Средний коэффициент аэродинамического сопротивления

Ряд геофизических и динамических задач, связанных с освоением и изучением космического пространства, требует анализа вращательного движения искусственных космических объектов относительно центра масс. Так, например, исследование излучений Солнца возможно лишь при наличии освещения Солнцем приборов, установленных на искусственном спутнике, а условия освещенности зависят от движения спутников относительно центра масс. От положения спутника относительно набегающего потока зависят показания различных приборов, предназначенных для изучения состава и строения верхней атмосферы положение спутника относительно магнитного поля Земли влияет на показания магнитометров. Движение около центра масс влияет также на средний коэффициент аэродинамического сопротивления и, следовательно, на параметры орбиты и время существования спутника есть также ряд других задач, требующих знания ориентации спутника в пространстве. [c.9]

СРЕДНИЙ КОЭФФИЦИЕНТ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ [c.285]

Для задачи определения времени жизни спутника при известной атмосфере или для обратной задачи определения параметров атмосферы по известному торможению спутника необходимо знать некоторый средний коэффициент сопротивления. В самом деле, вследствие быстрой прецессии спутника около центра масс и вследствие движения центра масс спутника по орбите спутник может занимать самые различные положения по отношению к набегающему потоку поэтому коэффициент сопротивления быстро меняется со временем и будет зависеть от многих параметров. Это создает трудности при расчете эволюции орбиты. Однако представляется очевидным, что основная картина эволюции орбиты определяется некоторой средней картиной сопротивления атмосферы, которую можно описать, подходящим образом определив средний коэффициент аэродинамического сопротивления. Такой коэффициент будет зависеть только от вековой эволюции движения около центра масс спутника и не будет зависеть от быстрых вращений. Зависимость коэффициента Сд аэродинамического сопротивления от угла атаки б можно аппроксимировать формулой, аналогичной формуле (1.3.17) для коэффициента аэродинамического момента. В соответствии с этой формулой примем [c.285]

Рис. 63. Интегральные величины, входящие в выражение среднего коэффициента аэродинамического сопротивления.

Рис. 64. Средний коэффициент аэродинамического сопротивления.

На большом стенде завода продувались восемь полномасштабных мазутных горелок для одного котла типа П-56 с целью определения их аэродинамической идентичности. Испытания выявили фактические разбросы значений коэффициентов аэродинамического сопротивления у комплекта горелок они составили 10%. Таким образом, различие в расходах воздуха через горелки составит примерно 5% среднего значения. Зная разность расходов по горелкам, можно принять меры при наладке котла для приведения расходов воздуха по горелкам в соответствие с расходами мазута, обеспечивающие благоприятные условия работы котла с малыми избытками воздуха. [c.141]

Принимается, что средние коэффициенты аэродинамической подъемной силы и лобового сопротивления l (а) и Со (а) одинаковы как для колеблющегося, так и для неподвижного тела, поэтому Fy (а) определяют согласно выражению (6.35), в котором Ср (а) задается из (6.37). [c.168]

В другом крайнем случае при анализе несущего винта можно использовать средний коэффициент сопротивления, который оценивается с учетом среднего коэффициента подъемной силы по диску винта и чисел М и Re на некотором характерном радиусе (например, 0,75R). Использование среднего коэффициента сопротивления сильно упрощает анализ в предыдущих главах средний коэффициент часто применялся с целью получения элементарных выражений для профильных потерь. Для некоторых задач, таких, как предварительное проектирование, или в случае отсутствия детальных аэродинамических характеристик профиля подобный анализ приемлем. Средний коэффициент сопротивления нельзя применять, когда существенны местные аэродинамические особенности, например эффекты срыва и сжимаемости при полете вперед. Для несущих винтов, работающих в предельных условиях, нужны дополнительные уточнения или более детальный анализ. [c.318]

Учитывая все сказанное, определим средний коэффициент Сп аэродинамического сопротивления по формуле [c.287]

При использовании формулы (1.16) для определения момента аэродинамического сопротивления гиромотора, установленного в кожухе, повторяющем его форму, необходимо уменьшить числовой коэффициент в среднем в два раза. [c.33]

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]

