Коэффициент аэродинамический подъемной силы

Принимается, что средние коэффициенты аэродинамической подъемной силы и лобового сопротивления l (а) и Со (а) одинаковы как для колеблющегося, так и для неподвижного тела, поэтому Fy (а) определяют согласно выражению (6.35), в котором Ср (а) задается из (6.37). [c.168]

Суд — коэффициент аэродинамической подъемной силы [c.10]

Су — коэффициент аэродинамической подъемной силы [c.5]

Эти соотношения позволяют установить связь аэродинамических функций в формулах (13) с коэффициентами сопротивления, подъемной силы опрокидывающего и гасящего момента [c.247]

Так как полное выполнение аэростата произошло при h = == 2000 м, то подъемная сила на этой высоте будет равна найденной величине 495 кГ, а объем аэростата сделается равным V = = 500 м . Площадь главного сечения на этой высоте найдем по формуле (3.6) S = = 63 Плотность р вычислим по формуле (3.7) при z = h = 2000 jk р = 0,103 кГ сек 1м . Аэродинамические коэффициенты при угле атаки 10° равны = 0,28 и Сг = = 0,23. По формулам (3.5) найдем лобовое сопротивление Rr и аэродинамическую подъемную силу Нг [c.115]

Вычислим аэродинамические коэффициенты крыла. Подъемная сила, действующая на элемент площади концевого участка крыла, [c.370]

В выражениях (6.63) члены, содержащие h, а и h, опущены как имеющие пренебрежимо малое значение при инженерных исследованиях ветровых воздействий (для задач аэронавтики члены с h и а сохраняются, а содержащие h отбрасываются). Коэффициенты Н и Af (t 1, 2, 3) — есть безразмерные функции К- Величины а, hlU и Bal и представляют собой эффективные углы атаки и также являются безразмерными величинами. Типичный член в формулах (6.63) при малых углах атаки а можно рассмотреть с позиций следующей классической формы представления выражений для аэродинамической подъемной силы, действующей на единицу пролета [c.181]

Однако при малых углах атаки коэффициент подъемной силы и максимальное разрежение на профиле согласно (30) пропорциональны аэродинамическому углу атаки [c.34]

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

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]

Далее в соответствии с формулой (7.30) определяем функцию 2(х) = Рц—Рд с использованием данных той же табл. 7.2 (рис. 7.21). Последующее численное интегрирование дает Су = 0,03952. По полученным данным находим коэффициент волнового сопротивления = 0,005609 и коэффициент подъемной силы Су = 0,03935. Соответствующее аэродинамическое качество К = с с = 7,016. [c.197]

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

Коэффициент момента относительно передней кромки —= Су Хл /Ь) = 0,2028. По аэродинамическим коэффициентам для участка крыла площадью 5кр = Ы = 10 м2 подсчитываем подъемную силу У а = Су р<х,К 5цр/2 = 3,271-10 Н [c.211]

Основной задачей аэродинамики крыльев конечного размаха, обтекаемых сверхзвуковым потоком, является расчет распределения давления, подъемной силы и волнового сопротивления, а также соответствующих аэродинамических коэффициентов. [c.213]

Найдите распределение давления, подъемную силу, сопротивление и мо мент, а также соответствующие аэродинамические коэффициенты для плоского тре угольного крыла в виде тонкой пластинки (рис. 8.5), обтекаемой сверхзвуковым [c.216]

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]

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 комбинации корпус— крыло — оперение (см. рис. 11.4) определите аэродинамические коэффициенты подъемной силы при условии, что крылья и оперение играют одновременно роль управляющих устройств, которые поворачиваются относительно корпуса соответственно на углы б р = 0,05 и 6q = 0,1. Число Маха обтекающего потока Моо = 1,5, давление = 9,807-10 Па, угол атаки а = - 0,1. [c.598]

Распределения коэффициентов подъемной силы по размаху крыльев при углах атаки аз, соответствующих отрывным режимам обтекания их верхних поверхностей, приведены на рис. 12.5—12.7. Пунктиром на этих рисунках показаны кривые, которые имели бы место при безотрывном обтекании, сплошными линиями — при отрывном. Для стреловидного крыла характерным является увеличение толщины пограничного слоя в его концевых сечениях за счет составляющей скорости вдоль размаха. Для предотвращения преждевременного отрыва потока применяются аэродинамические гребни — пластины на верхней поверхности крыла, препятствующие стеканию пограничного слоя к концам крыла. [c.679]

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

Суммарный коэффициент подъемной силы Су = yf — Су = 6,425-10 , а ее значение У = — Уь = 1,604 Н. Аэродинамическое качество К =Су с =0,1975. [c.718]

Вычисление аэродинамических коэффициентов подъемной силы = 2ла/[ (/<1)1 -)( , индуктивного сопротивления = с а. [c.733]

На рис. 1.8.8,3 показана готическая форма оперения (крыла). При одинаковых с треугольным оперением углах атаки оно имеет повышенные коэффициенты подъемной силы. Обтекание такого оперения носит более благоприятный характер, так как отрыв потока начинается позднее. К недостаткам оперения можно отнести более переднее расположение центра давления (или фокуса), что вызвано повышенными аэродинамическими нагрузками на переднюю часть. Более заднее расположение фокуса характерно для серповидного оперения (рис. 1.8.8,и). Особенностью этого оперения является также относительно слабое смещение фокуса в трансзвуковой области полета. [c.68]

