Линеаризованная теория

Все эти формулы, полученные с помощью линеаризованной теории, теряют применимость при слишком больших значениях Мь сравнимых с 1/х (см. 127). [c.596]

Следует также заметить, что определяемое формулой (123,5) волновое сопротивление не изменится, если изменить направление обтекания на обратное, — стоящий в этой формуле интеграл не зависит от того, в каком направлении проходится длина тела. Это свойство силы сопротивления характерно именно для линеаризованной теории ). [c.646]

Все изложенные здесь результаты, разумеется, неприменимы при слишком близких к единице значениях Мь когда вообще становится неприменимой линеаризованная теория. [c.651]

В соответствии с данными линеаризованной теории обтекания [19] углы атаки тонких профилей, один из которых расположен в несжимаемом потоке (а с), а [c.177]

В соответствии с линеаризованной теорией обтекания у двух одинаковых профилей, расположенных под одним и тем же углом атаки, коэффициенты давления в соответствующих точках профилей в сжимаемом р и в несжимаемом рнс потоках связаны между собой зависимостью [c.178]

В соответствии с линеаризованной теорией обтекания такой же коэффициент подъемной силы, как в несжимаемом потоке, имеет в сжимаемом потоке другой профиль, утонченный в мУ 1 — раз, обтекаемый под меньшим углом атаки [c.179]

Используя данные линеаризованной теории, определите производные ус- [c.260]

Определите производные устойчивости треугольного крыла (см. рис. 9.37), используя соотношения аэродинамической теории тонких тел. Оси координат показаны на рис. 9.48. Угол стреловидности передних кромок крыла / = 60°. Сравните полученные производные с их соответствующими значениями, найденными по линеаризованной теории. [c.261]

В скобках указаны значения, полученные по точной (линеаризованной) теории. [c.459]

В соответствии с формулами линеаризованной теории (9.832) и (9.833) центр давления, связанный с производной а, равен (Дхд//кр). =— т1 /с1 =. /(6Х р). Этот [c.471]

В соответствии с линеаризованной теорией обтекания [191 коэффициент нормальной силы тонкого тела вращения [c.500]

Рассмотрим расчет аэродинамических производных конуса по линеаризованной теории (см. реш ение задачи 10.54). Так как длина конуса л = [c.580]

Для определения центров давления конуса по линеаризованной теории используем соответствующие соотношения, приведенные в задаче 10.60. Приняв =0, [c.584]

Уточнение по линеаризованной теории (с учетом влияния числа М, )- В соответствии с этой теорией коэффициенты интерференции Кт, Ккр сохраняются прежними (Кт =0,2131 и Ккр = 1,124), а коэффициент подъемной силы изолированного крыла определяется по линеаризованной теории. [c.607]

Центр давления. По линеаризованной теории сверхзвукового обтекания, центр давления треугольного крыла находится от вершины на расстоянии /з его высоты. Под влиянием интерференции с корпусом это расстояние, согласно данным табл. ХУ-1-1 [16], для г т =0,156 равно значению (Сцд)акр(т)Хд = 0,654-3 = 1,962. [c.607]

По линеаризованной теории (для характерной площади 5 р) вычисляем с р = = 4а — 1 = 0,3578. Тогда [c.609]

Из графика (см. рис. XV-1-9, б [16]) по двум последним величинам определим (д цдд/ р)т (кр) =0,85. Эта величина, уточненная с помощью линеаризованной теории, больше, чем по теории тонкого тела. [c.615]

Метод обратимости потоков основан на линеаризованной теории обтекания одной и той же формы в плане — по-разному прогнутой пластинки — прямым и обратным потоками с одинаковыми свойствами и скоростью. Основным соотношением этого метода является уравнение [c.621]

Значение подъемной силы для изолированного крыла, вычисленное ио линеаризованной теории, [c.629]

В соответствии с линеаризованной теорией с = 4л/ 3 [(А= + 1) — (1 — [c.651]

Согласно линеаризованной теории для крыла, производная (см. решение задачи [c.667]

Приближенное определение коэффициента интерференции /Ст, а также координаты центра давления на корпусе с учетом влияния сжимаемости, длины хвостового участка корпуса и сужения консоли можно осуществить непосредственно, рассмотрев область переноса нормальной силы в виде участка плоской поверхности (рис. 2.3.1,б,в). Течение здесь рассчитывается как поток около изолированной консоли полубесконечного размаха. В соответствии с данными линеаризованной теории перепад коэффициента давления, индуцированного таким крылом со сверхзвуковой передней кромкой на участке между линиями Маха, исходящими из начала и конца бортовой хорды, равен [15] [c.164]

Нормальная сила. В формуле (2.1.58) производная (Су)оп может вычисляться по линеаризованной теории, что позволяет учесть в определенной степени влияние на нормальную силу при крене числа Мсо, а также формы оперения. Однако, как уже указывалось, коэффициент интерференции не зависит от этих факторов и, следовательно, формула (2.1.58) не отражает полностью всех особенностей обтекания оперения при крене. В частности. [c.172]

Согласно данным линеаризованной теории обтекания для несущей поверхности (горизонтального оперения) со сверхзвуковой передней кромкой, [c.187]

Все аэродинамические коэффициенты для изолированных элементов комбинации (корпуса, крыла, оперения) в приведенных соотношениях определяются по линеаризованной теории обтекания с учетом влияния сжимаемости. [c.206]

Получим приближенные параметры для руля, учитывая коэффициенты интерференции и данные линеаризованной теории. Из (3.3.9) при т]од = оо находим = 1 -ф--ф 0,3 = 1,3, а по (3.3.8) подсчитываем [c.271]

