Коэффициент аэродинамический лобового сопротивления

Коэффициенты Сх , Су , Сха называются соответственно аэродинамическими коэффициентами силы лобового сопротивления, подъемной и боковой сил, а коэффициенты, т,,, т, —аэродинамическими коэффициентами мо-ментов крена, рыскания и тангажа. [c.14]

В формуле (1.3.2) для силы X безразмерная величина обычно о(.означается с и называется аэродинамическим коэффициентом силы лобового сопротивления. В двух других формулах вводятся соответствующие обозначения величин с, и Сг, первая из которых называется коэффициентом подъемной силы, а вторая — коэффициентом боковой си-.1 ы. с учетом сказанного [c.33]

КоэффициентЕ>1 лобового сопротивления Сх, подъемной силы Су и момента определяют экспериментально и относят к единице площади, а для длинных тел — к единице длины (размера) вдоль или поперек тела. При пользовании справочной литературой обращают внимание на величину удлинения тела, влияющего на величину аэродинамических коэффициентов (см. рис. 3.4). Желательны также сведения о шероховатости поверхности тела, также влияющей на его сопротивление. [c.54]

Предполагается, что некоторое тело, характеризующееся заданным баллистическим коэффициентом = входит со скоростью Уд в атмосферу и начинает аэродинамический спуск, тормозясь в плотных слоях. Здесь С,., S, /V/,, - соответственно аэродинамический коэффициент силы лобового сопротивления, характерная площадь и масса рассматриваемого тела. За границу атмосферы принимается Нд = 80 км, так как именно с этой высоты начинается достаточно сильное ее влияние на параметры движения. Скорость спуска V на данной высоте Н (на которой плотность атмосферы равна р ) рассчитывается по формуле [1] [c.158]

Шар, к которому по форме приближаются многие твердые компоненты потоков газовзвеси, является плохо обтекаемым телом. Безотрывное обтекание сохраняется лишь при невысоких числах Rex, а положение точки отрыва пограничного слоя от поверхности зависит от режима обтекания, т. е. от Ret- Соответственно меняется и закон сопротивления, который оценивается коэффициентом аэродинамического сопротивления Сш, учитывающим как силы трения, так и разность сил давления в лобовой и кормовой частях шара. [c.47]

При малых углах атаки коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх связаны с коэффициентом полной аэродинамической силы следующим образом [c.115]

Коэффициентом любой аэродинамической силы F называе этой силы к произведению скоростного напора на характе S. = FKq S). Например, коэффициент лобового сопротивления Рассмотрим общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. Выделим на поверхности некоторого тела (рис. 1.23) элементарную площадку dS. На нее действуют нормальная аэродинамическая сила от избыточного давления (р — poo)dS и касательная сила TdS. Сумма проекций этих сил на ось скоростной системы [c.25]

Приведем выражения для коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления, воспользовавшись аэродинамической теорией второго приближения [201-. [c.199]

Найдите подъемную силу, лобовое сопротивление и момент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для тонкого прямоугольного крыла, движущегося в воздушной атмосфере (роо = 9,8-10 Па к = Ср/су = 1,4) со сверхзвуковой скоростью (М о= 2) под малым углом атаки а = 0,1 рад. Хорда крыла 1 — 2 м размах Z = 6 м. [c.217]

По условиям задачи 13.10 рассчитайте энергию падающих и отраженных частиц, а также определите лобовое сопротивление, подъемную силу и соответствующие аэродинамические коэффициенты. [c.712]

Управление обтеканием, проявляющееся в непосредственном воздействии на поток газа около летательных аппаратов, используется для улучшения их аэродинамических свойств и позволяет решать две основные задачи. Одна из них связана с таким воздействием на обтекающий газ, при котором достигаются заданные суммарные аэродинамические характеристики или их составляющие. Например, может обеспечиваться нужное значение максимального коэффициента подъемной силы или наивыгоднейшее аэродинамическое качество, требуемое изменение (повышение или снижение) лобового сопротивления, сохранение устойчивости ламинарного пограничного слоя и, как результат, уменьшение трения и теплопередачи. Решение второй задачи позволяет формировать таким образом управляющий поток, чтобы улучшить условия обтекания органов управления и стабилизирующих устройств (оперения) и тем самым повысить управляющий и стабилизирующий эффекты. Кроме того, соответствующие устройства, управляющие движением газа, используются для повышения эффективности реактивных двигателей (в частности, путем улучшения обтекания воздухозаборников), а также отдельных средств механизации летательных аппаратов (щитки, предкрылки, закрылки и др.). [c.103]

