Коэффициент аэродинамический динамический

Коэффициент аэродинамического сопротивления. Введем коэффициент динамического воздействия или волнового сопротивления передней поверхности тела в потоке газовзвеси, ранный отношению динамической силы F, действующей вдоль этой [c.397]

Помимо указанных коэффициентов, аэродинамические особенности профиля характеризуются распределением давления по его контуру. В целях сравнения пользуются безразмерной величиной— коэффициентом давления р, под которым понимают отношение разности давлений в данной точке профиля и перед решеткой к динамическому напору, вычисленному по скорости перед решеткой [c.229]

Ряд геофизических и динамических задач, связанных с освоением и изучением космического пространства, требует анализа вращательного движения искусственных космических объектов относительно центра масс. Так, например, исследование излучений Солнца возможно лишь при наличии освещения Солнцем приборов, установленных на искусственном спутнике, а условия освещенности зависят от движения спутников относительно центра масс. От положения спутника относительно набегающего потока зависят показания различных приборов, предназначенных для изучения состава и строения верхней атмосферы положение спутника относительно магнитного поля Земли влияет на показания магнитометров. Движение около центра масс влияет также на средний коэффициент аэродинамического сопротивления и, следовательно, на параметры орбиты и время существования спутника есть также ряд других задач, требующих знания ориентации спутника в пространстве. [c.9]

Р — коэффициент, учитывающий воздействие ветровой нагрузки, зависит от принятой методики расчета так, при расчете элементов крана по методу допускаемых напряжений р = 1, по методу предельных состояний р = 1,1, для груза р = 1,25 С —аэродинамический коэффициент, учитывающий влияние формы поверхности и др. V — коэффициент, учитывающий динамическое воздействие на конструкцию вследствие пульсации скоростного напора ветрового потока Рв —расчетная наветренная площадь, м , определяемая для элементов крана по формуле [c.24]

Аэродинамическую силу или момент можно определить, С динамических коэффициентов известны скоростной напор терные геометрические размеры 5 и I летательного аппарата. По ус, высота и скорость полета, т. е. можно определить скоростной напор как геометрические размеры летательного аппарата неизвестны, выч -намические силу и момент невозможно. [c.29]

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]

Первые семь членов в (1.1.5) определяют статические, а остальные — динамические составляющие аэродинамических коэффициентов. Статические составляющие соответствуют стационарным условиям обтекания аппарата, при которых его скорость постоянная, углы атаки и скольжения, а также углы отклонения рулей фиксированы. Динамические составляющие возникают при нестационарном (неуста-новившемся) движении, сопровождающемся ускорением или замедлением обтекающего потока, вращением аппарата и изменением по времени углов поворота рулей. [c.16]

Для упрощения анализа продольной устойчивости и изучения воздействия на эту устойчивость аэродинамических характеристик будем исходить из предположения, что невозмущенное движение аппарата является прямолинейным и установившимся. Тогда динамические коэффициенты будут постоянными и система (1.5.1) легко интегрируется. Будем искать частные интегралы этой системы в виде ДК = Да = ДИ = СеР , где [c.40]

Зги значения зависят от динамических коэффициентов системы уравнений возмущенного движения, определяемых, в свою очередь, соответствующими производными аэродинамических коэффициентов. Очевидно, значения (1.7.3) определяют в численном виде реакцию на отклонение органов управления соответственно для углов тангажа, наклона траектории и атаки. Суммарная реакция какого-либо угла определяется сложением соответствующих угловых величин, например АН = lt tA6 >-f ц т. д. [c.52]

Исследовать влияние коэффициента температуропроводности на уровень и распределение температур в носовом профиле стреловидного крыла сверхзвукового летательного аппарата кратковременного действия, имеющего форму затупленного клина (рис. 17.2). Аэродинамический нагрев тел, обтекаемых потоком воздуха, обусловлен эффектами диссипации энергии, повышением температуры в зонах динамического сжатия потока и высокой интенсивностью теплоотдачи, характер- р с 172 ной для носовых частей затупленных тел. Информация о тепловом режиме элементов конструкции необходима для прочностных расчетов. Температурное поле в носовом профиле помимо условий обтекания, формы и геометрических размеров тела в условиях неустановившегося полета зависит также от физических свойств материала, из которого изготовлен профиль. В частности, неравномерность распределения температур и, следовательно, величины термических деформаций зависят от коэффициента температуропроводности материала а = = Х/(ср). [c.263]

