Влияние угла атаки на аэродинамические характеристики

Влияние угла атаки на аэродинамические характеристики [c.246]

В [1] проведены исследования по данной проблеме в осесимметричной постановке, когда центр сферической нагретой области в набегающем потоке движется по оси симметрии обтекаемого тела. Дан детальный анализ структуры течения и изменения локальных и интегральных характеристик процесса взаимодействия полусферы с температурными неоднородностями. В [2] решена задача о входе затупленного конуса в нагретое полупространство под углом атаки. Однако отсутствуют данные о влиянии исследуемого процесса на аэродинамические характеристики обтекаемого тела. В [3-5] исследуется влияние вдува с поверхности на аэродинамику затупленных тел при их сверхзвуковом обтекании под углами атаки. Показано улучшение аэродинамики свойств обтекаемых тел при наличии вдува. [c.147]

Сжимаемость воздуха приводит к изменению сил, действующих на лопасть, и таким путем влияет на аэродинамические характеристики несущего винта и движение лопастей. Особенно важно в этом отношении увеличение градиента подъемной силы с числом Маха и резкое возрастание сопротивления и продольного момента при превышении числом Маха определенного критического значения. Если лопасть работает при больших переменных углах атаки (например, отступающая лопасть тяжело нагруженного винта), то влияние сжимаемости имеет важное значение даже при малых числах Маха. С точки зрения аэродинамических характеристик винта влияние сжимаемости проявляется главным образом в том, что коэффициент Ср, профильной мощности быстро возрастает, когда концевое число Маха превосходит критическое (число Маха, при котором начинается дивергенция сопротивления). Это критическое число зависит от угла атаки и возрастает вследствие трехмерности обтекания концевой части лопасти. Увеличение градиента подъемной силы мало влияет на величины и Pis/Po (которые определяются [c.250]

В работе [D.16] развит метод расчета переменного поля индуктивных скоростей одиночного винта и двух винтов вертолета продольной схемы. Модель пелены представлена в виде большого количества продольных вихрей конечной интенсивности, каждый из которых образован ломаной из прямолинейных отрезков. Поперечные вихри игнорируются. Пелена вихрей считается не-деформируемой. Расчеты этим методом [D.17] обнаружили существенное влияние неоднородности поля индуктивных скоростей на аэродинамические характеристики винта, связанное со значительным изменением углов атаки сечений лопасти. [c.668]

Полученные таким образом величины подъемной силы хорошо согласуются с результатами измерений на колеблющихся профилях. Описанный метод позволяет повысить точность расчета характеристик винта. Без учета срыва теория сильно завышает подъемную силу винта при сильном его нагружении, а при расчете срыва по стационарным характеристикам подъемная сила сильно занижается. Учет нестационарности и пространственного характера обтекания дает хорошую сходимость результатов расчетов с экспериментальными данными, причем эффекты скольжения дают 40% поправки, а остальные 60% определяются учетом динамического срыва. В работе [Т.30] описывается дальнейшее развитие указанного метода расчета срыва на отступающей лопасти с учетом крутильных колебаний лопасти. Для расчета коэффициента момента также используется эффективный угол атаки, подобный адин, но выбрано другое значение параметра i. Установлено, что расчетные нагрузки в цепи управления по тангажу, как и остальные нагрузки, хорошо сходятся с полученными при летных испытаниях. Совпадают амплитуды нагрузок и качественно сходятся законы их изменения. Улучшилась также сходимость расчетных и экспериментальных характеристик винта в условиях сильного нагружения. Хотя учет влияния угла скольжения существенно сказывается на аэродинамических характеристиках винта, нагрузки в цепи управления в условиях срыва от угла скольжения не зависят. В рассмотренном случае возникновение динамического срыва на конце лопасти вело к одновременному срыву на внешней части лопасти протяженностью около 40% радиуса. В результате срыва возникали очень большие нагрузки на управление, которые к тому же усиливались последующими крутильными деформациями лопасти. Дальнейшее развитие описанного метода определения аэродинамических сил на лопасти дано в работе [G.97]. [c.815]

