Коэффициент аэродинамический поперечной силы

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]

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]

К — скорость набегающего потока р — плотность воздуха у — поперечное (относительно 1 ) перемещение оси жесткости (положительное вверх) б — угол поворота при колебаниях (положительный на кабрирование) Ь — длина хорды Хо — расстояние от носка профиля до оси жесткости М = Via — число Маха а — скорость звука Су — производная коэффициента подъемной силы профиля по углу атаки в функции числа М = d ld , — коэффициент аэродинамического момента при М = О можно принять = 0,25. [c.485]

Удобно разделить продольную и поперечную силы, а также аэродинамический момент на две части профильную, связанную с коэффициентом сопротивления Са, и индуктивную, связанную с коэффициентом подъемной силы i. Первое слагаемое будем обозначать индексом О, второе — индексом г. Такое разделение, подсказанное разделением профильной и индуктивной мощностей, не вполне корректно, так как в индуктивные слагаемые будет входить коэффициент протекания X, величину которого частично определяет наклон диска, необходимый для преодоления профильной части продольной силы (имеющей коэффициент Си ) Поэтому вводимое здесь разделение является, строго говоря, формальным оно основано на том, какой коэффициент имеет соответствующая элементарная сила (момент) Са или i. В разд. 5.4 из этих выражений будут получены формулы для профильной и индуктивной мощностей, согласующиеся с определениями, которые были даны в предшествующих главах. Таким образом, Ся = Ся + СЯ( , Сг = Су.и q = q + qu (сила тяги не имеет профильной части), где [c.177]

Профильная часть поперечной силы равна нулю вследствие симметрии обтекания, обусловленной предположением о постоянстве коэффициента сопротивления сечений. Приведенные выше формулы получены без учета влияния зоны обратного обтекания и радиальной составляющей скорости потока, обтекающего лопасть. В разд. 5.12 будут получены выражения для профильных составляющих продольной силы, аэродинамического момента и мощности, в которых учитывается наличие зоны обратного обтекания, радиального течения и радиального сопротивления. Заметим, что радиальное сопротивление сказывается только на величине так как на аэродинамический момент оно не влияет, а j, = О вследствие симметрии обтекания. [c.179]

Нагрузки от ветра Рви и Рвщ — см. п. 1.7. Коэффициент аэродинамической силы для сложных контуров поперечных се- [c.448]

Коэффициент надежности по ветровой нагрузке равен 1.4. Частота аэродинамических сил, связанна со срывом вихрей при поперечном обтекании пролета потоком со скоростью Va, находится по такой зависимости [c.550]

Таким образом, относ ГШ мало изменяет константы, фигурирующие в выражениях для аэродинамических сил. Правда, нужно еще учесть коэффициент концевых потерь. Влияние относа на маховое движение состоит главным образом в том, что возникает связь между продольным и поперечным управлением, так как v > 1. Для режима висения сдвиг по фазе между циклическим шагом и вызванным им маховым движением вычисляется по формуле [c.225]

Параметр Л определяет связь продольной и поперечной реакций махового движения. В этих формулах множители у в большинстве членов сокращаются — свидетельство того, что реакция махового движения определяется в основном равновесием аэродинамических сил. Исключение представляет третий член, выражающий равновесие кориолисовых сил, вызванных угловой скоростью вала, и аэродинамических, обусловленных маховым движением. Управление циклическим шагом создает аэродинамический момент в плоскости взмаха, входящий в формулы коэффициента Mq. Первая гармоника циклического шага с коэффициентом 0и создает на диске винта поперечный аэродинамический момент. Несущий винт реагирует с запаздыванием по фазе 90° (этот угол меньше, если Л >0), т. е. продольным наклоном плоскости концов лопастей. Изменения угла атаки вследствие махового движения во вращающейся системе координат, определяемого продольным наклоном пло- [c.572]

Скорость полета вертолета связывает вертикальное и продольно-поперечное движения через аэродинамические силы порядка (г, в результате чего движение становится более сложным, чем на висении. Задача определения переходных процессов усложняется более высоким порядком системы и необходимостью учета дополнительных аэродинамических коэффициентов. Особо важную роль при этом играет поперечный аэродинамический момент, вызываемый вертикальной скоростью вертолета [c.576]

Далее рассмотрим аэродинамические коэффициенты распределенных и суммарных сил, а также моментов, действующих на крыло. Аэродинамическая сила N, поперечный и продольный моменты Мд [c.24]

