Подъемная сила и продольный момент

Какова зависимость между коэффициентами подъемной силы и продольного момента профиля при обтекании его линеаризованным дозвуковым сжимаемым потоком газа (М< < М,, р) и потоком несжимаемой жидкости при одинаковых углах атаки [c.173]

Используя известные выражения для коэффициентов подъемной силы и продольного момента [c.178]

Подъемная сила и продольный момент. Некоторые экспериментальные данные об изменении коэффициента подъемной силы и продольного момента [c.391]

I. 2. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА И ПРОДОЛЬНЫЙ МОМЕНТ [c.71]

Составляющие от трения полных коэффициентов подъемной силы и продольного момента очень малы, поэтому с достаточной степенью точности можно принять для соответствующих их значений [c.159]

Расчет аэродинамических коэффициентов профиля в несжимаемом потоке. Как показывают исследования, при безотрывном обтекании профиля несжимаемым потоком его коэффициенты подъемной силы и продольного момента в диапазоне летных углов атаки а определяются соответственно зависимостями [c.160]

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]

Воспользовавшись формулами (4.1.41)- (4.1.43), можно найти коэффициенты подъемной силы и продольного момента рассматриваемого профиля в сжимаемом потоке. В частности для а = 6° и Моо =0,45 [c.176]

Сила сопротивления, подъемная сила и продольный гидродинамический момент кавитирующего профиля зависят от разности гидродинамических давлений, действующих на профиль. Следовательно, [c.104]

Как показано на рис. 4.11, вблизи палубы индуцирован--ная подъемная сила и коэффициент момента крена значительно меняются в зависимости от угла крена палубы. Значительные потери подъемной силы имеют место при углах крена, больших 2°. Это связано с потерями подъемной силы фонтана при смещении его вбок, к палубе, а также с увеличением подсасывания под ближним к палубе крылом. Потери подъемной силы сопровождаются дестабилизирующим моментом крена, имеющим то же происхождение. Так же как и в случае угла продольного наклона, влияние угла крена палубы незначительно на высотах, больших пяти диаметров сопла. [c.282]

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]

Если продольная ось лопасти проходит по линии четвертей хорд (а = —1/2), то демпфирование изменений угла установки в зоне обратного обтекания обращается в нуль. Члены с urw в выражениях для подъемной силы и момента обусловлены радиальной составляющей скорости обтекания лопасти и соответствуют нагрузкам теории тонкого тела. [c.487]

Согласно теории тонкого профиля, в идеальной жидкости производная коэффициента подъемной силы сечения по углу атаки равна 2я, а фокус расположен на расстоянии четверти хорды от носка. Поэтому необходимо ввести в формулы нестационарной теории профиля поправки, учитывающие реальные значения производной коэффициента подъемной силы и действительное положение фокуса. Первая поправка состоит в умножении выражений для подъемной силы и момента на отношение а/2п, где а — производная коэффициента подъемной силы реального профиля по углу атаки. Для профилей лопастей обычно принимают а = 5,7, если не учитывается влияние сжимаемости. Временно обозначив введенную ранее относительную координату продольной оси лопасти через а (а не а, как ранее), напомним, что по теории тонкого профиля при прямом обтекании фокус располагается на расстоянии — Ь за про-< [c.487]

Основываясь на этих соотношениях, заменим входящую в формулы теории тонкого профиля комбинацию — + величиной Ха, эфф, получаемой из экспериментов. После введения поправок, учитывающих реальные значения стационарной производной от подъемной силы по углу атаки и положение фокуса, получим следующие окончательные выражения нестационарной подъемной силы и момента относительно продольной оси, действующих в сечении вращающейся лопасти [c.487]

Кроме того, как мы увидим дальше, при сверхзвуковых скоростях резко возрастают стабилизирующие продольные моменты, которые приходится преодолевать при изменении угла атаки крыла. Поэтому на сверхзвуковых самолетах применяют управляемый стабилизатор здесь отклоняется все горизонтальное оперение, а не только его задняя половина. Одной из разновидностей аэродинамических рулей являются интерцепторы, применяемые в качестве рулей крена вместо элеронов или в дополнение к ним. Интерцептор представляет собой пластину, выдвигаемую вниз вблизи задней.кромки крыла под прямым углом к его хорде. Повышение давления, возникающее перед интерцептором, увеличивает подъемную силу и создает необходимый момент крена. Известны и другие типы аэродинамических рулей. [c.281]