Индуктивная составляющая аэродинамического момента будет рассмотрена в разд. 5.4. При расчете профильных составляющих предполагается, что коэффициент сопротивления сечения постоянен по всему диску несущего винта и имеет соответствующее среднее значение. Тогда, осредняя по азимуту, получим [c.179]

Для расчета нагрузок лопасти была использована теория несущей линии. Рассматривались маховое движение только абсолютно жесткой лопасти и управление только общим и циклическим шагами. Качание и установочное движение лопасти (помимо определяемого управлением), а также ее изгиб в плоскости взмаха в расчет не принимались. Был рассмотрен шарнирный винт без относа ГШ, пружин в шарнирах и без связи между углами взмаха и установки. Зона обратного обтекания не учитывалась, все углы (кроме азимута) считались малыми. При определении аэродинамических характеристик сечений градиент подъемной силы по углу атаки был принят постоянным, а коэффициент сопротивления — равным его среднему значению. Влияние срыва, сжимаемости воздуха и радиального течения не учитывалось. Распределение индуктивных скоростей по диску было принято равномерным. Рассматривались только лопасти с постоянной хордой и линейной круткой. Неоперенная часть лопасти, концевые потери, высшие гармоники махового движения и вес лопасти не учитывались. [c.201]

В работе [D.5] проанализированы общие-требования к профилю лопасти и определены пути улучшения характеристик профиля. Опыт показывает, что хотя обтекание лопасти трехмерно и нестационарно, можно добиться существенного улучшения характеристик несущего винта и снижения нагрузок при рассмотрении только двумерных статических характеристик профиля. Установлено, что в общем случае требованиям по срыву и сжимаемости (высокий максимальный коэффициент подъемной силы при средних числах Маха и высокое Мкр при малых углах атаки) можно удовлетворить только путем компромисса. Лучше использовать разные профили в середине лопасти (где доминируют эффекты срыва) и на конце (где доминируют эффекты сжимаемости). Были сопоставлены аэродинамические характеристики ряда профилей для лопастей несущих винтов, как стандартных, так и недавно разработанных. Последние обнаруживают определенные преимущества, в частности, в отношении максимального коэффициента подъемной силы при М = 0,6 и сопротивления при докритических числах Маха. Желаемые дальнейшие улучшения касаются увеличения Мкр, увеличения максимального коэффициента подъемной силы при низких М и уменьшения шарнирных моментов. [c.317]

Здесь Сх — аэродинамический коэффициент сопротивления, р — плотность воздуха, б — характерная плош адь объекта (плош адь миделя — среднего сечения обтекаемого тела, крыла самолета и т.д.). [c.60]

Здесь Со — аэродинамический коэффициент сопротивления, А — площадь среднего поперечного сечения спутника и р — плотность воздуха. [c.331]

Выражение (6.69в) описывает аэродинамический момент, приходящийся на единицу длины пролета моста, от постоянной составляющей ветра и его порывов. В этом выражении коэффициенты момента и лобового сопротивления См и Со являются функциями среднего угла закручивания ао (х) поперечного сечения пролетного строения с координатой X, а компоненты скорости и и да к тому же — функциями х и времени. Для удобства введем следующие обозначения [c.192]

Составляющая коэффициента сопротивления от трения xf не зависит от характера передней кромки и с достаточной степенью точности может рассчитываться по (4.1.112). При этом расчет ведется для крыла с профилем, хорда которого равна средней аэродинамической хорде. [c.242]

Для прямоточных щелевых горелок ГПЧв с горизонтальным подводом вторичного воздуха коэффициенты аэродинамического сопротивления вторичного воздуха примерно в 1,5 раза ниже, чем у горелок с подводом вторичного воздуха по вертикали. Это связано с тем, что площадь подводящего сечения у горелок с вертикальным подводом вторичного воздуха получается заниженной. Для упрощения конструкции горелки имеют постоянную ширину йг, а площадь подводящего сечения вторичного воздуха равна площади выходного сечения горелки. Поток вторичного воздуха на выходе из горелок равномерно распределяется по высоте каналов, а по ширине он имеет симметричный профиль относительно центрального канала С, где скорости наибольшие. Скоростные поля в каналах первичного воздуха горелок достаточно равные. Средние скорости по всем четырем каналам близки между собой, неравномерность по каналам не превышает 10%. [c.91]

