Аэродинамическая подъемная сила и момент

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]

Вычислим аэродинамические коэффициенты при угле атаки а = 0. В случае осесимметричного обтекания коэффициенты нормальной и подъемной сил и момента тангажа равны нулю. Коэффициент волнового сопротивления из (10.64) с р = =- 0,3519. [c.510]

Итак, изменение скорости потока следующим образом влияет на нестационарные аэродинамические силы профиля появляются дополнительные бесциркуляционные составляющие подъемной силы и момента, связанные с производной d Ua)/dt возникает связь между гармониками квазистационарной и нестационарной циркуляции, вызванная влиянием вихревого следа функция уменьшения подъемной силы существенно изменяется вследствие разрежения и сгущения завихренности в следе. В соответствии с изменением скорости обтекания сечений лопасти при полете вперед все три эффекта имеют периодический характер с основной частотой, равной частоте вращения винта. Выра-.жения членов, соответствующих бесциркуляционным подъемной силе и моменту, справедливы для любых изменений U. Простая аппроксимация Сц(/г, ijj) л С(й) при приведенной частоте, определяемой по местной скорости, дает хорошие результаты до значений (х/г = 0,7. При малых значениях ц/г можно воспользоваться более грубой аппроксимацией Сц(п, j) = С(/гй/г), в оторой приведенная частота построена по средней скорости. Эта аппроксимация не учитывает влияния переменной скорости потока при построении вихревого следа. [c.454]

Правые части которых зависят от режима полета и движения лопасти. Влияние срыва при таком анализе учитывается путем ограничения величины циркуляции ее значениями при срывном угле атаки. Прогибы лопасти в плоскости взмаха представлялись в виде линейных комбинаций форм собственных колебаний, так что возбуждение колебаний по одной степени свободы определялось соответствующим интегралом от нагрузки по радиусу. При этом гармоники нагрузок определяли гармоники махового движения. Для совместного вычисления циркуляции и махового движения использовался метод последовательных приближений, а именно при решении уравнений для циркуляции движение лопастей определялось по приближенным формулам. (Заметим, что коэффициенты при Г/ приходится определять только один раз, так как для заданной формы пелены вихрей они не зависят от махового движения.) Зат-ем с использованием полученных значений Г/ вычислялись индуктивные скорости, после чего определялись коэффициенты Глауэрта уп разложения ул(л ), по которым находились подъемная сила и момент сечения. После этого по рассчитанным таким образом аэродинамическим силам строилось маховое движение лопасти и описанная выше процедура вновь повторялась до достижения сходимости. [c.668]

Экспериментальные исследования динамического срыва обычно проводятся как н.а винтах, так и на крыльях в плоскопараллельном потоке. В последнем случае применяются установки, позволяющие производить периодические изменения угла атаки крыла, установленного в аэродинамической трубе. Среднее значение и амплитуда изменения угла атаки, а также частота колебаний выбираются таким образом, чтобы они соответствовали условиям работы сечения лопасти винта. При этом среднее значение и амплитуда колебаний угла атаки должны быть достаточно велики и близки по величине. Частота колебаний должна соответствовать частоте вращения винта (одно колебание за один оборот винта). Установка должна обеспечивать возможность измерения давлений, нагрузок в сечении и других параметров в течение цикла колебаний. Иллюстративный пример экспериментальных аэродинамических характеристик профиля колеблющегося крыла показан на рис. 16.2 (на самом деле экспериментальные данные характеризуются большим разбросом величин нагрузки при уменьшении угла атаки). Приведенные кривые свидетельствуют о том, что срыв при больших скоростях увеличения угла атаки сильно затягивается, а нагрузки значительно превышают статические. Как видим, имеет место гистерезис изменения нестационарных нагрузок, поскольку подъемная сила и момент зависят не только от текущего значения угла атаки, но и от истории движения профиля. [c.800]