Отрыв потока с передней кромки может оказать влияние на весь режим обтекания поверхности. Как и в других случаях отрыва потока, вязкий поток отрывается на передней кромке под действием положительного градиента давления. При достаточно больших углах атаки крылового профиля положительный градиент давления на передней кромке с малым радиусом закругления оказывается достаточно большим, чтобы вызвать отрыв. При больших числах Маха отрыв потока с передней кромки зависит от интенсивности скачка уплотнения, образующегося около передней кромки. Даже при малых углах атаки тонкого крыла с большой стреловидностью и с заостренной передней кромкой поток отрывается от передней кромки с образованием вихрей над верхней поверхностью крыла, оказывая влияние на аэродинамические характеристики, в особенности в условиях взлета и посадки, а также под действием порывов ветра и взрывных волн в атмосфере. Другим интересным явлением считается отрыв потока с острия иглы, установленной перед тупой носовой частью тела при сверхзвуковых скоростях. Такая игла может способствовать уменьшению сопротивления и теплопередачи к летательным аппаратам, развивающим большие скорости ). Она может быть также использована как эффективное средство управления. [c.200]

Влияние конечности крыла на ноле течения и аэродинамические характеристики исследуется [Дудин Г.Н., 1983, в на примере обтекания треугольного крыла под нулевым углом атаки, на задней кромке которого давление задано в виде [c.235]

Цель настоящего исследования - теоретически и экспериментально изучить влияние угла атаки а и числа Ке на интегральные аэродинамические характеристики тонкого острого кругового конуса с углом полураствора 0, = 4°, обтекаемого сверхзвуковым потоком (М = 4) при больших числах Ке. Кроме того, расчетное сопровождение аэродинамического эксперимента, с одной стороны, позволяет оценить эффективность метода численного анализа определяющих уравнений газовой динамики и достоверность получаемой расчетной информации, а с другой стороны, помогает диагностике экспериментального материала. [c.123]

Исследование свойства управляемости, т. е. определение способности летательного аппарата реагировать на отклонение рулей соответствующими изменениями параметров движения (углов атаки, тангажа, рыскания, наклона траектории), является основным при изучении возмущенного движения. Для этих целей служат линеаризованные уравнения, описывающие возмущенное движение летательного аппарата, испытывающего воздействие управляющих усилий от органов управления. Анализ этих уравнений позволяет установить влияние аэродинамических характеристик аппарата, обусловленных таким воздействием, на управляемость. [c.51]

При исследовании влияния аэродинамических характеристик на переходный процесс существенным является определение величины относительного заброса выходных параметров. В частности, при < 1 для относительного заброса угла атаки имеем [c.54]

Пристального внимания требуют вопросы размещения воздухозаборника на летательном аппарате. Это объясняется тем, что воздухозаборник интерферирует с планером летательного аппарата и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу, которые при правильной компоновке (для воздухозаборников некоторых схем) могут даже увеличиваться на определенных режимах полета. Наоборот, неудачная компоновка воздухозаборника может привести к ухудшению аэродинамических характеристик летательного аппарата. С другой стороны, воздушный поток, возмущенный элементами летательного аппарата, может иметь значительную неравномерность перед входом в воздухозаборник, особенно при эволюциях. В этом случае выбор места расположения воздухозаборника должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки и скольжения, значительно изменяющихся в условиях полета. Образующиеся при обтекании поверхностей летательного аппарата пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника и оказывать отрицательное влияние на его внутренний процесс. [c.254]

Н1,1х условиях самолет, устойчивый по перегрузке на малых углах атаки, может стать неустойчивым па средних или больших углах атаки. Эти особенности обусловлены упругими деформациями конструкции самолета, особенностями обтекания крыла и оперения на больших углах атаки, влиянием подвесок па аэродинамические характеристики. Уменьшение устойчивости по перегрузке, а также неустойчивость могут привести к подхвату. [c.190]