В связи с проблемой защиты тел от разрушения в результате аэродинамического нагрева большой интерес приобрели задачи, учитывающие возможность фазовых переходов в твердом теле при его обтекании сверхзвуковым или высокотемпературным потоком газа. Для решения таких задач необходимо совместно исследовать уравнения движения в области пограничного слоя, в области, занятой жидкой фазой, и уравнение теплопроводности в твердом теле. Однако при достаточно большой теплоте плавления (сублимации) тела и малых значениях коэффициента его теплопроводности, когда большая часть подходящего к поверхности тепла расходуется на процесс изменения агрегатного состояния вещества, теплопроводность в твердом теле можно не рассматривать. В такой постановке ниже исследуется задача об оплавлении полубесконечной пластины в предположении, что отношение произведений плотности на коэффициент динамической вязкости в жидкой фазе и в газе является большой величиной. Полученное решение обобщается на случай отвода в тело части теплового потока, подходящего к фронту плавления. [c.350]

Аэроупругое поведение несущего винта или вертолета во многих случаях описывается линейными дифференциальными уравнениями с периодическими коэффициентами. Периодичность коэффициентов обусловлена воздействием аэродинамических сил при полете вперед, а также асимметрией, органически присущей несущему винту. Следовательно, необходимо иметь возможность оценить динамические характеристики периодических систем, в частности их собственные значения, определяющие устойчивость. [c.340]

Другим методом оценки динамической устойчивости несущего винта может быть непосредственное численное интегрирование уравнений движения. Такой подход необходим также при учете нелинейных эффектов, например срыва или сжимаемости. Оценка устойчивости периодических систем по переходным процессам не является тем не менее элементарной задачей. Может быть использован и метод замороженных коэффициентов , в котором находят собственные значения для стационарной системы, построенной с использованием коэффициентов, найденных на данном азимуте. При этом проверяются несколько критических значений азимута, таких, как г з = 90 и 270°. Этот метод основан на предположении о том, что изменение аэродинамических коэффициентов при полете вперед (происходящее почти с частотой вращения винта, по крайней мере для малых р.) происходит намного медленнее, чем колебания лопасти при флаттере (имеющие частоту несколько ниже (Од). Метод замороженных коэффициентов следует применять с осторожностью, так как указанное предположение часто не оправдано. [c.594]

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]

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]

Опыт проведения динамических испытаний в аэродинамических трубах с небольшими размерами моделей (L = 100-Ь 150 мм) показывает, что величина момента демпфирования близка к величине момента сил трения в шарнире. Этот факт вызывает определенные трудности при учете последних и существенно снижает точность экспериментального определения коэффициента момента демпфирования. Переход к крупномасштабным моделям устраняет указанный недостаток. Это объясняется тем, что с увеличением линейного размера L величина демпфирующего момента растет быстрее по сравнению с моментом трения. Оценки показывают, что при проведении динамических испытаний на крупномасштабных моделях (L 1м) силами трения в шарнире можно пренебречь. [c.173]

Парадокс Дюбуа впервые обратил внимание исследователей на тот факт, что у одной и той же модели могут быть разные коэффициенты сопротивления, в зависимости от условий ее обтекания. Тем не менее, еще до двадцатых годов текущего столетия придерживались такой точки зрения, что коэффициенты сопротивления представляют собой абсолютные константы, одинаковые для всех тол одной и той же формы. Дополнительное условие о том, 4 0 и потоки должны быть динамически подобны, тогда не привлекало должного внимания. Однако опыт измерения сопротивления моделей в аэродинамических трубах довольно скоро опроверг эту точку зрения и привел к разработке новой, более точной теории сопротивления среды. [c.579]

Метод выбора расчетных параметров для осевых одноступенчатых вентиляторов известных схем, многоступенчатых и встречного вращения, а также для установок с этими вентиляторами, в которых часть динамического давления теряется, был предложен И. В. Брусиловским (1958). Было показано, что при данных значениях обратного аэродинамического качества лопаточных венцов, фиксированных значениях коэффициента теоретического давления и относительного диаметра втулки кпд является функцией коэффициента осевой скорости и двух параметров, один из которых характеризует закрученность потока перед рабочим колесом по отношению к закручиванию потока в колесе, а другой характеризует величину остаточной закрутки за спрямляющим аппаратом по отношению к скорости закручивания перед ним. [c.838]