Способ введения характеристик динамического срыва в расчеты аэродинамических нагрузок лопасти несущего винта описан в работах [J.26, J.28]. В основу положены экспериментальные данные работы [Н.26] по максимальным переходным нагрузкам. Принято, что сходящие с передней кромки при динамическом срыве вихри быстро вызывают увеличение подъемной силы и момента до максимальных значений, после чего происходит быстрое падение этих значений до стационарных. Поэтому при вхождении в срыв происходит импульсное нарастание подъемной силы и момента на пикирование, что вызывает движение лопасти и характерные для срыва изменения нагрузок. Величины коэффициентов подъемной силы и момента при динамическом срыве в зависимости от скорости изменения угла атаки описываются соотношениями [c.812]

Как видим, значение подъемной силы и момента определяются лишь первыми тремя коэффициентами разложения Ло, А и Лг остальные коэффициенты не влияют на суммарные аэродинамические характеристики (подъемную силу и момент), а влияют только на распределение местных скоростей по профилю. [c.183]

Аэродинамические силы при автоколебаниях. В разд. 6.5 показано, что для тела, участвующего с угловой частотой со как в вертикальных, так и в крутильных колебаниях, подъемная сила и момент при автоколебаниях могут быть представлены в соответствии с выражениями (6.63). [c.188]

Метод 3. Применим от момента, когда при полной аэродинамической подъемной силе может быть достигнута дальность 5931 км и до выхода на орбиту ИСЗ. Основной блок отделяется от ракеты-носителя, если необходимо, используется ЖРД служебного отсека для торможения, командный отсек входит в атмосферу, ориентированный на половину максимальной аэродинамической подъемной силы и производит посадку на расстоянии 6 200 км. [c.112]

Наибольшие трудности представляет определение изменений аэродинамических сил, возникаюш,их вследствие движения крыла. Простейшая гипотеза относительно этих сил состоит в том, что их можно вычислить так же, как и при неподвижном крыле, подставив в соответствуюш,ие формулы значения мгновенного угла атаки. В этом предположении получаем увеличение подъемной силы и момента [c.179]

Как и при дозвуковых скоростях, влияние вязкости на подъемную силу и аэродинамический момент профиля в сверхзвуковом потоке значительно меньше, чем на сопротивление. Практически этим влиянием можно пренебречь и считать, что подъемная сила и момент создаются только за счет соответствующего распределения давления. Таким образом, аэродинамические коэффициенты этой силы и момента будут Су= = Сур и mz=mzp. [c.198]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

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]

Исследования показывают, что аэродинамические характеристики оперения зависят также от вида задних и боковых кромок, которые, подобно передней кромке, могут быть дозвуковыми и сверхзвуковыми. При этом распределение давления на оперении внутри угла Маха зависит от характера обтекания концевых участков поверхности. Если боковые кромки дозвуковые (рис. 1.8.7,б), то происходит перетекание воздуха из области повышенного давления в зону меньших его значений и, как следствие, снижение подъемной силы и стабилизирующего момента. Чтобы исключить неблагоприятное воздействие боковой кромки, ее делают сверхзвуковой, размещая вне конуса Маха. По этой же причине может выполняться сверхзвуковой и задняя кромка (рис. 1.8.7,в). [c.66]

При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]

Срыв потока на крыле возникает по достижении определенных углов атаки, близких к критическим. Срыв потока сопровождается уменьшением подъемной силы и изменением величин аэродинамических моментов. Причиной срыва потока является приторможенный воздушный поток у поверхности крыла — пограничный слой. Скорости потока в пограничном слое увеличиваются по мере удаления от поверхности крыла. На больших углах атаки возникают обратные течения пограничного слоя, которые приводят к его набуханию и срыву потока. [c.147]

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]

Для измерения аэродинамических сил и моментов испытываемая модель укрепляется на приборе, который называется аэродинамическими весами. Крепление осуществляется с помощью проволочной подвески или с помощью жестких стержней. На фиг. 228 показана одна из возможных схем крепления с помощью проволочной подвески. При такой схеме весы 1 измеряют силу лобового сопротивления (ибо если выделить узел А, то для натяжений проволок, которые в ном сходятся, получается силовой треугольник, у которого один угол прямой, а каждый из двух других равен 45°). Сумма показаний весов 2 и 3 дает подъемную силу, а произведение показания весов 3 на расстояние между подвесками к весам 2 и 3 дает аэродинамический момент относительно носовой точки. Для того чтобы вся подвеска была в натянутом состоянии, к модели подвешиваются контргрузы они вместе с моделью должны быть до опыта уравновешены на весах 2 и 3. [c.577]