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]

Цель работы — найти распределение давления по профилю крыла вычислить коэффициенты подъемной силы, лобового сопротивления и продольного момента (момента тангажа), а также критические числа Маха и некоторые другие аэродинамические характеристики профиля в дозвуковом потоке. [c.155]

Рассмотрим формулы, позволяющие определить для профиля составляющие коэффициентов подъемной силы, лобового сопротивления и продольного момента от давления. На рис. 4.1.5 показан профиль, принадлежащий участку прямоугольного крыла с единичным размахом. [c.157]

В инженерной практике имеют дело не с векторами и УИ, а с их проекциями на оси какой-либо системы координат. Наиболее широко в аэродинамике используется скоростная ортогональная система координат (рис. 1.1.1). В этой системе обычно задают аэродинамические силы и моменты, так как многие исследования динамики полета и прежде всего траекторные задачи связаны с применением осей координат именно такой системы. В частности, уравнения движения центра масс летательного аппарата удобно записывать в проекциях на эти оси. В скоростной системе продольная (скоростная ) ось Оха (ГОСТ 20058—74) направлена всегда по вектору V скорости движения центра масс аппарата, а вертикальная ось (ось подъемной силы) Оуа расположена в плоскости симметрии. Ее положительное направление будет таким, как показано на рис. 1.1.1. Боковая ось ОХа этой системы направлена вдоль размаха правого крыла так, что образуется правая система координат. В обращенном движении продольная ось совпадает с направлением скорости потока, а ось расположена вдоль размаха левого крыла так, чтобы сохранилась та же правая система координат. Такую систему координат обычно называют поточной. [c.10]

Коэффициенты подъемной силы, продольного и поперечного моментов сечения шириной г/(йС) с хордой Ь определяются при помощи зависимостей [c.228]

При сверхзвуковых скоростях струя воздуха, вытекающая из вершины тупоносого тела навстречу потоку (аэродинамическая игла), приводит к образованию конической области отрыва перед телом, как перэд твера ой иглой (фяг. 2Э). Эксперименты [67] показали, что при малых углах атаки аэродинамическая игла вызывает снижэние сопротивления, но при больших углах атаки коническая область отрыва почти полностью исчезает и сопротивление снижается очень незначительно (фиг. 30) не наблюдается также сущэственных изменений подъемной силы и продольного момента по сравнению с телом без иглы. [c.228]

В. В. Голубева (1935), в которой делалась попытка учесть обтекание боковых кромок крыла с помощью представления о поперечной циркуляции . Создание точной нелинейной теории крыла конечного размаха связано с большими трудностями, которые обусловлены существенным влиянием вязкости и отрыва на этих режимах. Поэтому для приближенных расчетов нелинейных характеристик обычно используются полуэмпирические методы, критерием применимости которых является согласие с результатами испытаний в некотором диапазоне геометрических параметров, таких как форма крыла в плане, угол атаки и т, п, В работе Г, Ф, Бураго (1944) вихревая поверхность заменяется одним несущим вихрем и граничные условия удовлетворяются по хорде в среднем. Угол скоса свободных вихрей принимается равным половине угла атаки приводится приближенная формула для коэффициента подъемной силы, из которой следует его квадратичная зависимость от угла атаки для очень малых удлинений, Н, Н. Поляхов и А, И. Пастухов (1959) дали возможность оценить не только подъемную силу, но и момент. У них крыло заменяется системой П-образных вихрей, причем угол скоса свободных вихрей цринимается равным углу атаки. С, Д, Ермоленко (1960) принял углы скоса П-образных вихрей на концах прямоугольного крыла равными индуктивным углам скоса потока от присоединенных и свободных вихрей. Метод обобщается им на случай крыла малого удлинения вблизи земли, К. К. Федяевский (1949) разработал приближенную теорию крыльев малого удлинения прямоугольной и эллиптической формы в плане, которая позволяет оценить не только подъемную силу и продольный момент, но также приращение [c.96]

Большое влияние на подъемную силу и момент профиля оказывает упоминавшееся выше явление отрыва потока из-под скачков уплотнения, замыкаюш их сверхзвуковую зону. Подъемная сила и продольный момент профиля при закритических скоростях в некотором диапазоне чисел М< резко уменьшаются (в ряде случаев изменяют знак) образуется так называемая ложка . С дальнейшим ростом числа М < несущ,ие свойства профиля восстанавливаются. Эти явления были проанализированы и увязаны с получающейся в эксперименте картиной перемещения скачков и областей отрыва потока в работе Я. М. Серебрийского, В. Н. Арнольдова, М. В. Рыжковой и А. Я. Перельман (1954). [c.101]