Следующая конструкция водоуловителя выполнена из волнистого асбестоцемента с расстояниями между элементами 15, 25 и 35 мм (см. рис. 3, 4, 5 табл. 5.1). Лист волнистого асбестоцемента был распилен таким образом, чтобы элемент по высоте состоял из одной волны, длина которой составляла 190 мм основные размеры указаны в табл. 5.1. Средние значения коэффициентов аэродинамического сопротивления для сухого водоуловителя составили 3,6 для мокрого —3,4. Значения этих коэффициентов, как наблюдалось и ранее, несколько увеличиваются с уменьшением скорост воздушного потока. [c.134]

Водоуловитель рис. 8 был выполнен из металлической латунной горизонтально расположенной сетки. Гидравлические испытания этой конструкции показали некоторое улучшение водоулавливающей способности но сравнению с предыдущим водоуловителем. Однако измеренные зпаченпя коэффициентов аэродинамического сопротивления оказались слишком великн. Конструкции водоулавливающих устройств, выполненных из металлической сетки, несмотря на преимущества в массе по сравнению с другими типами водоуловителей, оказались неприемлемыми как по аэродинамическим, так и по гидравлическим характеристикам. Вместе с тем с учетом преимуществ в массе водоуловителей-сеток оказалось целесообразным продолжить исследование устройств, близких к такого рода водоуловителям. Поэтому следующей испытанной конструкцией стал водоуловитель, выполненный из пластмассовой перфорированной пленки с диаметром отверстия ячейки 2,3 мм. Из сетки изготавливались элементы высотой 25 см. Компоновка этих элементов показана на рис. 9 в табл. 5.1. Расстояние между элементами 100 мм, наклон к горизонтальной оси 75°. Конструкция была испытапа при двух скоростях воздушного потока. Сравнение ее гидравлических характеристик с характеристиками предыдущих конструкций водоуловителей подтвердило удовлетворительную работу этого водоуловителя. Коэффициент аэродинамического сопротивления для мокрого водоуловителя в среднем был равен 3,4. [c.135]

В 1944 г. начались челночные операции американской бомбардировочной авиации. Тяжелые бомбардировщики В-17 и В-24 стартовали с аэродромов Англии и сопровождаемые Мустангами бомбили Германию. Затем они совершали посадку на территории СССР в районе Полтавы, где их заправляли и загружали бомбами для боевого вылета в обратном направлении. Случалось, что американские самолеты из-за повреждений, полученных в бою, поломок или технических неполадок оставались на советской территории. Один из Мустангов , имевший незначительные повреждения, был восстановлен советскими специалистами, Летчики-испытатели ЛИИ летали на этой машине для ознакомления и изучения (полные летные испытания не проводились). Оценка лучшего американского истребителя советскими летчиками представляет несомненный интерес. Вспоминает заслуженный летчик-испытатель СССР М. Л. Галлай ...Самолет Р-51 Мустанг оказался прост в пилотировании. Не требовал от летчика ни высокой квалификации, ни повышенного внимания. Длительный полет на нем был неутомителен как в силу присущей ему хорошей устойчивости, так и благодаря наличию триммеров на всех трех плоскостях управления. Все эти положительные свойства легко обнаруживались в испытательных полетах, которые мне пришлось выполнять на Мустанге . Однако нет сомнения, что в боевой обстановке проявились бы присущие этой машине существенные слабости, в частности, только пулеметное вооружение. Главным же недостатком являлось то, что, обладая yщe tвeннo большей нагрузкой на единицу мощности мотора, чем Як-9, Ла-7, Ме-109, ФВ-190 и особенно Як-3, Мустанг заметно уступал им в маневренности, а также в разгонных характеристиках по горизонтали и в наборе высоты. Правда, сочетание относительной большой (для одноместного истребителя) массы и малого коэффициента аэродинамического сопротивления j( обеспечивало этому самолету хорошие разгонные характеристики на пикировании 111, с. 33]. Здесь стоит пояснить, что в приведенной цитате сопоставлены нагрузки на мощность для малых и средних высот. На больших же высотах ситуация становилась прямо противоположной, поскольку мотор V-1650-3 обладал большей высотностью, чем, например, АШ-82ФН и тем более ВК-105ПФ2 (рис. 5 на стр. 268). [c.262]