Число М также существенно влияет на величину сопротивления и на другие аэродинамические характеристики. Для обычных самолетов существует так называемый звуковой барьер, который характеризуется тем, что при приближении скорости самолета к скорости звука коэффициент лобового сопротивления резко возрастает и дальнейшее увеличение скорости сопряжено с необходимостью значительного увеличения мощности двигателя. Число М, при котором где-либо вблизи обтекаемого тела скорость газа достигает местной скорости звука, что приводит к резкому увеличению сопротивления, называется критическим числом М и обозначается М р (рис, Х.2). Значение М р для крыла меняется в пределах 0,7—0,8. Для уменьшения лобового сопротивления строят самолеты со стреловидным крылом. При этом М,ф возрастает до 1,5—2,0 и несколько больше. [c.231]

Создать автомобиль с наилучшей аэродинамической формой, какой является форма падающей капли, не представляется возможным, тем не менее можно придавать ему лучшую аэродинамическую форму, чем он имеет в настоящее время. На рис. 11.18 изображен автомобиль такой формы, имеющий коэффициент лобового сопротивления, равный только 0,2, т. е. почти в 2 раза меньше, чем у боль- [c.277]

Но поскольку задний цилиндр остается в аэродинамической тени , т. е. в заторможенной и сильно турбулизированной зоне первого цилиндра, его коэффициент лобового сопротивления при дальнейшем увеличении 1 продолжает оставаться ниже изолированного цилиндра, медленно приближаясь к этому значению. [c.475]

Коэффициент лобового сопротивления системы тел (стержней) в виде фермы или другого подобного устройства зависит от формы поперечного сечения стержней, способа связи стержней в узлах, направления набегающего потока, а также от числа Рейнольдса, Влияние направления набегающего потока для такой системы получается сложнее, чем для одиночного тела, так как при этом меняется ориентировка задних элементов системы относительно аэродинамической тени , расположенных впереди элементов системы (рис. 10-8). [c.476]

Сводный график коэффициентов лобового сопротивления шара в широком диапазоне чисел Рейнольдса был приведен на рис. 9-5. Форма этого графика очень похожа на форму графика для цилиндра, и четко прослеживаются три основных режима течения 1) ползущее движение 2) турбулентный след и ламинарный пограничный слой (рис. 15-11,а) 3) турбулентный след и турбулентный пограничный слой (рис. 15-11,6). Критическое число Рейнольдса для перехода в пограничном слое от ламинарного течения к турбулентному снова подвержено сильному влиянию шероховатости поверхности и турбулентности свободного потока. В практике гладкие сферы могут использоваться для сравнения уровней турбулентности свободного потока в различных аэродинамических и гидродинамических трубах. Связь между критическим числом Рейнольдса Re p и относительной [c.407]

Характеристики сил, действующих на крыло, определяются обычно испытаниями в аэродинамических трубах. Геометрические параметры крылового профиля даны на рис, 15-16. Углом атаки называют угол между линией хорды и направлением свободного потока. Экспериментальные данные, полученные при исследовании двумерного обтекания некоторого дозвукового крылового профиля, приведены на рис. 15-17 [Л. 16], где даны зависимости от угла атаки коэффициентов Свс и С А, отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления и положения центра давления. Оптимальное отношение подъемной силы к силе сопротивления для этого крыла имеет место при угле атаки около 1,5°, а подъемная сила увеличивается линейно [c.413]

Расчетные коэффициенты аэродинамического сопротивления, приведенные для каждой показанной в табл. 2.1 конфигурации, позволяют получить в итоге суммарный расчетный коэффициент, а затем и коэффициент лобового сопротивления = 0,16 + 0,009 dr, где dr — расчетный коэффициент лобового сопротивления, взятый из табл. 2.1. Автор работы 14] утверждает, что этой формулой обеспечивается точность 7 %. [c.40]