Из этой формулы следует, что субгармонический резонанс возникает только в случае, когда поперечный момент инерции тела более, чем вдвое превышает осевой момент инерции I > 21х-Рассмотрим пример. Пусть тело имеет сферическую форму, а малая асимметрия определяется только смеш,ением центра масс с оси симметрии аппарата ф 0). Будем полагать, что аэродинамическое демпфирование отсутствует, а коэффициенты нормальной и тангенциальной силы соответственно равны [c.118]

Выполненные авторами испытания в аэродинамической трубе в известной мере свидетельствуют о то , что дестабилизирующий эффект сил, связанных с автоколебаниями системы, которые действуют в поперечном сечеиии пролетного строения висячего моста, до некоторой степени уменьшаются за счет турбулентности в избегающем потоке. Следовательно, использование в расчетах значений аэродинамических коэффициентов Н и А, полученных в условиях потока с плавным течением, идет в запас. Проведенные в последнее время исследования на моделях [6. 86] с использованием различных методов анализа случайных процессов пролили дополнительный свет на влияние турбулентности на значения Н1 и А. Однако необходимы дальнейшие исследования для полного выявления влияния соответствующим образом установленного масштаба турбулентности на аэродинамические производные при флаттере пролетных строений мостов. [c.190]

У современных самолетов, как правило, широкий фюзеляж без сужения хвостовой части, высокорасположенное крыло малой относительной толщины, большой угол стреловидности вертикального оперения. Все это приводит к аэродинамическому затенению вертикальное оперения на больших углах атаки, а следовательно, к уменьшению путевой устойчивости на этих углах. В то же время при наличии угла скольжения у самолета со стреловидным крылом изменяется фактический угол стреловидности для каждого из полукрыльев. Это приводит к тому, что у выдвинутого вперед полукрыла увеличивается коэффициент подъемной силы, а у отстающего уменьшается. Следовательно, возрастает момент крена Ь сторону, обратную углу скольжения, т. е. стреловидность крыла повышает поперечную устойчивость самолета. Причем поперечная устойчивость будет тем больше, чем при большем значении Су выполняется полет. [c.221]

XI.7. Согласно аэродинамической теории тонкого тела в результате интерференции комбинации корпус — крыло местный угол атаки вдоль корпуса остается постоянным и индуцируемый корпусом на консолях крыла перепад давлений распределяется примерно равномерно по всем несущим поверхностям. Вследствие этого не наблюдается существенного изменения положения центра давления консолей как по размаху, так и по хорде. Иной будет картина на корпусе. Местный угол атаки изменяется вдоль размаха консоли крыла, поэтому крыло в различных поперечных сечениях корпуса будет индуцировать неодинаковые перепады давлений. Это вызовет существенное изменение положения центра давления. Такое влияние интерференции особенно заметно в так называемых предельных случаях. В первом из этих случаев рассматривается бесконечно тонкий корпус. Очевидно, для него центр давления можно считать расположенным на середине бортовой хорды консоли [коэффициент центра давления (Сц.д)от(кр) =0,5]. Второй предельный случай характеризуется бесконечно малым размахом консоли, при котором вся подъемная сила крыла передается на корпус и его центр давления оказывается близким к центру давления изолированного крыла [ ( ц.д)ат(кр) 2/3]. [c.680]

Колебания конструкции ЛА в полете вызывают изменение аэродинамического давления на колеблющейся поверхности, что в свою очередь сказывается на характере самих колебаний. Различают два вида аэродинамических сил зависящие от перемещений (так называемые силы аэродинамической жесткости) и силы, определяемые поперечными скоростями перемещений (силы аэродинамического демпфирования). Для малых перемещений принята линейная зависимость сил от местных углов атаки. Аэродинамические силы являются потенциальной причиной потери устойчивости. Величины коэффициентов аэродинамических сил зависят от формы перемещении колеблющейся поверхности, ее геометрии и скорости набегающего потока. В зависимости от режима полета применяют те или иные аэродинамические теории несжимаемого потока, дозвукового, трансзвукового, сверхзвукового и гиперзвукового. На практике используют методы расчета аэродинамических характеристик при определенных допущениях. Согласно гипотезе стационарности аэродинамические характеристики крыла, движущегося с переменной линейной и угловой скоростями, заменяются в каждый момент времени аэродинамическими характеристиками того же крыла, движущегося с постоянными линейной и угловой скоростями. Распрост-раиенной также является гипотеза плоских сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение крыла бесконечного размаха. Для крыла достаточно большого удлинения обычно принимают, что хорды, перпендикулярные оси жесткости, при колебаниях не деформируются. Толщину и кривизну крыла (оперения) предполагают малыми (по сравнению с хордой). [c.484]

