Коэффициент аэродинамический продольной силы

Я — продольная сила несущего винта (направлена назад) коэффициент аэродинамической перерезывающей силы лопасти в плоскости вращения (употребляется с индексом) [c.8]

Исследования показывают, что степень влияния производных устойчивости на аэродинамические коэффициенты неодинакова и практическое значение имеет лишь часть таких производных, в числе которых производные второго порядка составляют весьма небольшую долю. Анализ такого влияния осуществляется в каждом конкретном случае в зависимости от аэродинамической схемы летательного аппарата и условий его движения. В результате устанавливается, от каких производных зависят аэродинамические коэффициенты (или соответствующие силы и моменты) и влиянием каких из них можно пренебречь. При этом для каждого коэффициента можно выявить характерную тенденцию, связанную с такой зависимостью. Рассмотрим, например, коэффициент продольной (осевой) силы, выражение для которого можно записать в виде [c.18]

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]

Аппроксимация с постоянными коэффициентами для сил на втулке при полете вперед дана в разд. 11.5.2 и 11.6. Как и на висении, низкочастотная реакция в рассматриваемом случае определяется только аэродинамическими членами. Силы в плоскости вращения и моменты на втулке определяются в основном маховым движением. Напомним (см. предыдущий раздел), что при полете вперед вертикальная скорость вертолета приводит к продольному наклону плоскости концов лопастей [c.580]

Аналогично можно представить в виде суммы двух составляющих аэродинамические коэффициенты подъемной и боковой сял, а также моментов. Таким же образом записываются силы, моменты и их коэффициенты в связанных осях. Например, коэффициент продольной силы сн=сяр + сл/ (где Спр. Сд/— коэффициенты продольных сил соответственно от давления и трения). [c.35]

Используя зависимость (7.5.21), получим коэффициент продольной силы (7.5.23), соответствующий аэродинамической теории второго приближения [c.280]

Изменение аэродинамического коэффициента продольной силы С от угла атаки (турбулентный режим обтекания) для различных размеров и вариантов расположения щитков на острых и затупленных конических телах приведено на фиг. 4, в (М о = 5,12, Re= 13,1-10 1/м, Г(Ьо = 288 К,/гД = 1). [c.172]

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]

При изменении h/h в диапазоне 0,5-1,5 аэродинамические коэффициенты практически остаются постоянными в достаточно широком диапазоне углов атаки. Влияние количества щитков N на коэффициенты и С сегментно-конического тела иллюстрируется на графиках фиг. 5, г (Р/, = 60°, N = 1-12). Все управляющие поверхности имеют одну и ту же площадь, одинаковые геометрические размеры и угол наклона Р/,. С увеличением количества щитков или их площади коэффициент продольной силы при всех углах атаки непрерывно возрастает. Зависимости y N) в исследованном диапазоне а имеют оптимальные значения коэффициента Су, соответствующие его максимальной по модулю величине. Наибольшая отрицательная управляющая сила достигается при использовании трех-четырех управляющих щитков с углом охвата по периферийной части модели 90-120°. [c.175]

Найденное из эксперимента распределение давления до и после интерцептора позволяет вычислить соответствующие значения коэффициентов нормальной и продольной сил. Такое вычисление аналогично расчету аэродинамических коэффициентов профиля крыла. Вместе с тем определение искомых аэродинамических коэффициентов можно осуществить, используя приближенные теоретические методы. [c.315]

Запишем общие формулы для аэродинамических коэффициентов коэффициент продольной силы [c.564]

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]

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]

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]

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]

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]

Сжимаемость воздуха приводит к изменению сил, действующих на лопасть, и таким путем влияет на аэродинамические характеристики несущего винта и движение лопастей. Особенно важно в этом отношении увеличение градиента подъемной силы с числом Маха и резкое возрастание сопротивления и продольного момента при превышении числом Маха определенного критического значения. Если лопасть работает при больших переменных углах атаки (например, отступающая лопасть тяжело нагруженного винта), то влияние сжимаемости имеет важное значение даже при малых числах Маха. С точки зрения аэродинамических характеристик винта влияние сжимаемости проявляется главным образом в том, что коэффициент Ср, профильной мощности быстро возрастает, когда концевое число Маха превосходит критическое (число Маха, при котором начинается дивергенция сопротивления). Это критическое число зависит от угла атаки и возрастает вследствие трехмерности обтекания концевой части лопасти. Увеличение градиента подъемной силы мало влияет на величины и Pis/Po (которые определяются [c.250]

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]

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]

Необходимые данные определялись на режимах установившегося снижения при различных скоростях, измерялись и фиксировались высота, скорость, угол продольного наклона самолета, число оборотов двигателя. Принципиальную сложность представлял учет аэродинамического сопротивления воздушного винта и его влияния на обдуваемую им поверхность самолета. Поэтому зачетные режимы выполнялись в различных условиях с выключенным и с работаюш им на малом газе мотором. Нетрудно себе представить, что оба приема для сопоставления с результатами продувок модели в аэродинамической трубе требовали внесения поправки в измеренные значения коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы на влияние винта (его сопротивление, обдув струей винта крыла, оперения и фюзеляжа). Поправки, базирующиеся на расчетных данных, обеспечили получение весьма обстоятельных, хотя и не полностью взаимоувязанных результатов. [c.326]

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]

