Коэффициент аэродинамический момента тангажа

Для несимметричного профиля крыла (рис. 1.11) экспериментальным путем найдена зависимость между коэффициентами аэродинамической нормальной силы с,1 и аэродинамического момента тангажа /Пг относительно точки О передней кромки (эта зависимость графически показана на том же рисунке). Для заданных условий определите коэффициент центра давления Сд = Хд/Ь и безразмерную координату фокуса по углу атаки хр = Хр/Ь. [c.15]

Определите коэффициенты аэродинамических сил, момента тангажа, центра давления, а также аэродинамическое качество профиля (см. рис. 7.5), описанного уравнением контура у = 2с (х/Ь1) (1 —xlb), где с = 1 Ь = 20. Профиль расположен под углом атаки а = 0,1 рад в сверхзвуковом воздушном потоке с числами Моо = 3 и 20. Отношение удельных теплоемкостей для воздуха k = p/ v = 1,4. [c.175]

Основой расчетов нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (в частности, крыла) являются общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. выраженные через производные коэффициента давления по кинематическим пара-,метрам. При формулировке вопросов и составлении соответствующих задач, связанных с исследованием нестационарной аэродинамики крыльев, предусмотрено нахождение как суммарных производных коэффициентов нормальной силы, моментов тангажа и крена крыльев, так и соответствующих производных для отдельных сечений (профилей). [c.242]

Летательный аппарат совершает ускоренный полет на некоторой высоте под переменным углом атаки без крена и скольжения, вращаясь вокруг поперечной оси с угловой скоростью, изменяющейся во времени. Используя теорию размерностей найдите общие выражения для момента тангажа и соответствующего аэродинамического коэффициента в функции параметров, определяющих движение летательного аппарата. [c.243]

Для тонкого конуса, изображенного на рис. 10.7, определите аэродинамические силы и момент тангажа относительно оси, проходящей через носок, а также соответствующие коэффициенты при условии, что угол атаки а = 0,1, число Моо= = 2, а движение конуса происходит вблизи поверхности Земли. [c.478]

Определите значения аэродинамических коэффициентов (продольной си нормальной с,Jp сил, момента тангажа /Пг,, и центра давления Сд) конического тела со сферическим затуплением носка, движущегося с гиперзвуковой скоростью под углами атаки а = о, 10 и 20°. Форма и размеры затупленного конуса показаны на рис, 10.9. [c.479]

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]

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

Характер зависимостей Су а) и т.(а) остается одинаковым как при наличии щитков на поверхности тела, так и при их отсутствии. В диапазоне углов атаки а и условий эксперимента (фиг. 4, в) величины приращений аэродинамических коэффициентов АСу - Су - yi) и Ат. - т - т о (С о, ш.о - коэффициенты нормальной силы и момента тангажа конического тела без щитков) остаются постоянными и соответственно равны АСу -0,11, Ат. 0,08. [c.173]

Для заданной формы в плане аэродинамические характеристики могут быть определены, если найдены соответствующие их значения для ряда профилей, выбранных вдоль размаха крыла (точнее, для элементарных прямоугольных крыльев с такими профилями). При этом у прямоугольного крыла бесконечного размаха такие его характеристики, как коэффициенты подъемной силы, момента тангажа, будут теми же, что и у профиля. У крыла же конечного размаха с произвольной формой в плане аэродинамические параметры могут оказаться довольно близкими к соответствующим их значениям для профиля. [c.154]

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]

Порядок расчета аэродинамических коэффициентов по данным весовых испытаний. Нормальная сила и момент тангажа, действующие на тело вращения (рис. 5.2.1), измеренные при помощи аэродинамических весов, могут быть представлены в виде [c.276]

Приближенный аэродинамический расчет тела вращения. Исследования показывают, что коэффициенты нормальной силы и момента тангажа тонких тел при малых углах атаки почти не зависят от числа Моо и определяются в соответствии с линейной теорией выражениями [c.277]

