Лобовое сопротивление, подъемная сила и момент

Лобовое сопротивление, подъемная сила и момент. Пусть результирующая сила, действующая со стороны жидкости, имеет компоненты X, вдоль осей координат, имеющих начало в точке О плоскости г. Тогда, согласно теореме Чаплыгина—Блазиуса, имеем [c.323]

В результате интегрирования давления по поверхности тела получим равнодействующую силу и момент. Составляющие этой силы в направлении течения и поперек его называют соответственно силой лобового сопротивления и подъемной силой. Совершенно очевидно, что на силу лобового сопротивления, подъемную силу и момент оказывают влияния как форма тела, так и значение числа Рейнольдса. [c.112]

Обтекание осесимметричных тел. Формулы для определения лобового сопротивления, подъемной силы, гидродинамического момента и угла атаки. Пусть тело обладает осью симметрии. Тогда в случае движения, в процессе которого ось симметрии не покидает заданной плоскости, согласно теоремам статики абсолютно твердого тела, система гидродинамических сил воздействия жидкости на тело может быть приведена к равнодействующей [5]. Как принято [3], точка пересечения оси симметрии с линией действия этой равнодействующей называется центром давления. Центр давления, вообще говоря, не совпадает с центром масс тела. [c.28]

Явление дивергенции первоначально связывалось, прежде всего, с крыльями самолета и их подверженностью скрутке при некоторой предельной скорости воздуха. Чтобы мысленно представить, что происходит в этом случае, рассмотрим аэродинамическую поверхность малой относительной толщины или любую другую аналогичную конструкцию (такую, например, как пролетное строение висячего моста) (рис. 6.18). Под действием ветра конструкция будет нагружена (и в свою очередь оказывать им противодействие) силой лобового сопротивления, подъемной силой и аэродинамическим крутящим моментом. С увеличением скорости ветра последний из этих силовых факторов будет также увеличиваться. [c.175]

В аэродинамических трубах определяются составляющие полной аэродинамической силы, по которым рассчитываются аэродинамические коэффициенты (коэффициенты лобового сопротивления, подъемной силы и боковой силы), и аэродинамического момента, действующего на летательный аппарат, характеристики устойчивости и управляемости и т. п. [c.69]

При очень малых числах Рейнольдса коэффициент лобового сопротивления в результате возрастания влияния вязкости значительно увеличивается. Это хорошо видно на рис. 4.20 [4.141, на котором показаны значения Со для круглых и квадратных плоских пластин при 10 Ке 10 (Необязательно, чтобы аналогичные влияния оказывались на подъемную силу и момент, хотя и здесь весьма возможно привнесение некоторого искажения.) [c.117]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]

Полет с несимметрично выпущенными закрылками вызывает изменение подъемных сил и лобового сопротивления левой и правой половин крыла, что приводит к появлению несбалансированных моментов крена и рыскания. Наибольшую величину имеет момент крена. [c.42]

Кроме равновесия моментов, нужно обеспечить и равновесие сил. Если лететь без крена, то подъемная сила уравновесит вес самолета, тяга уравновесится лобовым сопротивлением, но сила Zp.H останется неуравновешенной и будет искривлять траекторию в сторону неработающего двигателя. [c.371]

Для измерения аэродинамических сил и моментов испытываемая модель укрепляется на приборе, который называется аэродинамическими весами. Крепление осуществляется с помощью проволочной подвески или с помощью жестких стержней. На фиг. 228 показана одна из возможных схем крепления с помощью проволочной подвески. При такой схеме весы 1 измеряют силу лобового сопротивления (ибо если выделить узел А, то для натяжений проволок, которые в ном сходятся, получается силовой треугольник, у которого один угол прямой, а каждый из двух других равен 45°). Сумма показаний весов 2 и 3 дает подъемную силу, а произведение показания весов 3 на расстояние между подвесками к весам 2 и 3 дает аэродинамический момент относительно носовой точки. Для того чтобы вся подвеска была в натянутом состоянии, к модели подвешиваются контргрузы они вместе с моделью должны быть до опыта уравновешены на весах 2 и 3. [c.577]

