Коэффициент аэродинамический нормальной силы

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]

Полученным аэродинамическим коэффициентам соответствуют нормальная сила [c.640]

Для определения аэродинамических коэффициентов профиля заданной формы используем результаты распределения давления, полученные в решении задачи 7.20. Аэродинамические коэффициенты продольной и нормальной сил находи.м соответственно по формулам [c.193]

Определим теперь аэродинамические коэффициенты продольной и нормальной сил. Для ромбовидного профиля. [c.199]

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]

Используя полученное выше выражение для коэффициента давления, выведите зависимость для нормальной силы, действующей на элементарную площадку несущей поверхности при ее нестационарном движении. Найдите формулу для соответствующего аэродинамического коэффициента, представив его также в виде разложения по степеням малого параметра. [c.246]

В ряде случаев практическое значение при исследовании аэродинамических коэффициентов имеет часть производных устойчивости, в числе которых производные второго порядка могут составлять небольшую долю. При движении тангажа коэффициент нормальной силы [c.264]

Теперь рассчитаем эти аэродинамические характеристики с учетом влияния вихрей крыла. Коэффициент нормальной силы [c.631]

При исследовании движения летательных аппаратов, характеризующегося небольшим изменением безразмерных параметров в (1.1.3 ), аэродинамические коэфициенты представляются в виде ряда Тейлора, в котором могут быть сохранены члены второго порядка малости. Полагая число Ре , фиксированным, напишем, в частности, такой ряд для коэффициента нормальной силы [c.15]

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]

Этот коэффициент позволяет уточнить аэродинамические характеристики, вычисляемые с учетом интерференции. Например, статическая производная от коэффициента нормальной силы будет определяться в виде [c.167]

В тех случаях, когда при определении коэффициентов нормальной силы и продольного момента оперенного участка в качестве характерного размера выбирается средняя аэродинамическая хорда [/ = ( сах)оп] расчет производных устойчивости следует производить по формулам [c.184]

Аэродинамические характеристики комбинации корпус — поворотное оперение . Коэффициент нормальной силы. В соответствии с (3.1.7) коэффициент нормальной силы, обусловленной отклонением консолей поворотного оперения. [c.244]

Суммируя найденные аэродинамические нагрузки и моменты от них, найдем нормальную силу и продольный момент, действующие на профиль, и соответствующие безразмерные коэффициенты с и т, [c.76]

Приближение к поверхности вызывает возрастание аэродинамической нагрузки на профиле в большей степени, чем на закрылке, так как первый обтекается без отрыва. Поэтому коэффициент нормальной силь [c.123]

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]

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]

Тормозные и управляющие щитки на телах вращения малого удлинения. Рассмотрим результаты экспериментальных исследований органов управления щиткового типа, применяемых на маневрирующих спускаемых аппаратах. Форма таких аппаратов вьшолняется в виде обратного усеченного конуса У, затупленного по сфере (фиг. 1, г). Лепестковые щитки 2 размещаются в миделевом сечении. Симметричная компоновка щитков позволяет поворотом их на одинаковый угол значительно увеличить коэффициент продольной силы С,, чтобы добиться требуемого торможения спускаемого аппарата, а также позволяет обеспечить необходимое при спуске аэродинамическое качество отклонением лишь части щитков, создающих нормальную силу и момент. [c.174]

Результаты расчетов интегральных аэродинамических коэффициентов и сопоставление их с экспериментальными данными показаны на фиг. 6-8. Как и следовало ожидать, изменение числа Рейнольдса наиболее заметно влияет на поведение коэффициента осевой силы и практически не сказывается на поведении коэффициентов нормальной силы и момента. Экспериментальные данные осевой силы, представленные на фиг. 6, 7, получены в трех различных пусках. [c.130]

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]

Х.30. Требуется найти нормальную силу и момент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для тонкого тела вращения, изображенного на рис. 2.1Х.6. Движение происходит вблизи поверхности Земли под малым углом атаки а = 0,1 со сверхзвуковой скоростью (Моо = 2). [c.400]

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]

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]

Для связанной системы координат вводятся соответствующие аэродинамические коэффициенты. При этом коэффициенты сил обозначаются через Сх, Су, Сг и называются аэродинамическими коэффициентами продольной (осевой), нормальной и поперечной сил. Коэффициенты момента т , Шу, т , носят такие же названия, как и в поточных координатах. [c.14]

При отсосе газа из застойной зоны с целью ее полной ликвидации давление на отклоненной поверхности оказывается всюду одинаковым и рав-ны.м р = Рек- Поэтому аэродинамические коэффициенты нормальной и осевой сил будут в этом случае [c.432]

Кольцевые нормальные и поперечные силы Qm и моменты MiK от ветра определяются для всех воздействий, на которые раскладывается эпюра ветрового давления в соответствии с разложением аэродинамического коэффициента. При этом усилия определяются из расчета кольца единичной высоты (отмечены ниже индексом о ) и дополнительно из расчета, учитывающего статическую неопределимость сооружения (отмечены индексом [c.296]

Вычисленные значения с, показаны в табл. 10.4. Используя эти значения и осуществляя численное интегрирование, находим = —0,0242. Полученным аэродинамическим коэффициентам соответствуют нормальная сила У= 0,5Су/гроо М .я/ д = [c.502]

