Определение аэродинамических коэффициентов

Для определения аэродинамических коэффициентов тонкого профиля, обтекаемого несжимаемым потоком, следует воспользоваться зависимостями, которые приведены в [19]. Коэффициенты подъемной силы и момента соответственно равны [c.163]

Для определения аэродинамических коэффициентов профиля заданной формы используем результаты распределения давления, полученные в решении задачи 7.20. Аэродинамические коэффициенты продольной и нормальной сил находи.м соответственно по формулам [c.193]

Так как в теории тонкого тела решаются упрощенные уравнения, то она не обеспечивает достаточно точного определения аэродинамических коэффициентов как отдельных элементов летательного аппарата (корпус, крыло, оперение), так и их комбинаций. Однако расчет коэффициентов интерференции, представляющих собой отношение соответствующих аэродинамических коэффициентов (например, Кцр [c.603]

Практически при определении аэродинамических коэффициентов приходится иметь дело с коэффициентами перепада давления, которые вычисляются по соответствующим коэффициентам давления на нижней и верхней поверхностях в виде [c.135]

При определении аэродинамических коэффициентов и соответствующих статических производных устойчивости для плюс образной ком- [c.151]

Для расчетного определения аэродинамических коэффициентов диффузоров используются следующие соотношения [c.94]

Поскольку при определении аэродинамических коэффициентов мы используем аппроксимацию iis —Л нет необходимости делать различия в обозначениях моментов в плоскости вращения и крутящего. При численном анализе махового движения и качания можно использовать реальные формы колебаний. [c.535]

Определение аэродинамических коэффициентов при полете вперед — более сложная задача, чем для случая висения. Балансировочные значения угла установки и скоростей являются периодическими функциями азимута [c.547]

Определение аэродинамических коэффициентов [c.268]

На начальной стадии аэродинамического расчета ракеты определению аэродинамических коэффициентов обычно предшествует описанное ранее разбиение обводов корпуса на простейшие элементы головную часть, цилиндрический отсек, стабилизаторы, донный срез... Для каждого из них аэродинамические коэффициенты, как правило, известны нли могут быть приближенно оценены на основе накопленного опыта. Коэффициенты для ракеты в целом определяются суммированием составляющих. При таком суммировании, конечно, приходится вводить и поправки. Сложение коэффициентов не всегда подчиняется принципу суперпозиции. Для пакетной схемы, в частности, должно учитываться взаимное влияние условий обтекания центрального и боковых блоков. [c.268]

Определение аэродинамических коэффициентов 268 [c.490]

Для определения аэродинамических коэффициентов модель подвешивают к весам, т. е. располагают ее изолированно от стенок трубы. При установке тонкой пластинки ребром на плиту или дно трубы характер ее обтекания по сравнению с изолированной существенно изменяется в тыльной (подветренной) стороне. Давление на лицевую сторону пластинки изменяется мало (рис. 3.20). Коэффициент лобового сопротивления такой бесконечной длинной пластинки равен всего 1,2 вместо 1,98—2,12 той. же пластинки, но изолированной. Коэффициент лобового сопротивления установленной ребром квадратной пластинки, как следует из физических представлений, изменяется мало, по опытам, он равен 1,1 вместо 1,2 у изолированной пластинки. [c.56]

При определении аэродинамических коэффициентов С , С,, и т. соответствующие силы X и К относились к скоростному напору невозмущенного потока = 0.5р и площади донного среза модели кругового конуса = 0.0009731 м , а аэродинамический момент М., кроме того, еще и к характерному линейному размеру, в качестве которого была выбрана длина модели Ь = 0.25225 м. При этом значения коэффициентов т, вычислялись относительно условного центра масс, расположенного в носике модели = 0). [c.128]

Определение аэродинамических коэффициентов крыла (или его профиля) при продувках моделей в аэродинамических трубах может производиться либо с помощью аэродинамических весов, либо путем измерения давления на обтекаемой поверхности. Такое измерение давления и нахождение его распределения является одним из наиболее распространенных экспериментов, позволяющим не только определить соответствующие аэродинамические коэффициенты, но и изучить физическую картину обтекания. Без этого изучения нельзя успешно решать задачи управления процессами взаимодействия между газом и движущимся в нем летательным аппаратом, в частности задачи о наивыгоднейшей форме крыльев и профилей с заданными аэродинамическими свойствами. [c.154]