Как установлено в предыдущем разделе, оптимальное движение цилиндра в зависимости от его относительного удлинения и заданных терминальных условий осуществляется либо с сохранением вертикальной ориентации и с постоянной скоростью, либо в режиме скольжения. Сразу следует отметить, что в обоих случаях на цилиндр со стороны среды действует лишь лобовое сопротивление, поскольку подъемная сила и гидродинамический момент равны нулю. Действительно, в первом случае воздействие жидкости на цилиндр происходит [c.121]

Раздел содержит описание модели однозвенного транспортного манипулятора (ОТМ) и уравнений его движения в вязкой среде. Предполагается, что манипулятор и его носитель соединены цилиндрическим шарниром, расположенным в центре масс носителя. Манипулятор статически уравновешен (за счет изменяемой длины его выдвижной части) и его часть, играющая роль противовеса, конструктивно находится в корпусе носителя. Считается, что ОТМ симметричен относительно некоторой плоскости, перпендикулярной шарниру. Тогда гидродинамические силы, действующие на носитель, имеют равнодействующую, точка приложения которой (центр давления), вообще говоря, не совпадает с центром масс носителя. Выбор в качестве точки приведения гидродинамических сил центра инерции носителя приводит к эквивалентной системе сил, состоящей из лобового сопротивления В, подъемной силы и пары с моментом, равным моменту гидродинамических сил М относительно центра инерции. Считается, что все сказанное про носитель, верно и проделано и для наружной (по отношению к корпусу носителя) части манипулятора. В этих предположениях, описанной физической модели ОТМ соответствует механическая система точечных масс с конфигурацией, силами и моментами, изображенными на рис. 1.1. При этом точка Т соответствует центру масс носителя, точка Р — центру масс противовеса, а точка С центру масс перемещаемого груза и манипулятора за вычетом противовеса. [c.130]

Исследование всех видов взаимодействия между газовой средой и летательным аппаратом позволяет осуществить аэродинамические расчеты, связанные с вычислением количественных критериев указанного взаимодействия, а именно с определением аэродинамических сил и моментов, теплопередачи и уноса массы (абляции), При этом в современной постановке указанная задача сводится не только к определению суммарных аэродинамических величин (суммарной подъемной силы или лобового сопротивления, суммарного теплового потока от разогретого газа к поверхности и др,), но н к вычислению распределения аэродинамических параметров — силовых и тепловых —по поверхности обтекаемого летательного аппарата (давление и напряжение трения, местные тепловые потоки, локальный унос массы). [c.7]

Найденный тип распределения площадей, обеспечивая полезную интерференцию, уменьшает угол атаки, потребный для достижения заданного коэффициента подъемной силы, и, следовательно, индуктивное сопротивление, но ценою некоторого увеличения лобового сопротивления при нулевой подъемной силе. Кроме того, создается благоприятный продольный момент, уменьшающий потери на балансировку. Снижение сопротивления позволило получить [c.83]

В пространственной декартовой системе координат, в частности скоростной, главный вектор аэродинамической силы, действующей на летательный аппарат, можно разложить на три составляющие — лобовое сопротивление, подъемную и боковую силы, а главный момент — также на три составляющие, а именно моменты крена, рысканья и тангажа. В связанных осях соответствующие составляющие будут представлять собой осевую (продольную), нормальную и поперечную силы, а также моменты с аналогичными названиями. Все эти составляющие [c.86]

Самолет массы 10 кг приземляется на горизонтальное поле на лыжах. Летчик подводит самолет к поверхности без вертикальной скорости и вертикального ускорения в момент приземления. Сила лобового сопротивления пропорциональна квадрату скорости и равна 10 Н при скорости в 1 м/с. Подъемная сила пропорциональна квадрату скорости и равна 30 Н при скорости в 1 м/с. Определить длину и время пробега самолета до остановки, приняв коэффициент трения / = 0,1. [c.204]