Из формулы (1) следует, что основная погрешность измерительного преобразователя, возникающая при изменении уровня измеряемых давлений, определяется величинами перепадов давлений на диафрагме и изменением коэффициентов расхода дросселей. Перепад давлений на диафрагме возникает в результате воздействия на подвижную систему прибора сил упругости диафрагмы, трения в опорах, силы тяжести подвижной системы, инерционных сил при перегрузках и аэродинамических сил, возникающих в результате обтекания газом заслонки выходного дросселя. Силы упругости диафрагмы и трения в испытанном макете были достаточно малы и перепад давлений на диафрагме от действия этих сил не превышал - -20 Па при диаметре диафрагмы, равном 80 мм. Диафрагма была выполнена из мембранного полотна толщиной 0,17 мм. Силы тяжести и инерционные силы могут быть скомпенсированы тщательной статической и динамической балансировкой подвижной системы. Аэродинамические силы, действующие на подвижную систе.му, хотя и достигают значительных величин, изменяются пропорционально уровню измеряемых давлений. В результате этого, как показали испытания, погрешности измерительного преобразователя от действий аэродинамических сил не превышают 0,2%. [c.259]

Ветровая нагрузка на сооружение зависит от скорости и порывистости ветра, параметров конструкции, включая ее динамические характеристики, аэродинамических коэффициентов формы, размеров и положения конструкции относительно потока. Аэродинамические коэффициенты определяют опытным путем. ] [c.16]

Итак, для удовлетворительного моделирования динамической реакции (флуктуаций реакции) необходимо с достаточной точностью воспроизводить в лабораторных условиях относительное демпфирование, собственную форму колебаний, профиль скорости ветра, спектр турбулентности и аэродинамические характеристики сооружения (т. е. коэффициент лобового сопротивления Со)- Кроме того, должны удовлетворяться равенства (9.34) и (9,35). При моделировании колебаний по более высоким формам соответствующие им относительное демпфирование и сами собственные формы колебаний также должны быть одинаковы в лабораторных условиях и в натуре. Применяя условие (9,34) к более высоким формам колебаний, получаем [c.258]

На динамическое взаимодействие оказывают влияние индивидуальная особенность аэродинамического сопротивления падающих частиц (а.с. п.ч) - коэффициент сопротивления одиночной частицы ( /о), а также коллективная особенность а.с.п.ч. при совместном падении в потоке материала - приведенный коэффициент сопротивления частицы ( / ) (см. раздел 2). Нри перегрузке нагретых материалов на эжекцию воздуха оказывает влияние также интенсивность межкомпонентного теплообмена (см. раздел 3). Удаление непроницаемых стенок от оси потока (го) создает разные условия подтекания воздуха и облегчает или усложняет процесс эжекции. Нри отсутствии ограждения (го оо) проявляется эжекция воздуха свободным потоком частиц. Нри этом в потоке формируется ускоренное струйное течение эжектируемого воздуха (см. раздел 4). Нри приближении стенок ограждения к потоку условия подтекания воздуха ухудшаются, и, помимо нисходящего потока воздуха, может возникнуть восходящее течение (циркуляционное течение). Когда Го<К, имеем случай падения частиц в желоб, при этом в желобе постоянного сечения формируется равномерное движение эжектируемого воздуха. [c.21]

При этом нет необходимости в использовании динамического коэффициента формы, с помощью которого сравнивают силу сопротивления частицы с аэродинамической силой шара, эквивалентного частице по объему [c.66]

Температура стенок бака. На рис. 18.7 показано изменение температуры стенок вблизи верхнего торца бака с жидким кислородом первой ступени снаряда. Приведенные кривые соответствуют различным материалам бака нержавеющая сталь или алюминий. Нужно заметить, что толщина стенок бака из стали меньше, чем из алюминия. Максимальное значение температуры для обоих материалов наблюдается вблизи момента окончания работы ступени затем температура начинает уменьшаться, так как в силу низкой плотности воздуха уменьшается динамическое давление и аэродинамический нагрев. Предполагалось, что для стали коэффициент излучения равен 0,9, а для алюминия равен 0,2. Окраска алюминия несколько уменьшает максимальную температуру стенки. [c.590]

Коммуникации городские, размещение в мостах 363—364 Коэффициенты аэродинамический 22—23 влияния формы сечеиня 319 депланацин сечения 135 динамический 21—22 защемления поперечной балки 322—323 [c.441]

Для анализа влияния динамических коэффициентов и соответствующих производных аэродинамических коэффициентов на управляемость рассмотрим продольное движение на начальном быстрозатухающем участке траектории маневренного летательного аппарата. Из соответствующей системы уравнений можно получить [c.53]