Определение аэродинамических коэффициентов профиля крыла в дозвуковом потоке по измеренным давлениям на его поверхности [c.155]

Аэродинамические коэффициенты профиля в дозвуковом сжимаемом потоке. Для определения аэродинамических коэффициентов профиля в дозвуковом сжимаемом потоке можно использовать данные об обтекании того же профиля несжимаемой средой. При этом для тонких профилей и небольших углов атаки расчет коэффициентов подъемной силы и продольного момента можно вести на основе формулы Прандтля — Глауэрта, аналогичной зависимости (4.1.32) для коэффициента давления [c.164]

Рис. 4.2.1. К определению аэродинамических коэффициентов крыла по известному распределению давления . ,

Цель работы — определение аэродинамических коэффициентов стреловидного крыла по значениям подъемной силы, силы сопротивления и момента, измеренным трехкомпонентными тензометрическими весами в сверхзвуковой аэродинамической трубе. [c.239]

Рис. 5.1.2. Расчетная схема для определения аэродинамических коэффициентов тела вращения

Наряду с определением аэродинамических коэффициентов по результатам дренажных испытаний моделей тел вращения в экспериментальной практике широко применяются также весовые методы этого [c.275]

VI. . Для определения аэродинамических коэффициентов тонкого профиля, обтекаемого несжимаемым потоком, следует воспользоваться зависимостями, с выводом которых можно познакомиться в книге [20]. Для коэффициента подъемной силы имеем формулу [c.530]

VII.16. Для определения аэродинамических коэффициентов профиля заданной формы используем результаты распределения давления, полученные в решении задачи VII. 15. [c.564]

Пользуясь этой формулой, можно по известным значениям коэффициентов а II о найти температуру диффузно отраженных молекул Уд и затем по формуле (90) — вероятную скорость молекул Стд. Полученных сведении достаточно для определения аэродинамических сил, возникающих на теле при различных условиях свободно-молекулярного обтекания. [c.160]

Цель изучения обтекания тел жидкостью или газом — определение суммарных аэродинамических сил и моментов, действующих на эти тела. Часть вопросов и задач посвящается рассмотрению физической природы этих сил и моментов, понятию об аэродинамических коэффициентах, структуре зависимостей, позволяющих рассчитать такие коэффициенты, а также соответствующие силы и мо- [c.9]

Приведенные уравнения для потенциала возмущения дают возможность исследовать обтекание тонкого профиля, расположенного под малым углом атаки в дозвуковом сжимаемом потоке, в частности свести решение задачи об обтекании заданного профиля сжимаемым потоком к решению задачи об обтекании видоизмененного профиля несжимаемым потоком. При этом для определения коэффициента давления и аэродинамических коэффициентов [c.171]

Результаты расчета линеаризованного сверхзвукового обтекания треугольных крыльев можно использовать для определения аэродинамических характеристик несущих поверхностей в виде четырех-, пяти- и шестиугольных пластин. Если задние и боковые кромки таких крыльев сверхзвуковые, то их обтекание характеризуется отсутствием зон взаимного влияния хвостовых и боковых участков, ограниченных пересечением конусов Маха с крылом. Вследствие этого коэффициент давления на поверхности крыла такой, как в соответствующей точке треугольной пластины, и формула для его расчета выбирается с учетом вида передней кромки (дозвуковой или сверхзвуковой). [c.214]

При определении производных аэродинамических коэффициентов сечений следует ограничиться интегрированием нагрузок по каждому из них, т. е. на участке между передней (хр) и задней (х ) кромками. В соответствии с этим из (9.734) для, 5 р =Ь(г)й2 =Ь г)Ь,,с[ См получаем [c.447]