В теории элемента лопасти вычисляют силы, которые действуют на лопасть при ее движении в воздухе, а по ним рассчитывают силы и аэродинамические характеристики всего несущего винта. Теория элемента лопасти — это, по существу, теория несущей линии, примененная к вращающемуся крылу. Предполагается, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа и остальной части винта полностью учтено в индуктивном угле атаки сечения. Следовательно, для решения задачи нужно рассчитать индуцируемые следом скорости на диске винта. Это можно сделать с помощью импульсной теории, вихревой теории или численными методами, учитывая неравномерность поля скоростей протекания. Теория несущей линии основана на предположении, что крыло имеет большое удлинение. Удлинение к лопасти несущего винта связано с коэффициентом заполнения и числом лопастей соотношением % = R/ = N/п)а. Для вертолетных несущих винтов с их малой нагрузкой на диск предположение о большом удлинении обычно справедливо. Однако даже при большом геометрическом удлинении могут существовать области, в которых велики градиенты нагрузки или индуктивной скорости, вследствие чего эффективное аэродинамическое удлинение может оказаться малым. Для несущего винта примерами таких областей с большими градиентами являются концевая часть лопасти и то место на ней, вблизи которого проходит вихрь, сбегающий с предшествующей лопасти. [c.59]

Основным критерием возникновения срыва на лопасти служат значения углов атаки или коэффициентов подъемной силы (рассматриваемые непосредственно либо представленные посредством эквивалентных параметров). Влияние срыва на винте заметно проявляется в тех случаях, когда на значительной части диска винта углы атаки сечений лопастей превысят критические углы для профилей. Расчет границ летных режимов винта на основании такого критерия является сложной задачей. Углы атаки изменяются по диску винта неравномерно, и их трудно рассчитать с удовлетворительной точностью, особенно для экстремальных режимов полета. Кроме того, на вращающейся лопасти срыв представляет собой более сложное аэродинамическое явление, чем на профиле крыла. Поэтому используемые для него критерии имеют эмпирическую основу. Срыв может диагностироваться на основе значений обобщенных характеристик работы винта, например параметров Ст/а и i. Если срыв охватывает лишь ограниченную часть диска винта, то предпочтительны более частные критерии. Установлен ряд таких критериев, в которых используется значение угла атаки сечения лопасти в некоторых критических точках диска винта. Однако лучше производить детальный расчет аэродинамических нагрузок лопастей при заданных условиях полета, используя описанную в гл. 14 схему определения сил при срыв-ном обтекании сечений. Но даже столь полный анализ, учитывающий упругие свойства лопастей, пока не дает адекватного представления о срыве, поскольку наши знания в этой области аэродинамики лопасти еше недостаточно полны. [c.796]

Общий характер распределения стационарного давления и возмущений давления в фазе с углом атаки а и угловой скоростью а вдоль оси тела для конуса с углом полураствора 6s = 7° 30 при Моо = 4 приведен на рис. 5.3. Поскольку характер изменения кривых Ро, Ра и Р вдоль поверхности сферы от числа Моо практически не зависит, то при исследовании влияния числа М о на распределенные аэродинамические характеристики затупленного по сфере конуса основное внимание будем обращать на распределение Pq, и вдоль конической поверхности. [c.78]

В большинстве случаев испытания кавитирующих решеток, установленных в рабочей части аэродинамической трубы, были проведены при относительно небольшом числе профилей в решетке. Решетка устанавливалась таким образом, чтобы можно было изменять угол атаки. Действующие силы обычно измерялись на центральном профиле решетки при этом предполагалось, что такие же силы будут действовать при обтекании бесконечного числа профилей. Такие измерения обычно проводились с целью определения различия в характеристиках профиля в решетке и изолированного профиля. Обычно измерялись подъемная сила, сопротивление и момент в зависимости от угла атаки, а распределения давления были получены лишь в нескольких случаях. Различие в характеристиках изолированного профиля и при использовании его в решетке обусловлено тем, что смежные поверхности соседних профилей влияют на поток так же, как противоположная стенка влияет на течение в криволинейном канале. Обычно это влияние называют интерференционным . Интерференционное влияние сопровождается изменением распределения давления и, следовательно, кавитационных характеристик, однако измерения одних только сил дают мало сведений [c.359]

