Угол атаки

В отдельных местах, особенно там, где опасно накопление пыли, на внутренней поверхности криволинейных лопаток допускают некоторое ухудшение распределения скоростей и заменяют криволинейные направляющие лопатки прямыми пластинками. Число, ширину (равную хордам криволинейных лопаток) и расположение этих пластинок определяют по тем же формулам, что и для направляющих лопаток. Пластинки предпочтительнее размещать равномерно по сечению. Угол атаки пластинок а л 85°. [c.49]

Направляющие лопатки в колене обладают тем недостатком, что при значительном отклонении их угла атаки от оптимального значения они сами могут стать причиной одностороннего отклонения потока в ту или иную сторону. В данном случае оптимальный угол атаки лопаток а.-, 48°. Примерно такой угол принят в варианте 1-3, для которого распределение скоростей по всему сечению рабочей камеры получено практически равномерным (Л4к 1,05), [c.224]

Угол атаки лопатки 43, 45, 48, 49, 196, 204 [c.348]

Учитывая угол атаки, по графику (см. рис. 27-3) определяем поправочный коэффициент е == 0,87, следовательно, [c.446]

При обтекании хорошо обтекаемого крыла, наклоненного под малым углом к направлению потока а на рис. 36, так называемый угол атаки), развивается большая подъемная сила Fy, при этом сопротивление Fx остается малым, и в результате отношение Fy/Fx может достичь больших значений (порядка 10—100). Так продолжается, однако, лишь до тех пор, пока угол атаки не сделается слишком большим (обычно 10°). После этого сопротивление начинает очень- быстро возрастать, а подъемная сила падать. Это явление обусловливается тем, что при больших углах атаки тело перестает удовлетворять условиям хорошей обтекаемости место отрыва сильно смещается по поверх-пости тела по направлению к его переднему краю, в результате чего след делается значительно более широким. Надо иметь в виду, что в предельном случае тела очень малой толщины, т. е. плоской пластинки, хорошее обтекание имеет место только при очень малом угле атаки отрыв происходит на переднем крае пластинки уже при малых углах ее наклона к направлению потока. [c.259]

Угол атаки а отсчитывается, по определению, от того положения крыла, при котором подъемная сила равна нулю. При малых углах атаки подъемную силу можно разложить в ряд по степеням а. Ограничиваясь первым членом разложения, мы можем считать силу Fy пропорциональной а. Далее, по тем же со- [c.259]

Рассмотрим обтекание хорошо обтекаемого тонкого крыла дозвуковым потоком сжимаемого газа. Как и в несжимаемом газе, хорошо обтекаемое дозвуковым потоком крыло должно быть тонким и иметь заостренную заднюю и закругленную переднюю кромки угол атаки должен быть малым. Выберем направление обтекания в качестве оси х, а ось z—в направлении размаха крыла. [c.648]

Поскольку крыло обладает уплощенной формой и угол атаки мал, то нормаль п направлена почти параллельно оси у, так что пу близко к единице, а Пх, Пг малы. В написанном условии мы можем поэтому опустить малые члены второго порядка [c.648]

Пример 65 Воздушный поток набегает на вращающуюся лопасть Ветряного двигателя с абсолютной скоростью Од = 10 м/с (рис. 207). Угол атаки а, образованный направлением вектора абсолютной скорости Va с хордой сечения К лопасти, переменен по ее размаху (лопасть закручена) и равен ао = 30 в среднем сечении лопасти, находящемся на расстоянии Го = 2 м от оси вращения. Считая, что относительная скорость частиц воз- [c.304]

Угловая скорость 162, 210, 211 Угол атаки 304 [c.351]

Из этой формулы вытекает, что для совершения виража по возможности малого радиуса следует увеличивать угол крена и коэффициент подъемной силы, т. е. вместе с углом крена увеличивать угол атаки. [c.23]

Получим выражение для угла атаки аа- Угол атаки при произвольном положении базиса j относительно вектора скорости потока Vo (рис. 6.19) — это угол между вектором нормальной составляющей скорости потока v и вектором ез, направленным по оси симметрии сечения. Вектор v определяется как [c.249]

Входящий в полученные выражения для проекций аэродинамической силы qi, коэффициент Сь(аа) зависит от угла атаки и формы сечения стержня. Как уже указывалось выше, зависимость от угла Ga можно получить только экспериментально. Экспериментально полученные графики, устанавливающие зависимость аэродинамических коэффициентов с ,, l и Ст для ряда сечений, приведены в 6.3. При численном решении уравнений равновесия стержней, нагруженных аэродинамическими силами, достаточно иметь числовые значения в зависимости от аа, что и получают при обработке экспериментальных данных. Для стержня, который под действием аэродинамических сил и моментов деформируется, угол атаки аа=аао+ааь где аао — начальный (известный) угол атаки о.а — дополнительный угол атаки, вызванный деформацией стержня, который определяется из решения уравнений равновесия стержня в потоке. Выражение для угла Oai при малых перемещениях точек осевой линии стержня и малых углах поворота связанных осей выводится дальше [см. соотношение (6.85)]. [c.251]