Исследование всех видов взаимодействия между газовой средой и летательным аппаратом позволяет осуществить аэродинамические расчеты, связанные с вычислением количественных критериев указанного взаимодействия, а именно с определением аэродинамических сил и моментов, теплопередачи и уноса массы (абляции), При этом в современной постановке указанная задача сводится не только к определению суммарных аэродинамических величин (суммарной подъемной силы или лобового сопротивления, суммарного теплового потока от разогретого газа к поверхности и др,), но н к вычислению распределения аэродинамических параметров — силовых и тепловых —по поверхности обтекаемого летательного аппарата (давление и напряжение трения, местные тепловые потоки, локальный унос массы). [c.7]

Срыв потока С крыла приводит к значительному изменению действуюш,их на него аэродинамических сил и моментов. Если при отрыве потока не образуются устойчивые вихри, то, как правило, такое обтекание сопровождается уменьшением подъемной силы (наблюдается вредный отрыв). При наличии устойчивых вихрей (за счет разрежения в них) несуш,ие свойства крыльев повышаются ( полезный отрыв). На рис. 3.4 приведены полученные расчетом зависимости коэффициента нормальной силы Су от угла атаки а для случаев вредного отрыва (рис. [c.172]

Явление дивергенции первоначально связывалось, прежде всего, с крыльями самолета и их подверженностью скрутке при некоторой предельной скорости воздуха. Чтобы мысленно представить, что происходит в этом случае, рассмотрим аэродинамическую поверхность малой относительной толщины или любую другую аналогичную конструкцию (такую, например, как пролетное строение висячего моста) (рис. 6.18). Под действием ветра конструкция будет нагружена (и в свою очередь оказывать им противодействие) силой лобового сопротивления, подъемной силой и аэродинамическим крутящим моментом. С увеличением скорости ветра последний из этих силовых факторов будет также увеличиваться. [c.175]

Аэродинамическая подъемная сила и момент. Для аэродинамических поверхностей малой относительной толщины, помещенных в поток несжимаемой жидкости, Теодорсен [6.66] показал, исходя из основных положений теории потенциального обтекания, что выражения для и Ма линейны относительно Л и а и их первых и вторых производных. Коэффициенты в этих выражениях, называемые аэродинамическими коэффициентами, определяются посредством двух полученных теоретически функций Р к) и О к) [6.66], где к = 6со/ / — приведенная частота Ь — половина хорды профиля аэродинамической поверхности и — скорость течения и со — угловая частота колебаний. Комплексная функция С (к), для которой Р(к) и О (к) являются соответственно действительной и мнимой частями, известна как функция Теодорсена (рис. 6.21). В результате обширных научных исследований, проведенных при режимах полета летательных аппаратов во всех диапазонах скоростей, дальнейшее развитие получили аналитические выражения для всех необходимых в расчетах аэродинамических коэффициентов. По данному вопросу имеется обширная литература, и работы [6.67—6.70] являются полезными введениями в эту область. [c.180]

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]

При рассмотрении условий равновесия момегггов сил следует выбрать оси, проходящие через центр тяжести самолета. Чтобы обеспечить равновесие моментов, при проектировании самолета стремятся прежде всего к тому, чтобы момент каждой из действующих сил от1юсптельно центра тяжести в отдельности по возможности был близок к нулю (для силы тяготения это получается само собой). Далее, ось винта располагают так, чтобы она проходила через центр тяжести и чтобы момент силы тяги относительно центра тяжести был равен нулю. Наконец, при выборе положения крыльев стремятся к тому, чтобы равнодействующая аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления) проходила через центр тяжести самолета. (Конечно, совершенно точно этого сделать нельзя, но, как будет видно из дальнейшего, это и не требуетс51.) Из сказанного ясно, какое значение имеет положение центра тяжести самолета или центровка самолета. [c.570]