В традиционных поверхностных котлах, работающих на природном газе, известно отрицательное влияние повышенных значений коэффициента избытка воздуха а в топке и присосов воздуха в газоходах, приводящих к росту потерь теплоты с уходящими газами за счет увеличения их количества и повышения температуры уходящих газов /ух. Следует подчеркнуть, что рост /ух в результате увеличения а в топке и наличие более или менее равномерных присосов по всему газовому тракту конвективных поверхностей нагрева весьма существенны. По данным С. Я. Корницкого [189], повышение а в топке с 1,0 до 1,4 влечет за собой повышение температуры газов на выходе из топки на 50—100 °С, что в той или иной степени сохраняется к концу конвективного газохода, поскольку некоторое увеличение средней разности температур между теплоносителями и коэффициента теплоотдачи от газов поверхности нагрева из-за повышения скорости не компенсирует в полной мере увеличения количества газов, подлежащих охлаждению. В результате существенное повышение потерь с уходящими газами столь же существенно снижает к. п. д. котла. К тому же увеличение количества уходящих газов приводит к росту аэродинамического сопротивления котла и расхода электроэнергии на привод дымососа [190]. [c.234]

Эта формула описывает, основные закономерности изменения аэродинамических характеристик винта на висении и имеет приемлемую точность, если при расчете индуктивной мощности взять подходящую величину коэффициента k, а при расчете профильной мощности — подходящую величину среднего коэффициента сопротивления График зависимости коэффициента мощности от коэффициента силы тяги (или зависимости Ср/а от Ст/а) называют полярой несущего винта. Поляра идеального винта (профильная мощность равна нулю, индуктивная мощность минимальна, и, следовательно, коэффициент соверщенст-ва М равен 1) задается уравнением p = rVV2- Реальная поляра расположена выще идеальной из-за наличия профильных потерь и поднимается с увеличением Ст быстрее вследствие того, что индуктивные затраты больще. Примеры поляр несущего винта на висении приведены в разд. 2.6.9. Указанной выще формуле коэффициента мощности соответствует следующее выражение коэффициента соверщенства [c.68]

Рассмотрим внимательнее эти отчасти разные виды сопротивления. Авиационный инженер обычно применяет вместо самих сил безразмерные коэффициенты. Панример, коэффициент подъемной силы С ь, уже исиользоваппый в главе П, и коэффициент лобового сопротивления Со соответственно определяются делением подъемной силы и лобового сопротивления на площадь крыла и динамическое давление, соответствующее скорости полета. Динамическое давление — величина увеличения давления, которая появляется, если ноток жидкости с плотностью р и скоростью и останавливается она равна На рис. 28 показана диаграмма, очень хорошо знакомая авиационным инженерам, так называемая полярная диаграмма, на которой построен график коэффициента подъемной силы в зависимости от коэффициента лобового сопротивления. Угол атаки использован в качестве параметра. Данные являются результатом измерений крыльев относительного удлинения от единицы до семи в аэродинамической трубе [1]. Относительное удлинение крыла, как объяснено в главе П, получено делением размаха на среднюю хорду. [c.69]

Скорости трогания и витания. Как известно, коэффициент лобового сопротивления С определяют по величине силы Рх, для измерения которой применяют аэродинамические весы или другие устройства. Однако этот коэффициент можно рассчитать и по величине скорости трогания или скорорт витания тела. По аналогии с обычным пневмотранспортом под скорадтью трогания.понимают минимальную среднюю скорость воздушного потока, соответствующую моменту трогания тела с места. Ее определяют, приравнивая силу pJ силе трения скольжения (или качения при движении груза на опорах качения). Для случая скольжения тела по нижней образующей горизонтальной трубы скорость - - [c.38]

Теплообмен и аэродинамическое сопротивление. При обработке данных вводились поправки к показаниям термометров по паспорту и на выступающий столбик, если эти поправки были не менее 0,1 °С. Конечные температуры воздуха и воды определялись по значениям начальной °С и перепаду температур Ы °С по показаниям дифференциальных термопар 1" = 1 Ы. Средний лота-рифмический температурный напор для перекрестного потока At = = — поправочный коэффициент к противотоку [39]. Так как водяной эквивалент больше эквивалента воздуха, то средняя температура потока воды будет г --з средняя температура воздуха —At. [c.64]