Эффективность органов управления. Оценка этой эффективности связана с исследованием изменения аэродинамических характеристик оперения или крыльев под воздействием соответствующих органов управления, установленных на них. Важнейшей из таких характеристик является коэффициент подъемной силы горизонтального оперения (крыла) как функция углов атаки Поп и отклонения руля высоты ба, т. е. Су оп = f(ao , ба ). [c.81]

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]

Такое явление особенно характерно для летательных аппаратов, стартующих или опускающихся в атмосферах планет. Стремление получить максимальное аэродинамическое качество заставляет в момент взлета создавать наибольшую подъемную силу, в том числе за счет составляющих силы тяги управляющих двигателей либо путем поворота сопла основных (маршевых) двигателей. При этом в течение некоторого промежутка времени оперение (крыло) может испытывать наибольшее воздействие от газовых струй. В неблагоприятных условиях не исключается потеря устойчивости аппарата. Из сказанного следует важность достаточно точной оценки изменения коэффициента подъемной силы несущей поверхности от воздействия струй. Это изменение определяется разностью коэффициентов подъемных сил, получающихся при воздействии соответственно возмущенного [c.371]

Таким образом, работу совершает только проекция вектора первой гармоники силы на вектор скорости колебания Vo = Ар. Чтобы определить работу аэродинамической силы, необходимо знать зависимость амплитуды первой гармоники от амплитуды колебаний, т. е. Ri = f A), и зависимость фазового угла этой силы от числа Струхаля, т. е. ф = / (S/i). Для установления этих зависимостей проводились экспериментальные исследования кон-сольно закрепленных цилиндрических образцов, находящихся в двух типовых трубных пучках. В результате продувки дренированных цилиндров, расположенных в глубине и в первом ряду каждого пучка при различных смещениях цилиндра, получены эпюры давления по окружности. По ним были рассчитаны значения коэффициентов подъемной силы [c.142]

Задача аэродинамического расчета ступени сводится к нахождению связи между элементами треугольников скоростей ступени с параметрами решетки, в частности, с густотой решетки и коэффициентом подъемной силы. [c.56]

Используя разложение аэродинамической силы, действуюш,ей на профиль в решетке, на составляющие, как было показано выше на рис. 2. ГО, можно получить также связь между закруткой потока и коэффициентом подъемной силы, т. е. нагрузкой профиля. Пренебрегая отклонением вектора Р от нормали к вектору Wm и опираясь на соотношения (2. 1) и (2.3), можно получить [c.78]

Максимально допустимый коэффициент подъемной силы зависит от аэродинамической компоновки и [c.150]

При увеличении углов атаки сваливанию предшествуют некоторые особенности поведения самолета, свидетельствующие о полете на больших углах атаки. Характер проявления этих особенностей зависит от аэродинамической компоновки. Так, у некоторых самолетов в дозвуковой области по достижении определенного угла атаки возникает так называемая предупредительная тряска. Ей соответствует коэффициент подъемной силы [c.150]

На рис. 1.12 изображены поляры двух профилей крыла. Покажите, какой будет соответствующая форма этих профилей, и определите для каждого из них непосредственно по рисунку максимальное качество, наивыгодиейший угол атаки, максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы и критический угол атаки. [c.15]

В начале ЗО-х годов авиация развивалась достаточно интенсивно. Вместе с тем, при создании новых самолетов начали возникать различные весьма острые проблемы в области аэродинамики и прочности. Например, наблюдались в ряде случаев значительные расхождения между значениями коэффициентов максимальной подъемной силы и лобового сопротивления, полученными по испытаниям в аэродинамических трубах и в полете. С увеличением размеров самолетов все сложнее стало проводить кГонтроль-ные испытания их конструкций на прочность. [c.39]

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]

Значения акр и Суатах существенно зависят от геометрических характеристик крыла и числа Re. Место возникновения отрыва и дальнейшее его развитие определяются формой крыла в плане. Для сечений аэродинамически плоского крыла бесконечного размаха с неизменным профилем коэс ициент подъемной силы ограничен значением сватах, которое для заданного профиля зависит от числа Re = ooft/v. В любом сечении по размаху крыла коэффициент подъемной силы не может превысить указанного выше максимального значения. [c.678]

В малоскоростной аэродинамической трубе проводились продувки крыльев, которые сопровождались вдувом воздуха через круглое сужающееся сопло (рис. 5.3.1). Согласно этим данным, изменение коэффициента подъемной силы от воздействия струи (5.3.1) может описываться следующим соотношением [c.372]

Первый метод расчета лопастей поворотнолопастной турбины, основанный на гипотезе цилиндрических сечений, был создан на основе развиваюш,ейся прикладной аэродинамики и заключался в использовании для определения возникаюш,их на лопастях сил теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе на крыле. Этот метод, названный методом подъемных сил, был использован Н. Е. Жуковским и его учениками еще в 1910—1914 гг. для расчета лопастей гребных винтов, винтов самолетов и крыльев ветряков. Дальнейшее развитие метод подъемных сил получил в работах Г. Ф. Проскуры. Расчет лопастей по этому методу сводился к подбору из атласа для каждого цилиндрического сечения аэродинамического профиля, который по своим характеристикам (коэффициенты подъемной силы Су и профильного сопротивления J, найденным путем продувок в трубе, удовлетворяет заданным условиям. [c.167]

Уравнение (2.39) является основным уравнением аэродинамического расчета ко- леса. Это уравнение устанавливает связь между коэффициентом подъемной силы профиля в решетке Су, густотой решетки bit и величиной отношения закрутки к осевой скорости S.wj a- [c.56]

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

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...