Общие выражения для сил и аэродинамических коэффициентов

Основой расчетов нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (в частности, крыла) являются общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. выраженные через производные коэффициента давления по кинематическим пара-,метрам. При формулировке вопросов и составлении соответствующих задач, связанных с исследованием нестационарной аэродинамики крыльев, предусмотрено нахождение как суммарных производных коэффициентов нормальной силы, моментов тангажа и крена крыльев, так и соответствующих производных для отдельных сечений (профилей). [c.242]

Летательный аппарат совершает ускоренный полет на некоторой высоте под переменным углом атаки без крена и скольжения, вращаясь вокруг поперечной оси с угловой скоростью, изменяющейся во времени. Используя теорию размерностей найдите общие выражения для момента тангажа и соответствующего аэродинамического коэффициента в функции параметров, определяющих движение летательного аппарата. [c.243]

Из более общего выражения для аэродинамического коэффициента [вида (1.1.5)] заметна его зависимость и от других производных устойчивости, которые в рассмотренных выражениях не принимались во внимание. В отдельных видах движения влияние таких производных может оказаться существенным. [c.21]

Это приведет к соответствующему изменению аэродинамических коэффициентов, общее выражение для которых можно представить в виде ряда [c.237]

Следует отметить, что в формуле (8.95), как и в уравнении (8.84), величины и п, находясь в прямой зависимости от критерия Рейнольдса, могут изменяться в широких пределах. Многочисленными опытами установлено, что в большинстве случаев при Кбо< 10 течение потока через пористые слои является ламинарными, а показатель л равен единице. Интервалу 10<Кео<100 соответствует переходная область с изменением показателя п в пределах 1<<п<<2. При Кео>100 имеет место явно турбулентное течение потока, когда показатель п близок к двум. В общем виде коэффициент аэродинамического сопротивления любого пористого слоя может быть выражен [c.335]

Поскольку ВО всех формулах величина - 5 является общей, между коэффициентами аэродинамических сил существуют тс же соотношения, что и между самими силами, и выражения (6.1), написанные для плоского движения, при малых углах атаки принимают вид [c.256]

Выражения для сил и моментов у комля в предыдущих разделах были получены в виде линейных функций степени свободы лопасти во вращающейся системе кординат. На режиме висения, для которого аэродинамические коэффициенты в этих выражениях постоянны, операторы суммирования при определении полных реакций втулки применяются только к степеням свободы лопасти. Для этого случая суммирование легко выполняется с использованием выражений для степеней свободы в невращающей-ся системе координат. Отсюда следует, что на режиме висения сила тяги и крутящий момент зависят только от общих степеней свободы лопастей (угла конусности и среднего угла качания лопастей). В результате имеем [c.535]

Общее выражение для силы лобового сопротивления, как известно, имеет вид Х=Схдос8 (где 5 —характерная площадь летательного аппарата, а Сх — соответствующий этой площади аэродинамический коэффициент). Записав эту формулу дважды [c.415]

Полученные выражения согласуются с критериальным уравнением (6-3). В отличие от последнего зависимости (6-7) и (6-8 ) непосредственно указывают (с учетом исходных допущений) по крайней мере на три важнейших обстоятельства 1) интенсивность теплообмена с потоком газовзвеси выше, чем с чисто газовым потоком 2) относительное приращение интенсивности ANun/Nu прямо пропорционально отношению коэффициентов аэродинамического трения т/ и отношению коэффициентов неравномерности (скольжения) компонентов по скорости и температуре если в общем случае то ANun/Nu пропорционально концентрации твердого компонента в степени л 1 3) относительное приращение интенсивности теплообмена прямо пропорционально отношению теплоемкостей компонентов Ст/с. [c.185]

К. Вигхардт исследовал большое число отдельных элементов шероховатости, расположенных на гладкой поверхности. Измерения проводились в Гёттингенском институте в специальной аэродинамической трубе с четырехугольным поперечным сечением 140 X X 40 см и длиной 6 м. Все стенки трубы были гладкие, но в нижней стенке (1,4 X 6 м ) могла передвигаться вдоль трубы вставная прямоугольная планка размером 50 X 30 см с укрепленными на ней отдельными элементами шероховатости, подлежаш,ими исследованию. Измерение сопротивления производилось посредством аэродинамических весов. Разность сопротивлений вставной планки с элементом шероховатости и без него давала искомое дополнительное сопротивление АИ , вызванное элементом шероховатости. Это дополнительное сопротивление состоит в общем случае из двух частей, а именно из сопротивления формы элемента шероховатости и из сопротивления, возникаюш его вследствие изменения распределения скоростей, а вместе с тем и касательного напряжения в окрестности элемента шероховатости. Так, например, если элементом шероховатости является прямоугольная рейка, то позади нее возникает область возвратного течения, что и влечет за собой изменение распределения скоростей в окрестности рейки. Важным параметром, определяющим возможность переноса полученных экспериментальных результатов на натурные объекты, в данном случае — на корабли и самолеты, является отношение /с/б, т. е. отношение высоты элемента шероховатости к толщине пограничного слоя. Для изменения этого параметра в условиях опыта вставная планка с одним и тем же элементом шероховатости устанавливалась на различных расстояниях от входа в трубу. Далее, для возможности переноса экспериментальных результатов на натурные объекты важно ввести правильным образом составленный безразмерный коэффициент дополнительного сопротивления. К. Вигхардт взял для него следующее выражение [c.589]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...