Характерным для высоких строительных сооружений является возбуждение аэроупругих колебаний при малых числах Струхаля 8Ь<0,05, называемых галопированием. Причина этого вида неустойчивости обусловлена отрицательными величинами коэффициента подъемной или поперечной силы соответствующего поперечного сечения сооружения. Колебания при галопировании характеризуются в основном лишь одной степенью свободы и возможностью применения квазистационарной аэродинамической теории [55], что существенно упрощает расчеты. Пусть й - скорость перемещения тела нормально потоку а = ar tg(н / и) - угол, под которым происходит набегание потока на профиль -относительная скорость (рис. 7.8.4). [c.521]

Аналогично определяются для заданной плоскости отсчета коэффициенты W Смоментов на втулке, а также коэффициент q аэродинамического крутящего момента. Результирующая сила несущего винта должна не зависеть от выбора плоскости отсчета. Так как сила тяги обычно намного больше продольной и поперечной сил, ее можно приближенно считать не связанной с плоскостью отсчета. Выше были получены формулы преобразования углов взмаха и установки при переходе от одной плоскости отсчета к другой. Если углы поворота новой плоскости относительно старой вокруг продольной и поперечной осей равны соответственно фд и ф , то [c.170]

Система сил и моментов, определяемых формулами (2) и (4) или (2), (9), (11), является (при предположении о линейной зависимости поперечной силы и момента от поперечных составляющих векторов скорости и угловой скорости) наиболее общей. Применение ее вследствие ее сложностл и трудности экспериментального определения гесяти аэродинамических функций (5) вряд ли практически возможно и целесообразно. Обычно в первую очередь пренебрегают эффектами Магнуса. При таком пренебрежении формулировка зависимостей аэродинамических сил от скорости и угловой скорости снаряда остается неизменной при переходе к новому полюсу. Действительно, если принять равными нулю коэффициенты Д, и [c.246]

Отделяем боковой блок п вводим действующие на него силы связи. Нижний узел воспринимает только поперечную силу Л з, а верхний —и поперечную Л/г, и осевую N1. Пусть в данный момент времени вес блока Б, приведенный к условиям Земли, будет Ов. Вводя коэффициенты перегрузки, получаем силы ПхСв и ПуОв- Вследствие того, что блок обдувается несимметричным потоком, центр давления пе находится иа геометрической оси блока и смещен в сторону. Осевую и поперечную для блока аэродинамические силы обозначим через Хь и Уб. Тяга двигателя смещена относительно оси на малую величину А. Как мы знаем, это смещение необходимо для последующего отделения блока. [c.349]

ЯТ эпюру поперечных сил и далее эпюру изгибающих мо-ятов. По величине погонной аэродинамической нагрузки эеделяют коэффициент подъемной силы [c.163]

Один из аэродинамических коэффициентов ( i) силы лобового сопротивления X рассчитан по площади наибольшего поперечного сечения 5мид корпуса, а другой (С к2) —по площади крыла в плане 5кр. Найдите зависимость между этими коэффициентами. [c.364]

Для стержня круглого сечения при обтекании его потоком аэродинамический момент [Хахз не возникает, а аэродинамические коэффициенты с и l в определенных интервалах изменения числа Рейнольдса сохраняют постоянные значения [5, 6, 7]. При обтекании стержня некруглого поперечного сечения (рис. 6.9) при произвольной ориентировке одной из главных осей инерции сечения относительно направления вектора скорости потока vo возникают кроме сил q и Ql и аэродинамические моменты Ца- Из экспериментальных исследований обтекания стержней следует, что вектор fia может быть представлен в виде [c.239]

Для стержня круглого поперечного сечения (для которого j = = onst, tf = onst, l = 0) это допущение возражений не вызывает. Для стержня некруглого сечения это допущение (что малые перемещения точек осевой линии стержня приводят к малым изменениям компонент аэродинамических сил) справедливо, если малые перемещения точек осевой линии стержня приводят к малым изменениям коэффициентов с , l и Ст- Ограничившись линейной частькз разложения приращений в ряд Тейлора, получим [c.252]