Найдите подъемную силу, лобовое сопротивление и момент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для тонкого прямоугольного крыла, движущегося в воздушной атмосфере (роо = 9,8-10 Па к = Ср/су = 1,4) со сверхзвуковой скоростью (М о= 2) под малым углом атаки а = 0,1 рад. Хорда крыла 1 — 2 м размах Z = 6 м. [c.217]

Если в какую-либо разреженную область жидкости подавать воздух или иной газ, то возникает явление, называемое искусственной кавитацией (вентиляцией). Искусственную кавитацию можно создавать на телах различных форм на крыльях, телах враш,ения, гребных винтах. Вследствие образования искусственных каверн (воздушных полостей) изменяются поле давления на теле и гидродинамические силы, действующие на тело. Например, при вдувании воздуха на поверхности крыла изменяются его подъемная сила, момент, лобовое сопротивление. [c.9]

Каждый вариант выводится на экран, затем оператор визуально наблюдает на экране процесс раскрытия закрылков. Одновременно ЭВМ рассчитывает моменты тангажа в заданных оператором положениях закрылка, чтобы выявить их максимальные значения. При достижении положения, которое удовлетворяет оператора, автоматически вычисляются кривые распределения давлений, подъемной силы, лобового сопротивления и моментов, действующих на различные части системы. Результаты расчетов отображаются на экране в форме графиков, при этом оператор может изменить масштаб и перемещать график в любую точку экрана. Все расчеты повторятся циклически для нескольких значений углов атаки. [c.219]

Например, тяжелые частицы, у которых гравитационная сила намного выше подъемной, станут быстро опускаться на дно шлюза и будут удерживаться там, если сила трения превысит силу лобового сопротивления. Легкие частицы, у которых гравитационная сила меньше подъемной, будут находиться во взвешенном состоянии и сноситься потоком со шлюза. И, наконец, частицы, у которых гравитационная сила близка к подъемной силе, будут перемещаться по шлюзу скачкообразно и, в зависимости от конкретных условий, сложившихся в момент соприкосновения с дном шлюза, будут задерживаться либо сноситься потоком. [c.49]

Одной из фундаментальных задач гидромеханики является определение силы, действующей на твердое тело, находящееся в стационарном поступательном движении с постоянной скоростью а в однородной покоящейся жидкости. Если твердое тело движется параллельно некоторой плоскости симметрии, то эту силу можно разложить на лобовое сопротивление О, подъемную силу Ь и момент М, действующий в этой плоскости. [c.25]

Для анализа экспериментальных данных и проектирования новых опытных конструкций большим подспорьем был расчет распределения давления согласно теории Жуковского, а следовательно, по уравнениям Эйлера. Однако ценность таких расчетов не в определении значений подъемной силы, лобового сопротивления или момента (ср. 8), а в том, что они позволили указать на переход к турбулентности и на отрыв потока в по- [c.64]

Аэродинамические характеристики лыж. Аэродинамич. качества лыжи определяются коэф-тами лобового сопротивления, подъемной силы и коэф-том момента в пределах углов атаки, имеющих практическоз значение (см. Аэродинамика). Подъемная сила лыи< ма.па и не имеет практического значения, лобовые же сопротивления очень велики. Уменьшение последних представляет основную задачу при конструировании новых лыж, особенно д.ля скоростных самолетов. Иод влиянием воздушных сил, действующих на лыжу в полете, она стремится вращаться вокруг своей оси. Положение оси вращения лыжи, отнесенной назад по ее длине для достижения более равномерного распределения давления на снег при движении, а также для получения наиболее выгодного подходя лыжи к снежной поверхности при посадке, создает значительную неустойчивость. При увеличении угла атаки воздушные силы стремятся поднять нос лыжи еще более вверх и повернуть ее на больший положительный угол. Если же угол атаки лыжи получился в полете отрицательным, то воздушные силы стремятся еще более увеличить отрицательный угол. Эта неустойчивость у существующих типов лыж очень велика. Для того чтобы парализовать моменты опрокидывания, устанавливаются сил ,ные восстанавливающие приспособления. Улучшение устойчивости лыжи достигается постановкой обтекателя, увеличением длины лыжи позади оси и приданием лобовой части гладкой закругленной формы без острых краев. Для определения величины сопротивления всей лыжной установки на самолете к сопротивлению самих лыж прибавляют сопротивление всех креплений, амортизаторов, ограничительных проволок или тросов и их заделок. [c.132]