Если рассмотреть кривые зависимости коэффициента лобового сопротивления Сда от рейнольдсова числа I для какого-нибудь плохо обтекаемого тела, например цилиндра или шара, то можно заметить, чго существует такое значение числа Рейнольдса Кл-, вблизи которого происходит резкое уменьшение сопротивления (в четыре-пять раз). Величина сильно зависит от степени турбулентности набегающего потока. На рис. 182 приводим кривые (К) для шара, помещенного в аэродинамические трубы с различной турбулентностью на рисунке помещены лишь те участки кривых сопротивления, где происходит указанное резкое падение сопротивления. Разница между кривыми настолько отчетлива, что по значению можно судить об интенсивности турбулентности. Чтобы уточнить определение величины было принято полагать [c.590]

Аэродинамические свойства крыла, так же как и плоской пластинки, сильно зависят от отношения размаха крыла I к его ширине Ь (это отношение I Ъ называется относительным размахом, или удлинением)-, а именно, коэффициент лобового сопротивления Су,, соответствующий определенному значению коэффициента подъемной силы Са, тем меньше, чем больше относительный размах. Наоборот, коэффициент подъемной силы, соответствующий определенному значению угла атаки, тем больше, чем больше относительный размах. До тех пор, пока обтекание крыла происходит плавно, без отрыва потока, такое поведение указанных коэффициентов легко объяснить на основе теоретических соображений относительно движения жидкости без трения. При этом сопротивление трения, а также сопротивление давления (если имеет место отрыв потока) остаются, конечно, неучтенными, что [c.276]

Иначе обстоит дело в том случае, если нужно выбрать форму для фюзеляжа скоростного самолета или моторной гондолы. Здесь заданными являются габариты мотора, в частности площадь его миделевого сечения, и задача заключается в том, чтобы из всех форм с заданной площадью миделя (обеспечивающей размещение мотора) выбрать такую, у которой лобовое сопротивление при прочих равных условиях будет наименьшим. Поэтому для фюзеляжей и моторных гондол естественно принимать в качестве характерной площади в формулах для аэродинамических сил и моментов площадь миделевого сечения. Тогда наивыгоднейшей будет та форма, для которой соответствующий коэффициент лобового сопротивления минимальный. [c.562]

Фиг. 238. Зависимость коэффициента лобового сопротивления шара от числа Рейнольдса а) цо опытам в аэродинамических трубах, в том числе по опытам в трубе переменной плотности,

Коэффициент лобового сопротивления С зависит от структуры потока, обтекающего тело, т. е. от числа Рейнольдса, формы тела и его положения в потоке (этот коэффициент часто называют также аэродинамической характеристикой тела). Его определяют в каждом отдельном случае опытным путем. Значения этого коэффициента для некоторых тел приведены в табл. 4.8. [c.163]

При управлении полетом баллистических ракет и головных частей необходимости в изменении силы лобового сопротивления ие возникает и поэтому иа этих ЛА никаких средств, предназначенных управления этом силой, не применяется. Тем не менее на некоторых ЛА, главным образом в авиации, потребность в управлении силой лобового сопротивления существует. При этом изменение этой силы обеспечивается ие столько за счет увеличения или уменьшения угла атаки, от которого эта сила зависит в соответствии с выражением (1,16). сколько за счет изменения аэродинамической формы ЛА, что приводит к изменению коэффициента силы лобового сопротивления. Простейший способ изменения аэролинамическоП формы состоит в иримененип тормозных щитков на самолете. Такие щитки устанавливаются обычно в хвостовой Части фюзеляжа и раскрываются в виде лепестков навстречу потоку воздуха, если требуется обеспечить интенсивное уменьшение скорости в ходе воздушного боя или при посадке. [c.64]

На рис. 12.15 изображена рассчитанная по формуле (117) зависимость коэффициента лобового сопротивления цилиндра от числа 8 = С/ст при свободно-молекулярном его обтекании гелием. Для сравнения на этом графике приведены также экспериментальные точки, полученные Шталидером, Гудвином н Кригером ) в аэродинамической трубе. [c.169]