При угле атаки а = О любой профиль по линеаризованной теории дает коэффициент подъемной силы Су = О, однако коэффициент волнового сопротивления j. равен нулю только для пластинки. [c.528]

Область применимости этих формул определяется неравенством Mi—1 <1. Линеаризованной же теории соответствуют большие значения /(, т. е. I М, — 1 > В области 1 > М, — 1 02/ формулы (126,8) должны, следовательно, переходить в формулы (125,6—8) линеаризованной теорий. Это значит, что при бйльших К функции fx и должны быть пропорциональны [c.656]

Для обтекания тонких заостренных тел с большими сверхзвуковыми скоростями (большие М]) линеаризованная теория неприменима, как это уже было упомянуто в конце 114. Поэтому представляет особый интерес простое правило подобия, которое можно установить для таких течений (их называют ги-перзвуковыми). [c.657]

Вследствие того что М,<,п=М оСоз х=1>3 невелико и профиль тонкий, для расчета аэродинамических коэффициентов можно применить соотношения линеаризованной теории. [c.205]

Определите аэродинамические производные тонкого треугольного крыла при Моо = 1,5 и 1Иоо=2,2, используя соответствующие зависимости линеаризованной теории. Угол стреловидности передних кромок / = 60° расположение осей кординат, относительно которых определяются аэродинамические коэффициенты, показано на рис. 9.47 (начало координат находится в центре тяжести площади крыла), Пересчитайте производные на центр вращения, совпадающий с вершиной крыла. Не изменяя положения центра вращения, найдите производные относительно нового центра моментов, расположенного в той же вершине. [c.261]

Используя результаты линеаризованной теории несчационарного обтекания изолированных консолей оперения, вычислите производные устойчивости участка летательного аппарата с оперением при = 1,5. Форма и размеры аппарата показаны на рис. 11.13. Координата центра масс Хм = 6 м. [c.600]

Здесь производную d y/da) определим по линеаризованной теории. Для этого вычислим угол стреловидности крыла х =3r tg[(s j— "цУ- д] =45° и угол Маха Роо = ar sin (1/MJ = 41,83°. [c.613]

Удлинение рассматриваемого крыла р = 4tgs = 2, поэтому, согласно линеаризованной теории, =яЯ. р/(2 ) ==2,136. [c.615]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Изменение коэффициентов интерференции. Результаты расчета коэффициентов интерференции для тонких комбинаций могут быть положены в основу метода определения статических производных устойчивости летательных аппаратов, состоящих из нетонких элементов. Этот метод состоит в том, что производную устойчивости вычисляют в виде произведения коэффициента интерференции для тонкого тела и соответствующего значения этой производной для изолированного оперения, найденного по линеаризованной теории. В соответствии с этим методом производные от коэффициентов нормальной силы консолей нетонкого оперения и корпуса [c.162]

Эти значения вычисляются по соответствующим коэффициентам присоединенных масс, полученным для тонких конфигураций, т. е. без учета влияния числа М . В то же время значения производных (Сг)т, (Сг)в1 4)и в (2.3.25) находятся для нетонких изолированных элементов (корпуса и консолей) по линеаризованной теории или экспериментальным данным с учетом влияния сжимаемости. [c.170]

Результаты исследования координаты г , полученные по аэродинамической теории тонкого тела [18], приведены в табл. 2.5.1 в виде зависимости безразмерного параметра 2, = (2 — г)кр/(5т — г) р от отношения (гт)кг> = = /(5т)кр- Эта зависимость, как видно из табличных данных, весьма слабая, что свидетельствует о возможности осуществлять приближенный расчет боковой координаты вихря без учета интерференции с корпусом, т. е. для изолированного крыла. При этом такой расчет, основанный на линеаризованной теории, позволяет учесть влияние числа Мю, сужения Г1 р = Ь р/Ькц. удлинения Х р = 2 (5т — г)/Ьсц и угла стреловидности tgyJ 2. Соответствующие [c.198]

Эти значения коэффициентов используются при исследовании интерференции подвижного оперения нетонких комбинаций, для которых аэродинамические характеристики изолированных консолей выбираются в соответствии с данными линеаризованной теории обтекания. [c.243]

Наиболее существенные результаты в динамической механике разрушения получены в рамках линеаризованной теории, в которой предполагается, что зона проявления нелинейных эффектов мала по сравнению с длиной трещины, а поле напряжений вокруг пластической области оппсывается асимптотическими формулами, полученными из решения упругой задачи. Это поле напряжений сингулярно, и главный член его разложения по степеням расстояния от конца трещины г, как п в статике, имеет вид К/У г. Угловое же распределение напряжений и перемещений в окрестности вершины стационарной трещины одинаково при статическом и динамическом нагружении, а влияние инерционного эффекта заключается в том, что коэффициент интенсивности напряжений становится зависящим от времени. Кроме того, исследования показывают, что спустя некоторый период времени после приложения нагрузки характер зависимости коэффициентов интенсивности напряжений и импульсных нагрузок от времени идентичен. Однако в течение этого периода времени коэффициент интенсивности напряжений достигает своего пикового значения, иногда значительно превышающего статическое (аналогичный вывод можно сделать и в случае гармонического нагружения тела с трещиной). [c.407]

Для подробного ознакомления с линеаризованной теорией упругости читатель может обратиться к книге Сокольникова J59J ). Краткая сводка основных уравнений для справок дана в настоящем приложении. Несколько подробнее рассматриваются результаты, относящиеся к волновым и колебательным движениям изотропных однородных линейно упругих тел. [c.393]

Одной из наиболее ранних работ, посвященных исследованию неравновесных течений, является работа Пеннера [299]. Для анализа релаксационных явлений в соплах Пеннер развил линеаризованные теории квази-равновесных и квазизамороженных потоков. [c.119]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...