Силы, вызывающие бафтинг. Для интенсивностей турбулентности, характерных для ветров в пограничном слое атмосферы, и для составляющих турбулентного потока с частотами, представляющими практический интерес, можно принять, что квадраты и произведения пульсаций скорости и, ии10 являются пренебрежимо малыми по сравнению с квадратом средней скорости II и что коэффициенты силовых факторов Со, Си и См для рассматриваемой области не зависят от частоты. В результате для описания сил, вызывающих бафтинг, оказываются приемлемыми выражения, основанные на квазистационарной теории. Соответственно для сечения пролетного строения с координатой х сила лобового сопротивления, подъемная сила и аэродинамический момент при бафтинге (рис. 6.23) могут быть записаны в виде [c.187]

Ряс. 8.1 . Коэффициенты лобового сопротивления, подъемной силы и аэродинамического момента для нового моста через Такомское ущелье [8.2)1 [c.226]

Рис. 8.16. Коэффициенты лобового сопротивления, подъемной силы и аэродинамического момента для поперечного сечения мос а Нью Бар-рард Инлет Кроссинг [8.281 1 — при наличии перил и ограждений проезжей части 2 — в отсутствие их

При рассмотрении условий равновесия момегггов сил следует выбрать оси, проходящие через центр тяжести самолета. Чтобы обеспечить равновесие моментов, при проектировании самолета стремятся прежде всего к тому, чтобы момент каждой из действующих сил от1юсптельно центра тяжести в отдельности по возможности был близок к нулю (для силы тяготения это получается само собой). Далее, ось винта располагают так, чтобы она проходила через центр тяжести и чтобы момент силы тяги относительно центра тяжести был равен нулю. Наконец, при выборе положения крыльев стремятся к тому, чтобы равнодействующая аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления) проходила через центр тяжести самолета. (Конечно, совершенно точно этого сделать нельзя, но, как будет видно из дальнейшего, это и не требуетс51.) Из сказанного ясно, какое значение имеет положение центра тяжести самолета или центровка самолета. [c.570]

Однако для тел иного назначения, например для корпусов дирижаблей, площадь миделевого сечения совершенно не является характерной. При выборе формы корпуса дирижабля критерием (по крайней мере, с аэродинамической точки зрения) также является минимальное лобовое сопротивление, однако при условии, что все рассматриваемые формы вмещают один и тот же объем подъемного газа. Подъемная сила дирижабля при прочих равных условиях пропорциональна объему газа, находящегося в оболочке или в специальных газовых баллонах. Величина газового объема является исходной величиной при проектировании дирижабля. С этим объемом непосредственно связан наружный объем дирижабля, который можно назвать объемом вытесненного воздуха или, иначе, воздухоизмещением дирижабля. Задача, которая возникает при выборе формы для корпуса дирижабля, заключается в том, чтобы из всех форм, обеспечивающих одну и ту же статическую подъемную силу, выбрать такую, при которой лобовое сопротивление будет наименьшим. Поэтому здесь естественно ввести в формулы для аэродинамических сил и моментов такую площадь, которая непосредственно связана с объемом корпуса. Обычно берут воздухоизмещение дирижабля IV (с этой величиной в аэродинамике удобнее оперировать, нежели с газовым объемом) и принимают условную площадь, равную за характерную во всех вопросах аэродинамики дирижабля. Наи-выгоднейшей будет форма, которая будет иметь минимальный коэффициент лобового сопротивления, отнесенный к Кстати сказать, наивыгоднейшие формы, в смысле минимума с , будут разными, в зависимости от того, к какой характерной площади отнесены коэффициенты лобового сопротивления. Не следует поэтому думать, что существует, так сказать, универсальная удобообтекаемая форма, т. е. такая, которая является в равной мере наивыгоднейшей как для фюзеляжа самолета, так и для корпуса дирижабля. [c.562]