Как указывалось при рассмотрении аэродинамических характеристик плоских компрессорных решеток угол отклонения потока с увеличением числа М1 изменяется незначительно, а при оптимальном угле атаки влияние числа М1 на Да сказывается лишь при приближении к критическому числу М. Поэтому в качестве характерного оптимального угла отклонения потока принята величина Да при малых величинах скорости. Таким образом, обобщение значений оптимального угла отклонения потока проводится вначале для малых величин скорости набегающего потока. В дальнейшем вводится поправка на влияние числа Мь При таком подходе появляется возможность использовать для обобщения величин Дао результаты многочисленных испытаний плоских компрессорных решеток при малой скорости. [c.37]

При ламинарном обтекании щитков на конических телах увеличение угла атаки приводит к турбулизации потока в зоне отрыва, что сопровождается изменением ее геометрических параметров перестройка течений, а также выбор расположения торцевых щитков по икс- или плюс-образным схемам не оказывают существенного влияния на суммарные аэродинамические характеристики системы конус - щитки. Увеличение радиуса затупления носовой части снижает величину давления в области отрывного течения, при этом ее размеры возрастают. [c.176]

Рассмотрим теперь коллективное движение фуппы тел с очень близкими параметрами. В этом случае обычно имеет место небольшой разброс характеристик тел (размеров, масс, аэродинамических коэффициентов) и начальных условий (скорости, углов атаки и скольжения и др.). Проанализируем его влияние на конечные параметры движения. [c.192]

Большинство экспериментальных исследований проводилось для цилиндров с плоскими торцами или полусферическими носовыми частями с выступающими иглами, имеющими коническое заострение. Основные свойства потока около тел таких геометрических форм были описаны выше. Рассмотрим теперь влияние других форм тел и свойства потока при угле атаки, отличном от нуля, поскольку изучение влияния ненулевого угла атаки на аэродинамические характеристики необходимо для обеспечения безопасных и эффективвшх летных характеристик аппаратов. [c.250]

Влияние диаметра иглы на аэродинамические характеристики было изучено Джорджесом [50] при нулевом угле атаки, М, , = = 1,6, 2,0 и 2,8 и 38,5-10 < Ке/м < 56,2-10 . В одном случае диаметр иглы составлял 1,25 см, а диаметр цилиндра с плоским торцом 2,94 см. Таким образом, отношение диаметров иглы и цилиндра было равно 0,43. Половина угла заострения иглы составляла 42,5° при М, = 2,0 и 60° при М = 2,8. Результаты испытаний показали, что в некотором диапазоне относительных диаметров иглы существует гистерезис в значениях критической длины, соответствующей скачкообразному перемещению точки отрыва. При небольших относительных диаметрах (меньших 0,25 [48, 52]) гистерезис значений критической длины не наблюдается, однако при ббльших относительных диаметрах (ббльших 0,35 (50, 62]) гистерезис возникает. [c.255]

Ряд вопросов и задач связан с определением эффектов интерференции между оперением и крылом как для дозвуковы.х, так и для сверхзвуковых скоростей с учетом влияния угла атаки и скачков уплотнения. В части этих вопросов и задач ппиве,дены эффективные способы аэродинамического расчета на основе метода обратимости потоков, позволяющего находить интерференционные характеристики обтекания аппаратов с отклоненными от нейтрального положения аэродинамическими рулями. [c.593]

В 2 настоящей главы излагается приближенная теория профиля крыла для случая М< Мкр, известная в литературе под названием теории Прандтля-Глауэрта. Однако эта теория оказывается справедливой только для очень тонких профилей, обтекаемых под малыми углами атаки. В 1940 г. акад. С. А. Христианович в работе Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях [53] создал новую теорию учета влияния сжимаемости на распределение давления, а следовательно, на аэродинамические характеристики крыла. В основу своей работы С. А. Христианович положил метод изучения газовых потоков, предложенный акад. С. А. Чаплыгиным в 1896 г. и опубликованный в 1902 г. в его докторской диссертации О газовых струях , являющейся ныне фундаментом многих исследований по газовой динамике. [c.395]