Угол атаки 239 Устойчивость статическая 92 [c.318]

Рассматривая угол атаки как функцию трех переменных и,, разложим функцию (8.39) в ряд Тейлора в окрестности точки О ограничившись линейным приближением, получим [c.246]

Силы, действующие на пространственно-криволинейный стержень некруглого сечения. Угол атаки для стержней некруглого сечения. Полученные выражения для аэродинамических сил Aqь Aqя и Аяь справедливы для стержней симметричного сечения, когда ось симметрии сечения параллельна вектору скорости потока. Для стержней некруглого сечения угол атаки зависит не только от нормальной составляющей (и ) скорости и точек осевой линии стержня, но и от углов О/. В 6.2 ч. 1 было получено выражение (6.86) для приращения угла атаки Аоа при малом отклонении осевой линии стержня от состояния равновесия. При малых колебаниях появится еще дополнительный малый угол атаки, зависящий от компонент вектора Пл [соотношение (8.41)]. Поэтому полный угол атаки для стержней некруглого сечения [c.248]

Лобовая сила. В 6.2 ч. 1 были получены выражения для проекций силы лобового сопротивления (6.88) с учетом изменения угла атаки (в статике). В динамике угол атаки получит дополнительное приращение из-за скоса потока (из-за ил ) [соотношение (8.41)1, поэтому [c.248]

Подъемная сила. Ранее было получено выражение (8.43) для Aqi. при малых колебаниях стержня некруглого сечения. Для стержней симметричного сечения подъемная сила в статике, когда Vo параллельна оси симметрии, равна нулю. Для стержней несимметричного сечения из-за естественного угла атаки Оао подъемная сила в статике нулю не равна. При нагружении стержня потоком угол атаки изменяется, что приводит к изменению подъемной силы. В 6.2 ч. 1 приводится выражение (6.90) для приращения подъемной силы в статике [c.249]

Картина обтекания крыла потоком существенно зависит от расположения крыла по отношению к потоку. Профиль крыла, который мы будем рассматривать, не имеет плоскости симметрии, поэтому для характеристики положения крыла по отношению к потоку приходится условно выбирать ту плоскость, относительно которой отсчитывается угол, образуемый крылом с направлением потока. Этот угол а (рис. 334) мы и будем принимать за угол атаки. [c.555]

Но с увеличением угла атаки резко понижается давление над крылом, и поэтому подъемная сила сначала быстра растет с увеличением угла атаки. Однако, когда угол атаки достигает некоторой определенной величины (для рассматриваемого профиля—около 15 ), картина обтекания резко меняется. Условия обтекания передней верхней части крыла при больших углах атаки становятся сходными с условиями обтекания задней стороны цилиндра, и, так же как в случае цилиндра, обтекающий поток отрывается от крыла уже не у самой задней кромки позади крыла образуется завихренное пространство. С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро перемещается от задней кромки крыла к передней. [c.556]

Перетекание воздуха снизу вверх у торцов крыла происходит тем более интенсивно, чем больше разность давлений под крылом и над ним, т. е. чем больше угол атаки. Вследствие этого при увеличении угла атаки лобовое сопротивление для крыла конечного размаха растет гораздо быстрее, чем для крыла бесконечной длины. Ясно, что эти явления сказываются тем меньше, чем больше длина крыла по отношению к его ширине, т. е. чем больше относительный размах крыла. С точки зрения уменьшения лобового сопротивления выгодно применять крылья с большим относительным размахом. [c.560]

Угол атаки лопаток выбирают в зависимости от отношения DJDq по данным, приведенным выше. [c.48]

Модель третьего варианта имела обычное узкое сечение входного отверстия (FJFQ = FJFo 9,5) II испытывалась при комбинированном распределительном устройстве в виде направляющих лопаток или пластинок в мес ге поворота потока и горизонтальной решетки в рабочей камере. Направляющие лопатки подбирали по методу, изложенно.му в гл. 1. Число лопаток определяли с помощью формул (1.14), а расположение их вдоль линии изгиба потока (линия а—Ь) принимали в одних случаях равномерным (одинаковое расстояние между лопатками), в других неравномерным — по формулам (1.17) и (1.18). Угол атаки (установки) лопаток а ( -48°. Прямые направляющие пластинки подбирали аналогичным образом и устанавливали по линиям, соответствующим хордам криволинейных лопаток. [c.196]

Вариант I—расширенное входное отверстие аппарата при широком подводящем участке. При совпадении ширины подводящего участка с шириной корпуса аппарата поток при входе в аппарат целиком направляется к задней стенке (противоположной входному отверстию), но скорости по ширине корпуса остаются почти постоянными. Для достижения равномерного распределения скоростей потока по поперечному сечению рабочей камеры аппарата в данном случае достаточно установить систему направляющих лопаток или направляющих пластинок, которые могут быть расположены вдоль линии поворота потока как равномерно, так и неравномерно. Степень равномерности распределения скоростей в случае применения направляющих лопаток и пластинок оказывается при данном варианте модели практически одинаковой. Однако после направляющих лопаток поток получается более устойчивым. Равномерное распределение скоростей при помощи направляющих лопаток или пластинок достигается только в том случае, если угол атаки равен или близок к оптимальному углу, зависящему от отношения DJDa. При = 4 оптимальный [c.197]