Рис. 4.18, Влияние килевой качки палубы корабля на величину подъемной силы и продольный момент СВВП

Весовые испытания крыла с ромбовидным профилем, имеющего нулевые толщины кромок, приводят к некоторым искажениям результатов ввиду необходимости некоторого изменения формы крыла в задней части центрального сечения для размещения донной тензодержавки (см. рис. 4.2.10). Наличие этого цилиндрического наплыва практически не изменяет подъемной силы и продольного момента крыла и сказывается в основном на сопротивлении. Проведя дренажные исследования двух моделей крыла, одна из которых имеет указанный наплыв и устанавливается на той же державке, на которой проводятся весовые исследования, можно найти поправки к измеренному сопротивлению и тем самым определить его действительную величину. Дренаж осуществляется в обоих случаях по верхней поверхности крыла, а для получения результатов по нижней поверхности модели придается равный по величине, но отрицательный по знаку угол атаки. Дренажные трубки выводятся из модели через нижнюю поверхность. С нижней же стороны осуществляется также крепление идеальной модели (без наплыва и донной державки). [c.244]

V1I.2. 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 (рсж) и в несжимаемом (рнсж) потоках связаны между собой зависимостью (4.1.32). Используя известные выражения для коэффициентов подъемной силы и продольного момента [c.539]

Мы уже знаем, что отличительными особенностями гибкого крыла являются перемещение общего центра тяжести при изменении угла атаки, нелинейная зависимость коэффициентов подъемной силы и продольного момента от угла атак и, перемещение центра давления гибкого крыла при изменении угла атаюа. Все это оказывает [c.43]

Относительная вогнутость (кривизна) /определяет угол атаки при нулевой подъемной силе, коэффициент продольного момента, коэффициент подъемной силы при минимальном профильном сопротивлении и Су max- Большая кривизна выгодна с точки зрения Су max, но для балансировки продольного момента может потребоваться значительное отклонение руля высоты с соответствующим возрастанием сопротивления. Кривизна, обычно, выбирается таким образом, чтобы в нормальном крейсерском полете профиль работал на Су, близком к расчетному. Самолеты акробатической категории имеют небол1>1тто или нулевую кривизну профилей для обеспечения приемлемых характеристик в перевернутом полете. [c.76]

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]

Рие. 38, За >нсииость максимальной нормальной перегрузки и макся-нального коэффициента подъемной силы от продольного момента для дельтйдйва, оборудованного рулем продольного момента. [c.59]

XDO T самолета опускается и на стабилизатор — горизонтальное оперение хвоста самолета — начинает действовать подъемная сила R, направленная вверх. Она создает момент относительно поперечной оси, возвращающий самолет в горизонтальное положение. Наоборот, если нос самолета опускается, то стабилизатор, поднимаясь, оказывается под отрицательным углом атаки к набегающему потоку и на него действует подъемная сила , направленная вниз. Момент этой силы поднимает нос самолета, т. е. возвращает его к исходному положению. Таким образом, хотя крыло само по себе неустойчиво относительно поперечной оси, стабилизатор придает самолету устойчивость относительно этой оси и обеспечивает сохранение горизонтального (или близкого к горизонтальному) положения продольной оси самолета. Легко видеть, что положение не изменится, если с самого начала точка приложения подъемной силы будет лежать впереди центра тяжести. При этом нос самолета будет несколько поднят, стабилизатор будет уже с самого начала находитьг ся под положительным углом атаки и давать подъемную силу, так что сумма моментов подъ ной силы крыльев и стабилизатора относительно поперечной оси будет равна нулю. Поворот самолета относительно поперечной оси нарушит равенство этих моментов, и возникший момент будет, как показано выше, возвращать самолет к исходному положению. [c.572]

Как упоминалось выше, короткий пузырь оказывает очень слабое влияние на распределение давления (фиг. 55) и, следовательно, на подъемную силу, сопротивление и продольный момент. Поэтому исследования внешнего невязкого потока проводятся главным образом при наличии длинного пузыря. Маскелл [43] успешно решил задачу о внешнем течении в простейшем случав двумерной пластины. За длинным пузырем существует толстый пограничный слой [c.66]