С этого момента программа работает в точности так же, как программа анализа. Проверке могут быть подвергнуты характеристики крыла для разных углов атаки, различных данных о пограничном слое, суммарной подъемной силе и лобовом сопротивлении. Информация о вновь сконструированных профилях может быть записана в память ЭВМ и стать новой отправной точкой для проектирования других профилей с новыми хар актеристиками. [c.210]

Тогда спуск такого аппарата будет проходить под некоторым балансировочным углом атаки а = О, так как появляется момент относительно центра масс от силы лобового сопротивления, который будет уравновешиваться моментом от подъемной силы (см. рис. 14.10). Прн зтом реактивное управление для обеспечения режима спуска а = = onst необходимо только для парирования разного рода возмущений. Необходимо отметить важный момент вектор подъемной силы всегда лежит в одной плоскости плоскости симметрии аппарата), проходящей через центр масс и центр давления. В силу этого, разворачивая аппарат иа угол у относительно оси, соединяющей центр масс с центром давления, или скоростной оси (назовем у углом крена), мы будем изменять проекцию подъемной силы иа вертикальную плоскость симметрии СА. Значение подъемной силы при полете на балансировочном угле атаки а = о и при угле крена у = О обозначим через Y . Тогда вертикальная составляющая У, прн Y 5 О равна = Уб os у и соответственно горизон-тальйая = Yr sin у. [c.388]

Полет самолета осуществляется под влиянием сил и моментов, действующих на него. Отклоняя органы управления, летчик может регулировать величину и направление сил и моментов, а соответственно изменять параметры движения самолета в желаемую сторону. Для прямолинейного и равномерного полета необходимо, чтобы все силы и моменты были уравновешены, сбалансированы. Так, например, в горизонтальном прямолинейном полете с постоянной скоростью подъемная сила равна силе тяжести самолета, а тяга двигателя — силе лобового сопротивления. При этом обязательно должно соблюдаться и равновесие моменто-в. В противном случае самолет начнет вращаться, изменять, например, угол атаки, а значит, нарушать равновесие сил. [c.116]

В одну из этих групп включают силы, лежащие в плоскости симметрии, и моменты этих сил относительно поперечной оси 02 1. Такими силами являются подъемная сила У, сила лобового сопротивления Q, сила тяги Р и сила тяжести О или ее состав-ляющ1ие Ох и О2 ( рис. 4.2). Движение самолета под действием этих сил и продольного момента Мг называют продольным движением. Соответственно равновесие, устойчивость и управляемость самолета в этом движении назьгвают продольным равновесием, продольной устойчивостью и продольной управляемостью. [c.120]

Продольный статический момент возникает при увеличении или уменьшении угла атаки. Он создается приростами аэродинамических сил (положительными или отрицательными). Поскольку момент силы лобового сопротивления (и ее прироста) othoi h-тельно ЦТ очень мал (мало плечо), то можно практически учитывать лишь момент от прироста АК подъемной силы самолета (рис. 11.09). [c.282]

В уравнениях (1) и (2) М — масса самолета в данный момент времени, о — скорость центра масс самолета, Vr — эффективная относительная скорость продуктов горения на срезе сопла двигателя, — коэффициент лобового сопротивления, равный o+b l Схо. Ь — постоянные величины), Су — коэффициент подъемной силы, р — плотность воздуха, S — площадь крыла самолета. Полагая М=Мо/, где Мо — масса самолета в момент выхода его на данную горизонталь, и зная, что для летных углов атаки y ka, где = onst, а — угол атаки, уравнения (1) и (2) можно написать в виде [c.36]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...