Коэффициенты интерференции. При расчете аэродинамических характеристик летательных аппаратов, представляющих собой комбинации из нескольких элементов, в частности корпуса и несущих (стабилизирующих) поверхностей, необходимо учитывать эффект взаимного влияния на характер обтекания этих элементов. В результате этого взаимного влияния (или так называемой интерференции), сумма аэродинамических сил (моментов) взятых отдельно (изолированных) крыла и корпуса или оперения и корпуса не равна полной силе (моменту) комбинации, состоящей из соответствующих элементов и представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крыло, оперение, — будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата, каюбы теряют свои индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции новые. Например, нормальная сила оперения в виде пары плоских консолей, расположенных на тонком корпусе, обтекаемом под малым углом атаки, определяется в виде суммы [c.132]

Коффициент нормальной силы.При определении аэродинамических характеристик такой комбинации необходимо учитывать интерференцию оперения и крыла. При этом аэродинамический расчет части комбинации ( корпус — поворотное крыло ) осуществляется так же, как и для комбинации корпус — поворотное оперение . В соответствии е этим коэффициент нормальной силы крыла в присутствии корпуса [c.248]

Качественно разные режимы течения и формы спутных следов обусловливают различные значения аэродинамических характеристик. № рис. 4.15 приведены зависимости коэффициента нормальной силы с и безразмерной координаты центра давления от безразмерного времени для симметричного и несимметричного (новорог пластины) обтекания. При симметричном обтекании коэффициент с при больших X принимает среднее значение, близкое к 1, колебательный характер течения выражен сравнительно слабо, центр давления распоиожен строго на середине хорды. Если реализуется несимметричное обтекание, то периодический характер следа приводит на больших X к более сильным колебаниям коэффициента с и положения центра давления, чем при симметричном обтекании, причем среднее значение с несколько [c.96]

Рассмотрим аэродинамические характеристики крыла в целом. Суммируя аэродинамические нагрузки по всему крылу и вводя бечразмериые коэффициенты нормальной силы с и продо и ного момента пи по формулам (1.17), окончательно получаем [c.208]

Следующей важной характеристикой аэродинамических свойств крыла является положение полной силы сопротивления К относительно крыла для каждого угла атаки. Это положение может быть задано расстоянием 8 точки В, в которой сила Е пересекает хорду крыла 0Q, от передней точки профиля О (см. рис. 157). Точка В называется центром давления крыла. Однако такой способ задания положения силы К неудобен для графического изображения, а также для целей интерполяции, так как для угла атаки, соответствующего нормальной силе ТУ = О, расстояние 8 почти всегда делается равным бесконечности. Значительно удобнее вместо расстояния я указывать момент М полного сопротивления К относительно точки О, который изменяется при изменении угла атаки а очень постепенно. Этот момент, как легко видеть, равен М = N8, следовательно, зная М и ТУ, можно всегда найти в. Для того чтобы коэффициент пропорциональности с , связывающий момент М с произведением Рра, был безрамерным числом, необходимо умножить произведение Рра на некоторую длину. В качестве такой длины удобнее всего взять ширину профиля 0Q = Ь. Тогда мы будем иметь [c.273]

Приведенные соображения могут быть плодотворно использованы для построения различных корреляционных зависимостей, что покажем на примере аэродинамических характеристик притупленных конусов. В 11.7 отмечалось, что непосредственное применение закона подобия в форме (11.7.5) для коэффициента сопротивления приводит к заметным погрешностям, если только длина тела не очень велика в то же время распределение давления по образующим притупленных конусов подчиняется закону подобия уже иа небольших расстояниях от носка. Поэтому целесообразно при построении корреляций выделить 1СИЛЫ, действующие на боковую поверхность тела (вклад носка может быть всегда учтен отдельно с помощью, например, данных гл. 5). Соответствующие коэффициенты осевой и нормальной СИЛЫ и момента относительно точки х = 0 определяются интегралами [c.309]

Определить при помощи рабочей формулы тензовесов по измеренным значениям разностей км—Ьок и км—ком нормальную силу N и момент Мгв, рассчитать соответствующие аэродинамические коэффициенты Си и тхв и, наконец, найти по (5.2.2) коэффициент [c.278]

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]

Рассчитать аэродинамические характеристики поворотной консоли можно по следующей приближенной методике. Рассматривая консоль как крыло малого удлинения, а воздух, обтекающий ее в рабочей части малоскоростной аэродинамической трубы,— как несжимаемую жидкость, для определения статической производной коэффициента нормальной силы изолированной консоли используем зависимость с = = (с )и.к от сужения, удлинения крыла и угла стреловидности его передней кромки, приведенную на рис. 12.12 в книге [5]. [c.309]

Вычислить коэффициенты давления на поверхности пластины, построить соответствующие графики при различных значениях отношения pojipoo, а затем с помощью планиметра определить аэродинамические коэффициенты нормальных сил перед щелью вдува и за нею. [c.323]

Заменяя в (6.3.27) нормальную силу ее выражением через аэродинамический коэффициент v=iV/(5pi7 o) (где 5р — площадь рулевой консоли <7оо — скоростной напор) и вводя коэффициент шарнирного момента m JJ=zMшJ S qoo ЬсАх.р), получим для этого коэффициента [c.326]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...