Определение аэродинамических характеристик с учетом интерференции осуществляется для летательных аппаратов как плоской конфигурации (типа корпус — горизонтальное крыло ), так и плюс- или крестообразной формы в потоке без крена и при крене. При этом достаточно подробно изложены методы расчета распределения давления по корпусу и крылу (оперению) и суммарных аэродинамических коэффициентов. Такие расчеты даны с учетом сжимаемости потока, его скоса и торможения от впереди расположенных частей летательного аппарата. При этом принимается во внимание влияние У-образности крыла, его расположения вдоль корпуса и формы в плане, а также наличия развитого пограничного стоя. [c.593]

Управляемость как степень восприимчивости объекта управления к воздействию рулей и устойчивость, характеризующая как бы невосприимчивость к подобному воздействию, являются в известном смысле противоречивыми понятиями. Действительно, чем более устойчив летательный аппарат, снабженный мощным хвостовым оперением, тем труднее осуществить его поворот при помощи руля. Правильный выбор соответствующей аэродинамической схемы, конкретной конструкции летательного аппарата, его органов управления и стабилизации с точки зрения обеспечения наивыгоднейшей управляемости и устойчивости составляет важнейшую задачу современной аэродинамики, в частности аэродинамической теории управления и стабилизации. При этом обеспечение управляемости и устойчивости связано с исследованием динамических свойств такого аппарата, описываемых указанной системой уравнений возмущенного движения. Их коэффициенты определяются компоновочной схемой, которой соответствуют определенные аэродинамические и геометрические характеристики, а также параметры движения по основной траектории. В результате решения этих уравнений выбирают наиболее рациональную динамическую схему летательного аппарата и соответствующую ей конструктивную компоновку, которая бы удовлетворяла баллистическим, технологическим и эксплуатационным требованиям, а также заданной управляемости и устойчивости. [c.6]

Аэродинамический коэффициент при неустановившемся движении с известным приближением может быть определен в виде суммы его значения с, соответствующего гипотезе стационарности и дополнительной величины, [c.17]

В качестве примера рассмотрим пересчет коэффициентов моментов тангажа и нормальной силы, а также соответствующих производных устойчивости, вычисленных относительно центра приведения, расположенного в точке О, для нового положения этого центра Ох, находящегося на расстоянии X (рис. 1.1.5). Аналогичная задача решается, в частности, при определении аэродинамических характеристик оперения относительно центра масс, который является центром вращения летательного аппарата в полете и совпадает, следовательно, с центром моментов. [c.22]

Одним из эффективных в аэродинамической теории тонких тел является метод присоединенных масс. В отличие от рассмотренного ранее способа расчета аэродинамических коэффициентов и статических производных устойчивости, основанного на исследовании параметров обтекания с учетом интерференции, этот метод позволяет определить непосредственно аэродинамические характеристики. Вместе с тем метод присоединенных масс расширяет возможности аэродинамических расчетов для большего числа конфигураций летательных аппаратов и является основой определения наряду со статическими производными устойчивости также вращательных производных и производных по ускорениям. [c.155]

Для определения аэродинамических сил, вызываемых обтеканием обратного уступа, необходим расчет давления р2 в застойной зоне и за скачком уплотнения рц (рис. 6.7.1). Исходными данными для этого расчета являются параметры газа за волной разрежения (Мг, рг, 1 2, ). высота уступа /г, расход Осек, а также коэффициент смешения о. Обычно оказывается удобным вместо расхода Осек задаваться коэффициентом К- Зная К, к и Мг, можно определить число Мр на разграничивающей линии тока (см. формулы (5.1.17) (5.1.19)]. [c.435]

При определении силы давления ветра на одиночное здание или на его отдельные элементы достаточно знать закон распределения аэродинамических коэффициентов и соответствующие площади граней, воспринимающих повышенное давление или разрежение. В этом случае [c.256]

При расчете трубы с учетом ее пространственной работы распределение ветрового давления по кольцевому сечению, соответствующее аэродинамическому коэффициенту СНиП II-6-74, с определенной погрешностью заменяется рядом составляющих воздействий [c.291]