Вследствие низкм коэффициентов давления (на номинальном режиме Я = 0,35 0,40) для получения заданных давлений машины должны работать с большими окружными скоростями, чем вентиляторы с лопатками, загнутыми вперед. Высокие окружные скорости требуют применения особенно прочной конструкции рабочего колеса и тщательной его статической и динамической балансировки. При необходимости получения высоких давлений некоторые аэродинамические схемы с лопатками, загнутыми назад, вообще не могут быть выполнены. [c.127]

В работе [К-42] приведены графики аэродинамических характеристик вертолета при полете вперед, основанные на численном определении нагрузок винта и махового движения. При выполнении расчетов не использовано предположение о малости углов, учтено влияние срыва, сжимаемости воздуха и зоны обратного обтекания, а в качестве характеристик сечений лопасти взяты экспериментальные аэродинамические коэффициенты профиля (NA A 0012) в стационарном потоке. Распределение индуктивных скоростей предполагалось равномерным, эффекты радиального течения и динамического срыва не учитывались. Расчеты были выполнены для винта с прямоугольными в плане линейно-закрученными лопастями при следующих значениях параметров коэффициент заполнения а — 0,062 (рассмотрено введение поправки на заполнение), массовая характеристика лопасти V = 7,6, неоперенная часть до го = 0,2, коэффициент концевых потерь В = 0,97, относ горизонтальных шарниров [c.293]

Для заданных скорости Voo и высоты Н в качестве таких параметров рассматривают числа Маха М о = Voo/ оо и Рейнольдса Re = Voolpoo/fJ-oo (здесь ttoo, Poo, Moo — соответственно, скорость звука, плотность и динамическая вязкость на высоте Н, I — характерный линейный размер тела). Числа Маха и Рейнольдса характеризуют влияние сжимаемости и вязкости газа на аэродинамические коэффициенты. [c.10]

Рассмотрим внимательнее эти отчасти разные виды сопротивления. Авиационный инженер обычно применяет вместо самих сил безразмерные коэффициенты. Панример, коэффициент подъемной силы С ь, уже исиользоваппый в главе П, и коэффициент лобового сопротивления Со соответственно определяются делением подъемной силы и лобового сопротивления на площадь крыла и динамическое давление, соответствующее скорости полета. Динамическое давление — величина увеличения давления, которая появляется, если ноток жидкости с плотностью р и скоростью и останавливается она равна На рис. 28 показана диаграмма, очень хорошо знакомая авиационным инженерам, так называемая полярная диаграмма, на которой построен график коэффициента подъемной силы в зависимости от коэффициента лобового сопротивления. Угол атаки использован в качестве параметра. Данные являются результатом измерений крыльев относительного удлинения от единицы до семи в аэродинамической трубе [1]. Относительное удлинение крыла, как объяснено в главе П, получено делением размаха на среднюю хорду. [c.69]

Одним из наиболее универсальных методов определения аэродинамических характеристик является метод, основанный на ударной теории Ньютона [15]. Его суть состоит в том, что вычисление аэродинамических коэффициентов осуществляется путём интегрирования динамического давления по незатенённой внешней поверхности тела. При этом считается, что соударение частиц газа с телом носит неупругий характер, т. е. происходит гашение нормальной к поверхности составляющей количества движения потока. Метод Ньютона находит особенно широкое применение в тех случаях, когда аппарат имеет несложную конфигурацию, а скорость полёта достаточно велика и обеспечивает гиперзвуковое обтекание (М >6). Он может быть эффективно использован для приближённых аэродинамических расчётов на ранних этапах формирования облика и проектирования космического аппарата. [c.54]

Следовательно, формально такие члены, как КН или К Щ, аналогичны производным от коэффициента подъемной силы йСь йа. Однако эти члены должны рассматриваться как динамические производные, и они переходят в квазистатические производные типа йСийа только в случае К- 0 (нулевой частоты). С позиций проведения эксперимента это означает, что аэродинамические коэффициенты из выражений (6.63) могут измеряться только в режиме колебаний тела, тогда как значения йСийа получают в статических условиях (т. е. когда тело неподвижно, см. разд. 6.2). [c.182]

Таким образом, аэродинамическая сила К пропорциональна динамическому давлению, площади характерного сечения телаи зависит от некоторого безразмерного коэффициента сопротивления у/, соответствующего форме данного тела и условиям его обтекания [c.60]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...