Расчет аэродинамических коэффициентов профиля в несжимаемом потоке. Как показывают исследования, при безотрывном обтекании профиля несжимаемым потоком его коэффициенты подъемной силы и продольного момента в диапазоне летных углов атаки а определяются соответственно зависимостями [c.160]

Аэродинамические коэффициенты профиля в дозвуковом сжимаемом потоке. Для определения аэродинамических коэффициентов профиля в дозвуковом сжимаемом потоке можно использовать данные об обтекании того же профиля несжимаемой средой. При этом для тонких профилей и небольших углов атаки расчет коэффициентов подъемной силы и продольного момента можно вести на основе формулы Прандтля — Глауэрта, аналогичной зависимости (4.1.32) для коэффициента давления [c.164]

Результаты экспериментальных исследований сверхзвукового обтекания зондов-пенетраторов в диапазоне углов атаки а = 0-40° приведены на фиг. 2, б. Здесь же для сравнения даны аэродинамические характеристики тормозного устройства в отсутствие корпуса (штрихпунктирные кривые). При малых а наблюдается существенное уменьшение аэродинамического коэффициента продольной силы пенетратора по сравнению с обтеканием тормозной юбки в отсутствие корпуса, что обусловлено существованием отрывного течения. При а > 15° корпус оказывает малое влияние на (фиг. 2,6). [c.167]

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]

При одинаковых силах тяги винтов = т. Когда превышение мало, величина х несколько меньше 1, а при hnp = 2R коэффициент интерференции обращается в нуль. Степневский установил, что результаты расчетов по его теории хорошо согласуются с экспериментальными данными о потерях на интерференцию для вертолетов продольной схемы. Хотя эта теория дает лишь грубую оценку влияния интерференции, она позволяет удбвлет-ворительно рассчитать аэродинамические характеристики несу щей системы при полете вперед, когда индуктивная мощность мала. [c.151]

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]

Кроме затрат мощности на отдельный несущий винт имеются еще дополнительные потери. Потери на аэродинамическую интерференцию несущих винтов и винта с фюзеляжем составляют значительную часть располагаемой мощности, особенно у вертолетов продольной схемы. У вертолетов одновинтовой схемы нужно учитывать также потери на рулевой винт. Расчет характеристик рулевого винта осложнен тем, что этот винт работает в следе несущего винта и фюзеляжа. Интерференция уменьшает эффективноеть рулевого винта особенно увеличиваются его нагрузки и вибрации. При маневрировании по рыскаиию рулевой винт может даже попасть в режим вихревого кольца, вследствие чего ухудшается управление и значительно усиливаются вибрации. Характеристики рулевого винта можно рассчитать, учитывая, что его сила тяги задана аэродинамическим моментом несущего винта, т. е. Гр. в = Q/lp. в, где /р. в — плечо рулевого винта относительно вала несущего винта. Так как потребная мощность рулевого винта составляет малую часть общей мощности, а потери на интерференцию нужно как-то оценить, часто прибегают к весьма приближенным формулам. Потери на интерференцию между частями вертолета и потери на рулевой винт можно также учесть в общем к. п. д. т]. При этом нужно рассчитать только затраты мощности на несущий винт, а полная потребная мощность определяется умножением этих з атрат на коэффициент 1/т]. Если принять в расчет потери в силовой установке и в трансмиссии, а также потери на интерференцию и рулевой винт, то на режиме висения в типичном случае ti составляет 0,80 0,87. При полете вперед т], как правило, больше, поскольку потери на интерференцию и на рулевой винт уменьшаются. [c.270]

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]

А. Marines u [1.241] (1967) исследует свободные и вынужденные колебания стержня со свободными концами. Предполагается, что стержень имеет переменные по длине массу и жесткость, которые являются гладкими функциями продольной координаты. Система уравнений балки Тимошенко приведена к одному уравнению с переменными коэффициентами. Выписаны члены, которые, по мнению автора статьи, учитывают внутреннее демпфирование, аэродинамическое демпфирование, осевые и восстанавливающие силы. Для низших мод не учитываются инерция вращения, деформация сдвига и демпфирование. Рассмотрены три типа возмущающих сил гармонические, случайные, разрывные. Возмущающая сила вводится в правую часть дифференциального уравнения, при этом допущена ошибка — вместо пространственно-временного дифференциального оператора в правой части записана единица. Решение выписывается в виде бесконечного ряда по системе собственных, по предположению, ортогональных функций, которые в работе не определяются. [c.69]

Особенностью аэродинамической компоновки самолета Ш-1, а затем и Ш-2 являлись очень большие углы заклинения верхнего и нижнего крыльев (6,5 и 10° соответственно), что позволяло полностью использовать максимальный коэффициент подъемной силы крыла (угол атаки 15 — 16° ) при относительно небольшом (10°) угле наклона самой лодки при касании воды или суши. В горизонтальном полете, когда угол атаки крыла уменьшался до 3°, носовая часть лодки самолетов Ш-1 и Ш-2 была немного опущена вниз, что обеспечивало хороший обзор вперед из кабины экипажа. Кроме того, выбранные углы заклинения крыла и продольного наклона лодки при посадке (так называемого угла продольной килеватости) позволяли иметь очень небольшую высоту стоек шасси, что упрощало конструкцию шасси и снижало его массу. Самолеты Ш-1 и Ш-2 были первыми советскими самолетами-амфибиями и выбранные для них соотношения углов продольной килеватости и заклинения крыла использовались и на последующих советских амфибиях, естественно, с поправкой на другие несущие способности крыльев. [c.290]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...