Для определения внешнего сопротивления силовой установки, как видно, требуется знать распределение давлений и касательных напряжений трения по ее поверхности. В некоторых случаях с известной степенью точности они могут быть найдены на основе теоретических методов расчета. Чаще всего для этих целей пользуются экспериментальными значениями аэродинамических коэффициентов давления и трения при наличии которых соответствующее сопротивления определяются по формулам [c.248]

Если при определении размерности физической величины составляющие ее основные единицы измерения сокращаются, то такая величина называется безразмерной. Безразмерными величинами являются относительные координаты точек тела, аэродинамические коэффициенты профиля крыла, относительные деформации упругой конструкции. Постоянные и переменные безразмерные величины занимают особое место при изучении подобия физических явлений. [c.9]

В соответствии с этими значениями /< принимаем, что в первом случае течение линеаризованное(/(< 1), а во втором — маловозмущенное сверхзвуковое К > ). Определение аэродинамических коэффициентов рассмотрим для каждого случая отдельно. [c.198]

V и Кр) наступает неустойчивость махового движения, вызванная периодическими силами на лопасти. В области неустойчивости частота равна й. Для таких больших значений и при определении аэродинамических коэффициентов необходимо учитывать влияние зоны обратного обтекания. Найдено также, чта при учете других степеней свободы (упругие изгиб и кручение,, качание) значение ц, соответствующее границе устойчивости,, существенно снижается. Учет только основного тона маховога движения лопасти при высоких и недостаточен. [c.559]

Для стержня круглого сечения при обтекании его потоком аэродинамический момент [Хахз не возникает, а аэродинамические коэффициенты с и l в определенных интервалах изменения числа Рейнольдса сохраняют постоянные значения [5, 6, 7]. При обтекании стержня некруглого поперечного сечения (рис. 6.9) при произвольной ориентировке одной из главных осей инерции сечения относительно направления вектора скорости потока vo возникают кроме сил q и Ql и аэродинамические моменты Ца- Из экспериментальных исследований обтекания стержней следует, что вектор fia может быть представлен в виде [c.239]

Действительное обтекание характеризуется торможением потока перед оперением, которое необходимо учитывать при определении аэродинамических параметров. Степень такого торможения можно охарактеризовать средним коэффициентом торможения = qlq , где екорост-цой напор д — /грМ /2 находится по некоторой осредненной величине числа М1 возмущенного потока перед оперением. Полагая, что давления в возму- [c.166]

Коффициент нормальной силы.При определении аэродинамических характеристик такой комбинации необходимо учитывать интерференцию оперения и крыла. При этом аэродинамический расчет части комбинации ( корпус — поворотное крыло ) осуществляется так же, как и для комбинации корпус — поворотное оперение . В соответствии е этим коэффициент нормальной силы крыла в присутствии корпуса [c.248]

Формула (4-21) верна при условии равенства скоростей газов в сечении газохода и отсоса. В действительности, скорость отсасываемых газов при нулевом показании микроманометра всегда несколько меньше фактической скорости газов в газоходе из-за влияния сопротивления входа газов в заборный канал пылезаборной трубки. В связи с этим нулевые пылезаборные трубки перед испытаниями золоуловителя должны подвергаться тарировке с определением их аэродинамического коэффициента [c.115]

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ — беи-размерные величины, характеризующие аэродинамические силу и момент, действующие на тело, движущееся в жидкой или газообразной среде. В аэродинамике цель моделирования — определение А. к. при испытании в аэродинамических трубах и др. эксперим. установках моделей, геометрически подобных натурным объектам. Если в модольных и натурных условиях критерии аэродинамич. подобия Маха число М, Рейнольдса число Re, Струхаля число, Sh и др.) одинаковы, а также соблюдается кинематич. подобие, то. значения А. к. модели и натуры будут равны. А. к., как и их проекции на оси координат, не зависят от размерных физ. свойств среды и размеров тола, а зависят лишь от его формы, ориентации и безразмерных критериев a jpo-динамич. подобия, отношения уд. теплоемкостей среды к—Ср су п др. Это позволяет определять нагрузки, действующие на натурный объект, но результатам модельных исследований, А. к. аэродинамич. силы И т аэродинамич. момента М соответственно раьны [c.164]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...