Аэродинамические коэффициенты моментов тангажа для комбинаций летательных аппаратов, приведенных в табл. А, определяются следующим образом [c.292]

Сг /( Ср)) число Маха в сечении лопасти масса вертолета, включающая массу несущего винта производная устойчивости вертолета при тангаже (употребляется с индексом) аэродинамический коэффициент в выражении момента относительно оси ГШ (употребляется с индексом) [c.10]

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]

С —Mo/(pfy 72) — коэффициент аэродинамического момента сечения лопасти j =Mx/[pAR QtRf]— коэффициент момента крена Afy=Mj,/[pA/ (Q/ f] — коэффициент момента тангажа [c.7]

В результате экспериментальных исследований в аэродинамической трубе измерен момент тангажа относительно поперечной оси, проходящей через точку А в кормовой части модели (рис. 1.7). По этому значению момента вычислен аэродинамический коэффициент гПг, рассчитанный по площади 5мпд и длине модели Хд. Зная Шг, найдите соответствующее значение коэффициента момента тангажа относительно оси, проходящей через другую точку О, при условии, что этот [c.13]

Гессоу [G.57] выполнил дальнейшее преобразование уравнений для численного определения аэродинамических характеристик несущих винтов применительно к использованию ЦВМ. Он заново вывел выражения для силы тяги, профильного сопротивления, мощности, момента тангажа и крена, касательной силы в комлевой части лопасти и коэффициентов махового движения. Был рассмотрен шарнирный винт с относом ГШ, у ло- [c.260]

Пример. Определим коэффициенты нормальной силы и момента тангажа тела вращения в сверхзвуковой аэродинамической трубе с закрытой рабочей частью квадратного сечения размером 400X400 мм. Сменные вкладыши, образующие сопло трубы, рассчитаны на номинальное число =2,7. [c.278]

При наличии продольной статической устойчивости возникающий продольный момент будет восстанавливающим, т.е. будет стремиться вернуть угол атаки к прежнему значению, В этом случае направление момента тангажа Мг (величине этого момента соответствует аэродинамический коэффициент Мг) будет противоположно направлению изменения угла а. Следовательно, условием продольной статической устойчивости будет неравенство дMJдa<, viшдmJдaL = [c.297]

В результате исследований в аэродинамической трубе был измерен момент тангажа Mza относительно поперечной оси, проходящей через точку А в хвостовой части модели (см. рис. 2.1.8). По этой величине момента вычислен аэродинамический коэффициент гпгл, рассчитанный по площади 5мид и длине модели Хк. Зная Mza, требуется найти соответствующую величину коэффициента момента тангажа относительно оси, проходящей через другую точку О, при условии, что этот коэффициент рассчитан по хорде крыла Ькр и его площади в плане 5кр. [c.364]

В уравнения, описывающие движение летательного аппарата, входят аэродинамические силы и моменты (или соответствующие аэродинамические коэффициенты), зависящие от углов отклонения рулевых устройств. Следовательно, чтобы рещить эти уравнения и рассчитать траекторию управляемого аппарата, к этим уравнениям необходимо добавить зависимости, определяющие закон формирования управляющего воздействия. Такая зависимость носит название уравнения управления. Обычно оно устанавливает связь между углом отклонения руля и величиной управляемого параметра траектории. В частности, при управлении продольным движением с автоматом угловой стабилизации по тангажу уравнение управления в общем виде может быть представлено как Аб = /(АО, АО, АО), где АО = О—Оп (0 — программное значение угла 0). При малых изменениях [c.50]

Относительная значимость различных коэффициентов, входя щих в уравнения (2.12) и (2.13), иллюстрируется на рис. 5 коэффициент Ai характеризует продольноб демпфирование, А — демпфирование по тангажу, — аэродинамическое демпфирование, l перекрестный момент Магнуса, Ф — гироскопический момент и g sin yJV — силу тяжести. [c.138]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...