотреть лишь часть пелены, расположенную вблизи ее задней кромки. При построении нестационарной теории обтекания вращающейся лопасти надлежит учесть влияние обратного обтекания и радиального течения. Теоретические нагрузки должны быть скорректированы таким образом, чтобы они отражали влияние [c.480]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...