Коэффициент лобового сопротивления бесконечно длинного цилиндра с регулярными ребрами квадратного или треугольного сечения (шероховатость 0,04), волнистого с крупной, средней и мелкой волной соответственно с шероховатостью 0,033 0,03 и 0,01 равен 0,65—0,75. Наибольшие значения коэффициента Сх у цилиндра с треугольным гофром (0,75) и мелковолнистым (0,70). Эти данные относятся к закризисному обтеканию цилиндров— числа Рейнольдса 0,4-10 -i-1,8-10 . Коэффициент лобового сопротивления гладкого круглого цилиндра, определенный в той же аэродинамической трубе и в том же интервале чисел Рейнольдса, — 0,4—0,55. [c.63]

Другими интересными примерами задач оптимизации траектории являются задачи вывода спутника на орбиту. Если считать, что основные параметры и летные характеристики ракеты-носителя заданы, то, например, представляет интерес осуществить такой вывод спутника на орбиту, чтобы высота перигея была наибольшей, с целью предотвратить снижение, вызываемое аэродинамическим сопротивлением. В других случаях может потребоваться минимизировать высоту апогея, максимизировать среднее арифметическое апогея и перигея и т. д< В любой из этих задач W будет зависеть лишь от г/ и г , так что из уравнения (2,6) следует, что tg ij) будет линейной функцией времени ). Для определения коэффициентов этой линейной функции приходится использовать тот или иной прием приближения, однако здесь, как и в задаче о максимальной дальности полета, главная ценность результата заключается в том, что он подсказыв ает характер функциональной зависимости ij) от [c.43]

Далее испытывались конструкции, выполненные из металлической латунной сетки. Сетка плетеная, толщина проволоки 0,3 мм (рис. 6, 7 и 8 табл. 5.1). Аэродинамические испытания водоуловителя рис. 6, выполненные при сухой сетке, показали достаточно низкие значения коэффициента соиро-тивлеиия (в среднем около 3,2). С уменьшением скорости воздушного потока коэффициенты сопротивления возрастали. Как только сетка в ходе эксиери- [c.134]

Второй путь уменьшения коэффициента сопротивления воздуха заключается в применении специальных аэродинамических приспособлений, улучшающих обтекание автопоезда воздухом. Если рассмотреть картину обтекаемости седельного автопоезда, то увидим, что воздух, обтекающий кабину тягача, набегает на переднюю стенку полуприцепа, на кромках которой поток отрывается, что приводит к увеличению среднего давления, действующего на переднЮ Ю стенку, и, следовательно, к увеличению силы сопротивления воздуха. В неподвижном воздухе, а также при наличии встречного пли попутного ветра, поток воздуха, набегающий иа переднюю степку полуприцепа, разделяется на две части (рис. 29, а), из которых одна обтекает крышу и верхнюю часть боковых поверхностей полуприцепа, а другая часть движется В1ШЗ по зазору и обтекает днище и нижние боковые поверхности полуприцепа. [c.103]

Пользуясь световыми кнопками, можно за пультом дисплея выбирать те или иные аналитические подпрограммы. Этот выбор определяет режим аэродинамического анализа, выполняемого во время общего анализа характеристик самолета. Например, коэффициенты трения можно определять на основе среднего числа Рейнольдса или на основе конкретных чисел, непрерывно корректируемых с учетом изменений высоты и ск зости. Индуктивное сопротивление, вычисляемое на итерации каждого щага данной фазы полета, зависит от общего веса, скорости и высоты. А эти параметры могли быть скорректированы лищь в соответствии с условиями протекания предыдущего шага. Поскольку величину шага, с которым выполняется анализ, можно регулировать по каждой фазе полета, можно добиться оптимального соотношения точности и времени выполнения анализа. Аэродинамические процедуры, включенные в САП, используют методы, применяемые в настоящее время в аэродинамических лабораториях фирмы Lo kheed-Georgia [c.222]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...