В начале 30-х годов весьма актуальными были проблемы, связанные с изучением штопора самолета. Первые серьезные исследования по штопору в СССР были проведены В. С. Пышновым в 1927 г. Исследования штопора в ЦАГИ были начаты под руководством А. И. Журавченко. В 1934 г. вышла его работа на эту тему, в которой он описал первые экспериментальные результаты по влиянию угла атаки, угла скольжения и угловой скорости крена на силы и моменты, действующие на самолет. На этой основе были изучены установившиеся режимы штопора. Далее А. Н. Журавченко продолжил исследование на приборе Ш-1 (1935 г.) и дал анализ неустановившегося движения выхода самолета из штопора. В этой его работе сделана попытка на основе численного интегрирования упрощенных уравнений движений самолета проанализировать режим выхода. Однако положенные в основу аэродинамические характеристики, полученные на приборе Ш-1, являлись недостаточно точными и при переходе к натуре были источником ошибок. В дальнейшем проблема штопора получила достаточно надежное разрешение на основе экспериментальных методов исследований динамически подобных моделей в вертикальной трубе ЦАГИ Т-105 (М. М. Михайлов, [c.292]

Коэффициенты интерференции. При расчете аэродинамических характеристик летательных аппаратов, представляющих собой комбинации из нескольких элементов, в частности корпуса и несущих (стабилизирующих) поверхностей, необходимо учитывать эффект взаимного влияния на характер обтекания этих элементов. В результате этого взаимного влияния (или так называемой интерференции), сумма аэродинамических сил (моментов) взятых отдельно (изолированных) крыла и корпуса или оперения и корпуса не равна полной силе (моменту) комбинации, состоящей из соответствующих элементов и представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крыло, оперение, — будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата, каюбы теряют свои индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции новые. Например, нормальная сила оперения в виде пары плоских консолей, расположенных на тонком корпусе, обтекаемом под малым углом атаки, определяется в виде суммы [c.132]

Дженни, Олсон и Лендгриб [J.10] сравнили несколько методов расчета аэродинамических характеристик на режиме висения а) простые формулы с равномерной скоростью протекания и постоянным коэффициентом сопротивления, б) элементно-импульсную теорию, в) вихревую теорию Голдстейна — Локка, г) численное решение с неравномерной скоростью протекания без учета и с учетом поджатия следа (в последнем случае структура следа была заранее задана по экспериментальным данным). Обнаружилось, что классические методы и численное решение без учета поджатия следа завышают величину потребной мощности на висении, причем ошибка возрастает с увеличением нагрузки лопасти Сг/а (а также с увеличением концевого числа Маха и коэффициента заполнения и уменьшением крутки). Ошибки были объяснены тем, что не учтено под-жатие спутной струи или, другими словами, не принята во внимание действительная форма концевых вихрей. На нагрузку лопасти сильное влияние оказывает концевой вихрь, сходящий с предыдущей лопасти, т. е. нагрузка в значительной степени зависит от положения этого вихря по радиусу и вертикали относительно лопасти. Влияние вихря заключается в увеличении углов атаки внешних (для вихря) сечений лопасти и уменьшении углов атаки внутренных сечений. При умеренных (0,06 Ст/о 0,08) и больших нагрузках лопасти вихрь может вызвать срыв в концевой части, а значит, ограничить достижимую нагрузку концевой части и увеличить ее сопротивление, снизив тем самым эффективность несущего винта. Так как в концевой части лопасти нагрузка максимальна, аэродинамические характеристики винта в сильной степени зависят от характера обтекания концевых частей, а следовательно, от небольших изменений положения вихря (а также изменений профиля и формы лопасти в плане). Эффекты сжимаемости тоже играют важную роль, так как число Маха на конце лопасти максимально. Если бы сжимаемость воздуха и срыв не сказывались, влияние концевых вихрей на распределение нагрузки было бы еще сильнее, но эти факторы действуют взаимно исключающим образом. Если поджатием следа пренебречь, то все сечения лопасти становятся внутренними для вихря и он нигде не увеличивает углов атаки. При использовании схемы распределенной по следу завихренности или даже более простых схем влияние концевых вихрей вообще нельзя оценить. Таким образом, уточнение формы следа является решающим моментом в усовершенствовании методов расчета амодинами-ческих характеристик винта на режиме висения. Положение концевого вихря по радиусу и вертикали относительно следующей лопасти, к которой он подходит очень близко, имеет [c.99]