Если лопасть несущего винта совершает п колебаний за оборот, то частота ее колебаний m равна nQ, где Q — угловая скорость вращения винта. Поскольку при этом скорость набегающего на сечение потока равна Qr, а полухорда — с/2, для приведенной частоты получаем выражение k = n jlr. В случае винтов с лопастями большого удлинения приближенно можно принять k 0,05n. Для низких гармоник, когда приведенная частота мала, функция уменьшения подъемной силы близка к 1. Так, для первой гармоники вихревой след уменьшает подъемную силу примерно на 5%. Поэтому пренебрежение влиянием следа и другими нестационарными эффектами при выполненном в предыдущих главах анализе аэродинамических коэффициентов несущего винта и махового движения вполне оправдано. Однако для высших гармоник приведенная частота довольно велика, и влияние следя поперечных вихрей необходимо принимать во внимание при точном расчете нагрузок. [c.441]

Здесь верхние индексы обозначают гармоники разложений в ряд Фурье аэродинамических коэффициентов для полета вперед. При числе лопастей более трех появляются дополнительные степени свободы и уравнения, но динамика винта в невращающейся системе координат в основном определяется общим и циклическим шагами. Здесь не учитываются также силы, вызванные качанием лопасти. Для режима висения в матрицах остаются только средние значения, и уравнения сводятся к полученным выше. Наиболее важной особенностью динамики винта при полете вперед является связь вертикального и продольно-поперечного движений. [c.538]

Для больщинства сооружений ветер слабо влияет на частоту колебаний. В этом случае п па, и первым слагаемым в (4.2) можно пренебречь. Параметр к (так же, как и ба) зависит от формы поперечного сечения, приведенной скорости, амплитуды колебаний и числа Рейнольдса. Если параметр йа положителен, то коэффициент потерь при действии силы аэродинамического демпфирования уа снижает амплитуду колебаний. В случаях, когда значение уа отрицательно и его величина такова, что 7а > Ук, Yoyи становится отрицательным, в сооружении наблюдаются нарастающие колебания. Отрицательное аэродинамическое демпфирование в данном случае рассматривают как аэродинамическое возбуждение. [c.82]

Аэродинамические коэффициенты бесконечно длинных тел — цилиндров различного неизменного по длине сечения, характерных острыми краями и плоскими гранями, приведены в табл. 3.1. Коэффициент лобового сопротивления многих стержней мало зависит от формы поперечного сечения и близок к коэффициенту сопротивления плоской пластинки. У несимметричных профилей появляется подъемная сила, которая, суммируясь с лобовым сопротивлением, увеличивает нагрузку на тело. Например, у тела в виде равнобокового уголка коэффициент сн = = 2,76 (отнесен к ширине полки). [c.57]

Уравнения движения для поперечного сечения аэродинамической поверхности или балки жесткости моста. Рассмотрим поперечное сечение аэродинамической поверхности или балки жесткости моста (рис. 6.20), находящегося под действием набегающего потока с плавным течением. Принимаем, что сечение имеет две степени свободы, соответствующие перемещениям при изгибе и кручении, которые обозначаем соответственно через hua. Механическая система на единицу длины характеризуется массой т, моментом инерции I, статическим моментом масс S (равным произведению массы т на расстояние а между центром масс и центром жесткости), вертикальной восстанавли-ваюш,ей силой и восстанавливающим крутящим моментом, задаваемыми с помощью коэффициентов упругости и С , и коэффициентами сопротивления Сд и Са. Используя ЭТИ определения, уравнения движения можно записать в виде [6.66, 6.67] [c.179]

Рис. 8.16. Коэффициенты лобового сопротивления, подъемной силы и аэродинамического момента для поперечного сечения мос а Нью Бар-рард Инлет Кроссинг [8.281 1 — при наличии перил и ограждений проезжей части 2 — в отсутствие их

Показано, что усреднением в поперечном сечении канала скоростей, объемных концентраций и сил межкомпонентного взаимодействия может быть сформулирована одномерная задача о динамике потока частиц (3.37) и эжектируемого им воздуха (3.38) в закрытых желобах. Для коротких желобов (/г < 0,3) аэродинамические процессы с достаточной для практики точностью описываются уравнением (3.99) динамики равноускоренного потока частиц и равномерного движения эжектируемого воздуха (рис.3.8). Объем эжектируемого воздуха из-за тормозяш,его действия потока частиц в начале желоба ограничен. С ростом числа Бутакова-Пейкова коэффициент скольжения компонентов (3.121), возрастая, стремится к асимптотическому значению, равному (р = + п)12. [c.387]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...