Существующие методы аэродинамического расчета затупленных тел, оснащенных иглами, основаны на использовании соответствующих экспериментальных данных. При этом определение лобового сопротивления связано с нахождением распределения давления по обтекаемой поверхности головной части. На рис. 6.1.3 показаны опытные данные, характеризующие относительные величины коэффициента давления р/ртах на сферической головной части цилиндра с иглой при различных отношениях ее длины I к диаметру сферы Псф. В случае отсутствия иглы (НО сф 0) коэффициент давления р достигает своего максимального значения ртах в центре сферы (р/ртах= 1), а затем резко снижается до места ее сопряжения с цилиндром. Установка иглы существенно изменяет характер распределения коэффициента давления и его величину. При 1Юсф> 1 эта величина значительно уменьшается у основания иглы на сфере, причем зона пониженного давления сохраняется на значительной ее части. Вблизи места сопряжения отношение р/ршах достигает максимума. При этом для 1Юсф 1,5 оно оказывается несколько большим, чем в случае отсутствия иглы. При значительной [c.386]

При продувке профилей крыльев самолетов в специальных аэродинамических трубах значительный интерес представляет соотношение между коэффициентом лобового сопротивления и коэффициентом 6 в. с. ЯблонскиО [c.161]

Напр., установившееся обтекание тела произвольной формы (самолёт, подводная лодка) потоком несжимаемой вязкой жидкости определяется (при скоростях, не близких к скорости звука) характерным размером тела I, скоростью у неаозмущённого потока далеко впереди тела и кинематич. коэффициентом вязкости жидкости V. Т. к. в системе СИ V измеряется в л1 /с, т. е. его размерность выражается через размерности I и у, то из трёх размерностей определяющих параметров м, м/с, м с лишь две независимые. Т. о., в = 3, А = 2, в — А = 1, т. е. имеется лишь один безразмерный критерий подобия — Рейнольдса число Яе — иИ. Все безразмерные параметры, характеризующие обтекание тела, являются ф-циями этого критерия, напр. безразмерные аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления С а и подъёмной силы Су . Если эти коэф. определяются путём испытания моделей в аэро-динамич. трубах или гидротрубах, то необходимо, чтобы величина Яе при испытаниях модели, геометрически подобной натурному объекту, была такой же, как при движении натурного объекта. [c.669]

Аэродинамическое качество К — отношение нодъемноЛ силы к лобовому сопротивлению, или отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления [c.145]

У автомобиля Лотос Европа (Lotus Europe) коэффициент лобового сопротивления равен всего лишь 0,3 и миделево сечение очень мало. Это одно из самых низких значений аэродинамического сопротивления, когда-либо встречавшихся в истории автомобилестроения. Размещение центральной силовой установки и двух взрослых пассажиров в таком объеме является выдающимся достижением. На рис. 2.4 схематично показаны виды этого автомобиля сбоку и в плане с основными размерами. Масса (сухая) автомобиля составляет лишь 601 кг. В автомобиле использована силовая установка Рено 16 (Renault 16) массой 90 кг. Масса автомобиля, приходящаяся на передний мост, составляет 45 % всей массы автомобиля. [c.47]

Выше было рассмотрено движение самолета без учета того, что при переходе в режим с % >, кроме изменения балансировки самолета по аэродинамическим моментам, нарушается и баланс сил, действующих на самолет. В частности, на больших углах атаки сильно возрастает лобовое сопротивление, которое уменьшит скорость (число М) полета. При этом неустойчивость самолета может также уменьшиться, а управляемость восстановится, т. е. ее потеря будет временной. Когда число М станет меньше 0,7, пикирующие моменты от руля высоты по абсолютной величине станут больше кабрирующих моментов неустойчивости и самолет интенсивно уменьшит угол атаки и коэффициент Су. [c.179]

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО САМОЛЕТА i — отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению (или их коэффициентов) при данном угле атаки. Максимальное значение К макс СООТВбТСТВубТ наивыгоднейшему углу атаки. Чем меньше лобовое сопротивление при дайной подъемной силе, тем более совершенным в аэродинамическом отношении является самолет. [c.220]

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]

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]

Зависимость коэффициента лобового сопротивления разных тел от чисел Рейнольдса (при малых значениях числа Маиевского) исследована к настоящему времени в аэродинамических трубах достаточно полно. Она протекает, как показывают опыты, по-разному для удобообтекаемых и для неудобообтекаемых тел. [c.593]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...