Однако вертолет должен летать и горизонтально. Поэтому требуется средство для создания пропульсивной силы, преодолевающей сопротивление несущего винта и всего аппарата при полете вперед. Эта пропуЛьсивная сила создается, по крайней мере на малых скоростях полета, самим несущим винтом за счет наклона вперед вектора силы тяги. Кроме того, несущий винт может создавать силы и моменты, которые передаются аппарату и используются для управления его положением, высотой и скоростью полета. На самолете подъемную, пропульсив-ную и управляющие силы создают отдельные аэродинамические поверхности. На вертолете же все эти силы порождает несущий винт. [c.19]

Обычный несущий винт вертолета состоит из двух или большего числа одинаковых, разделенных равными угловыми промежутками лопастей, прикрепленных к центральной втулке. Винт равномерно вращается под действием крутящего момента, который передается, как правило, от двигателя на вал. Подъемные силы и сопротивления лопастей — этих вращающихся крыльев — создают аэродинамический момент, силу тяги и другие силы и моменты несущего винта. Большой диаметр винта, требуемый для эффективного вертикального полета, и большое удлинение лопастей, диктуемое необходимостью иметь высокое аэродинамическое качество вращающихся крыльев, делают лопасти гораздо более гибкими, чем у винтов с большой нагрузкой на диск (например, пропеллеров). Следовательно, при полете аппарата лопасть несущего винта под действием аэродинамических сил будет совершать значительные движения. v3th движения могут вызвать большие напряжения в лопасти или большие моменты в ее корне, которые через втулку передаются вертолету. Поэтому при проектировании лопастей и втулки несущего винта следует позаботиться о том, чтобы эти нагрузки были по возможности малы. Центробежные силы препятствуют отклонению вращаЮ щейся лопасти от плоскости диска, так что ее движение будет наиболее заметным вблизи комля. Вследствие этого поиски прО [c.20]

У винтокрылого аппарата, называемого автожиром, авторотация является нормальным режимом работы несущего винта. На вертолете мощность передается непосредственно несущему винту, который создает как подъемную, так и пропульсивную силы. На автожире же мощность (крутящий момент) на несущий винт не поступает. Мощность и пропульсивную силу, требуемые для горизонтального полета, обеспечивает пропеллер или другой движитель. Следовательно, автожир по принципу действия похож на самолет, так как несущий винт играет роль крыла, создавая только подъемную силу, но не пропульсивную. Иногда для создания управляющих сил и моментов на автожире, как и на самолете, используют фиксированные аэродинамические поверхности, но лучше, если управление обеспечивает несущий винт. Несущий винт действует в значительной степени как крыло и характеризуется весьма большой величиной отношения подъемной силы к сопротивлению. Правда, аэродинамические характеристики несущего винта не столь хороши, как у крыла, зато он способен обеспечить подъемную силу и управление при гораздо меньших скоростях. Следовательно, автожир может летать со значительно меньшими скоростями, чем самолет. Однако без передачи мощности на несущий винт автожир не способен к насто.хщему висению или вертикальному полету. Так как аэродинамические характеристики автожира ненамного лучше характеристик самолета с малой удельной нагрузкой крыла, использование несущего винта на летательном аппарате обычно оправдано только тогда, когда необходимы вертикальные взлет и посадка аппарата. [c.25]

Зная параболу метацентров и величину силы, мы можем найти точку приложения силы при любом угле атаки. Возможен замечательный предельный случай, также указанный в работе, когда парабола вырождается в пару полупрямых в этом случае поддерживающая сила при всяком угле атаки проходит через неподвижную точку — фокус дегенерированной параболы. Важность параболы метацентров для изучения интегральных свойств действия сил на крыло приводит далее С.А. Чаплыгина к идее заменять, вообще говоря, весьма сложные по своим свойствам профили более простыми, но имеющими ту же параболу метацентров, как и данные профили можно, например, выбрать для всех практически пригодных профилей крыльев профили в форме дуги круга. Такие профили называются изображающими для данного крыла. Можно, наконец, выбрать изображающую дугу таким образом, что не только парабола метацентров, но и величина подъемной силы и опрокидывающий момент будут равны у данного профиля и у его изображающей дуги. Такие дуги называются главными изображающими дугами. С точки зрения изучения работы крыла как целого, нри условии его полного обтекания потоком, изучение свойств крыла вполне заменяется изучением аэродинамических свойств его главной изображающей дуги. Мы считаем эту идею чрезвычайно плодотворной по тем приложениям, которые из нее можно получить к сожалению, последующими исследователями эти глубокие идеи не были эазвиты ). [c.167]