Анализируя эти соотношения, можно установить особенность стреловидных крыльев, заключающуюся в том, что по сравнению с прямыми (х=0) их коэффициенты подъемной силы и сопротивления, а также коэффициент продольного момента (по абсолютной величине) меньше при одинаковых углах атаки Оп по нормали к передней кромке, Физически это объясняется тем, что прн обтекания стреловидного крыла реализуется не полный скоростной напор --=0,5 po V e , а только его часть qn=qe, os х и само обтекание в направлении набегающего потока происходит под меньшим углом атакн, чем при отсутствии скольжения (а<ап, где an=a/ osx). [c.287]

Всплытие оконечностью. Имея в виду трудность обеспечения продольной остой-чивости лучше сразу, во избежание аварии, вести расчет на всплытие определенной оконечности и к этому подготовиться— обеспечить последующий подъем второй оконечног сти, закрепить подъемные баллоны, цилиндры или понтоны против скольжений, могущих иметь место из-за получающегося большого диферента, и нр. Поперечная остойчивость системы во время подводного всплытия оконечностью отличается от прямого подводного всплытия наличием силы В—реакции грунта на оставшуюся оконечность. Фиг. 21 (а—сечение по центру величины, б— по носу, в—по корме) показывает, что выгоднее в этом смысле производить сначала подъем -более острой оконечности (носа) и затем кормы. Линия АВ представляет собой проекцию на плоскость шпангоута вертикальной плоскости, проходящей через килевую линию судна. В, В —В и В соответственно— подъемный вес, подъемную силу и реакцию грунта из фиг. 21 видно, что при кренах всплывающего судна опора в случае острой оконечности остается на линии АВ и способствует дальнейшему кренению, тогда как в случае подъема носом реакция переходит влево и дает момент восстанавливающий. [c.168]

Горизонтальное оперение является небольшим крылом, поэтому проведенный анализ влияния. деформации крыла относится и к оперению. Кроме того, на подъемную силу горизонтального оперения и продольный момент, создаваемый им, большое влияние оказывают деформации Люзеляжа. Допустим, что под действием какого-либо возмущения произошло увеличение угла атаки горизонтального оперения на величину Лаг. о. Если бы фюзеляж и оперение не деформировались, то у горизонтального оперения появился бы прирост подъемной силы АУг.о (рис. 5.5). Однако вследствие изгиба фюзеляжа угол атаки горизон-тального оперения уменьшается на величину Да, что вызывает дополнительное из- [c.150]

Таким образом, сила, действующая на руль направления, не вызывает непосредственно искривления траектории, да и не могла бы вызывать этого искривления, так как она направлена наружу, а не внутрь описываемой траектории. Искривление траектории вызывается главным образом креном самолета. Поворот о горизонтальном направлении можно вызывать или этому повороту помогать, непосредственно изменяя крен самолета. Для этого служат специальные элементы управления — элероны (рис. 363), которые представляют собой небольшие плоскости, прикрепленные к задр1ен кромке крыльев самолета на некоторой части их длины. В нейтральном положении элероны являются как бы продолжением крыльев, Летчик может поворачивать элероны относительно горизонтальной оси (поднимать или опускать их концы) в противоположные стороны, увеличивая подъемную силу для одного крыла (у которого элерон опускается) и уменьшая ее для другого крыла (у которого элерон поднимается). Так как элероны обычно расположены ближе к концам крыльев, то они изменяют подъемную силу тех частей крыла, которые как раз дают большой момент относительно продольной оси. Поэтому хотя изменения подъемной силы, вызываемые, элеронами, невелики, но момент сил, обусловленных действием элеронов, получается значительным, и самолет кренится — поднимается то крыло, у которого элерон опущен вниз. При крене появляется горизонтальная [c.574]

Чаплыгин также впервые изучил вопрос о величине продольного момента, действующего на крыло, считая этот вопрос существенным элементом теории крыла. На основе исследования общей формулы для мол1ента подъемной силы он установил простую зависимость продольного момента от угла атаки, которая лишь через несколько лет была получена экспериментально и явилась впоследствии одной из основных аэродинамических характеристик крыла. Он показал, что коэффищтент продольного момента при больших углах атаки положителен и уменьшается с уменьшением угла атаки, имея отрицательную величину при угле атаки, соответствующем нулевой подъемной силе. При отрицательных углах атаки момент, оставаясь отрицательным, увеличивается по абсолютной величине при увеличении абсолютного значения угла атаки крыла. [c.277]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...