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]

На режиме висения обтекание винта осесимметрично, и зона срыва (если не учитывать движение лопастей и нестационар-ность аэродинамических характеристик) имеет форму кольца. Причина этого состоит в том, что с ростом силы тяги винта углы атаки более всего увеличиваются в концевых сечениях лопасти,, так как увеличение индуктивных скоростей с силой тяги оказывает там наименьшее влияние. Поэтому на режиме висения срыв раньше всего наступает на концевых участках лопасти. На режиме авторотации, когда средняя скорость протекания потока через диск направлена вверх, максимальны углы атаки комлевых сечений. Поэтому можно ожидать, что на авторотирующем винте срыв раньше всего наступит у комля лопасти. Если срыв сначала наступает лишь в одном сечении лопасти, это означает, что вблизи границы летных режимов остальная часть лопасти несет меньше своих возможностей. Поэтому аэродинамические характеристики винта улучшаются, если при большом нагружении лопасти углы атаки сечений мало меняются по размаху. Такое распределение углов атаки харак- [c.796]

В работе [И.51] проведено теоретическое исследование влияния нестационарности и пространственности обтекания лопасти несущего винта на срыв в условиях полета вперед. Используются стационарные аэродинамические характеристики профилей, а в угол атаки вводится нестационарная поправка. Максимальный коэффициент подъемной си лы сечения зависел от местного угла скольжения Л согласно соотношению / акс [c.814]

Для учета влияния вязкости и отрыва потока при определении суммарных аэродинамических характеристик тела вращения (подъемной силы и момента) используются различные приближенные приемы, основанные в значительной мере на обработке и обобщении результатов эксперимента. При малых углах атаки изменение коэффициента подъемной силы тела вращения можно принять линейным. Для этого случая К. К. Федяевский (1938) получил формулу для определения подъемной силы, исходя из эмпирического распределения завихренности в кормовой части тела вращения, которое было предложено Т. Карманом. По этой формуле тела вращения с заостренной кормовой частью имеют подъемную силу, примерно в три раза меньшую, чем крылья малого удлинения той же формы в плане. При систематическом экспериментальном исследовании аэродинамических характеристик тел вращения различной формы, проводившихся Н. Н. Фоминой (1935), была выявлена существенная нелинейность при изменении коэффициентов подъемной силы и момента по углу атаки. Для приближенного определения аэродинамических коэффициедтов на участке их нелинейного изменения используется схема П-образного вихря, расположенного в кормовой части тела вращения, предложенная в работе [c.91]

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]

Найдем аэродинамические характеристики в более общем случае обтекания под малым углом атаки крыла в виде плоской пластннки шестиугольной формы я плане с дозвуковыми перс,г ним и к сверхзвуковыми задними кромками (рис, 89.1). Такой вид задних кромок исключает влияние внхреаой пелены за крылом на его обтекание. [c.347]

Результаты экспериментальных исследований сверхзвукового обтекания зондов-пенетраторов в диапазоне углов атаки а = 0-40° приведены на фиг. 2, б. Здесь же для сравнения даны аэродинамические характеристики тормозного устройства в отсутствие корпуса (штрихпунктирные кривые). При малых а наблюдается существенное уменьшение аэродинамического коэффициента продольной силы пенетратора по сравнению с обтеканием тормозной юбки в отсутствие корпуса, что обусловлено существованием отрывного течения. При а > 15° корпус оказывает малое влияние на (фиг. 2,6). [c.167]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...