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]

Во многих вопросах аэродинамики, вообще, не встречается надобности в интегрировании дифференциальных уравнений движения жидкости. К числу этих вопросов относятся, например, вопросы о сопротивлении тела движению, о его подъемной силе, аэродинамическом моменте и т. д. Здесь требуется определить лишь суммарное силовое взаимодействие между средой и телом, а распределение давлений или касательных напряжений по поверхности тела остается, по сути дела, безразличным. Конечно, зная распределение нормальных или касательных напряжений, всегда можно суммированием найти и результирующие аэродинамические силы или моменты. Но для того чтобы найти распределение нормальных или касательных напряжений, нужно обычно решать сложные дифференциальные уравнения, что, как уже указывалось, далеко не всегда практически осуществимо. Поэтому очень часто приходится в аэродинамике прибегать к другому способу, который дает не столь 11счерпывающие сведения о движении жидкости, как первый, но позволяет сравнительно просто решать многие практические задачи, в частности, связанные с определением аэродинамических сил и моментов. Этот второй способ можно назвать, в противоположность первому, способом конечных объемов. Он заключается в том, что в жидкости мысленно выделяют некоторый конечный объем (т. е. такой объем, внутри которого нельзя пренебрегать изменением скорости пли плотности) и ко всей массе жидкости, зак.лю-ченной в этом объеме, применяют теоремы механики, относящиеся к системе материа.пьных точек (например, теорему изменения коли- [c.268]

Однако для тел иного назначения, например для корпусов дирижаблей, площадь миделевого сечения совершенно не является характерной. При выборе формы корпуса дирижабля критерием (по крайней мере, с аэродинамической точки зрения) также является минимальное лобовое сопротивление, однако при условии, что все рассматриваемые формы вмещают один и тот же объем подъемного газа. Подъемная сила дирижабля при прочих равных условиях пропорциональна объему газа, находящегося в оболочке или в специальных газовых баллонах. Величина газового объема является исходной величиной при проектировании дирижабля. С этим объемом непосредственно связан наружный объем дирижабля, который можно назвать объемом вытесненного воздуха или, иначе, воздухоизмещением дирижабля. Задача, которая возникает при выборе формы для корпуса дирижабля, заключается в том, чтобы из всех форм, обеспечивающих одну и ту же статическую подъемную силу, выбрать такую, при которой лобовое сопротивление будет наименьшим. Поэтому здесь естественно ввести в формулы для аэродинамических сил и моментов такую площадь, которая непосредственно связана с объемом корпуса. Обычно берут воздухоизмещение дирижабля IV (с этой величиной в аэродинамике удобнее оперировать, нежели с газовым объемом) и принимают условную площадь, равную за характерную во всех вопросах аэродинамики дирижабля. Наи-выгоднейшей будет форма, которая будет иметь минимальный коэффициент лобового сопротивления, отнесенный к Кстати сказать, наивыгоднейшие формы, в смысле минимума с , будут разными, в зависимости от того, к какой характерной площади отнесены коэффициенты лобового сопротивления. Не следует поэтому думать, что существует, так сказать, универсальная удобообтекаемая форма, т. е. такая, которая является в равной мере наивыгоднейшей как для фюзеляжа самолета, так и для корпуса дирижабля. [c.562]

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]

Толч ком к развитию аэродинамики как науки явились практические задачи, возникающие перед человеком в связи с полетами на аппаратах тяжелее воздуха. Эти задачи были связаны с определением действующих на движущиеся тела сил и моментов (так называемых аэродинамических сил и моментов). При этом главным в исследовании силового воздействия было вычисление так называемой поддерживающей, или подъемной, силы. [c.5]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...