Приведенные формулы справедливы для цилиндра, который располагается перпендикулярно направлению потока. Если угол атаки Ф<С90°, то коэффициент теплоотдачи для ср = 90° нужно умножить на поправочный коэффициент е, взятый из графика (рис. 27-3), и = eagg. Как видно из графика, с уменьшением угла атаки поправочный коэффициент резко падает, а следовательно, уменьшается и коэффициент теплоотдачи. [c.433]

Пример 27-5. Цилиндрическая труба с наружным диаметром d == 30 мм и длиной I Ъ м охлаждается поперечным потоком воды с температурой t,,, = 10° С. Скорость воды да = 2 м1сек. Температура поверхности трубы /ст = 80° С угол атаки ф = 50°. Определить коэффициент теплоотдачи от поверхности трубы к охлаждающей воде и количество передаваемой теплоты. [c.445]

Пример 27-6. Определить средний коэффициент теплоотдачи конвекцией от поперечного потока дымовых газов состава Н2О = = 11%, СО2 = 13% и N2 == 76% к стенкам восьмирядного пучка труб. Трубы диаметром d = 60 jujm расположены в шахматном порядке. Средняя скорость потока газов в самом узком сечении пучка и = 10 м/сек. Температура газов перед пучком = 1200° С, за пучком = 800° С, угол атаки ф = 50°. Загрязнение труб пучка не учитывать. Давление пара внутри труб 100 бар и температура поверхностей труб / = 31Г С. Одновременно (для сравнения) вести расчет для коридорного расположения пучка труб. [c.446]

Режим дробеструйной обработки выбирают в соответствии со свойствами обрабатываемого материала, его твердостью и прочностью. При передозировании легко получить перенаклеп, вызывающий хрупкость и трещиноватость поверхностного слоя. Ориентировочные параметры (для термообработанных сталей) скорость потока дроби 50 — 60 м/с, интенсивность потока 50 — 80 кг/мин, угол атаки (угол наклона струи к обрабатываемой поверхности) 60 — 90°, продолжительность обработки 2 — 5 мин. При правильно выбранном режиме наклепа остаточные напряжения сжатия составляют 60 — 80 кгс/мм . [c.321]

Так как угол атаки а считается малым и является общим множителем в выражениях для<7 (8.24), то остальные сомно- [c.246]

При рассмотрении работы винта в реальных условиях, как уже указывалось, необходимо учитывать, что винт не только вращается, но и движется (вместе с самолетом) поступательно. Поэтому всякий элемент винта, кроме скорости w, обусловленной вращением, обладает еще скоростью обусловленной поступательным движением (рис. 357). Результирующая скорость и каждого. элемента винта оказывается вследствие этого в большей или меньшей степени отклоненной вперед, и поэтому угол атаки элемента винта уменьшается. Вместе с тем уметшается и подъемная сила элемента винта, и следовательно, результирующая сила все больше и больше отклоняется назад от направления и. Ее составляюн1ая в направлении V уменьшается — сила тяги элемента винта падает. При некотором значении скорости направление /( отклонится настолько (рис. 358), что окажется перпендикулярным к —сила тяги элемента винта упадет до нуля. При дальнейшем увеличении и, когда угол атаки примет некоторое отрицательное значение, подъемная сила обратится в нуль и сила /f будет направлена по и. Ее проекция на направление v будет направлена против V, т. е. элемент винта будет давать отрицательную силу тяги (рис. 359). [c.567]

Теоретическая механика (1976) -- [ c.268 ]

Теоретическая физика. Т.4. Гидродинамика (1986) -- [ c.259 ]

Курс теоретической механики. Т.1 (1982) -- [ c.304 ]

Механика стержней. Т.1 (1987) -- [ c.239 ]

Механика стержней. Т.2 (1987) -- [ c.245 , c.248 ]

Прикладная газовая динамика. Ч.2 (1991) -- [ c.22 ]

Краткий курс технической гидромеханики (1961) -- [ c.106 , c.162 ]

Исследование структуры и физико-механических свойств покрытий (1986) -- [ c.110 , c.112 , c.116 , c.120 ]

Курс теоретической механики Том 2 Часть 2 (1951) -- [ c.50 ]

Техника в ее историческом развитии (1982) -- [ c.283 , c.285 , c.288 ]

Справочник авиационного инженера (1973) -- [ c.17 ]

Теоретические основы теплотехники Теплотехнический эксперимент Книга2 (2001) -- [ c.508 ]

Механика жидкости и газа (1978) -- [ c.178 , c.221 ]

Теплотехнический справочник том 1 издание 2 (1975) -- [ c.302 ]

Теоретическая гидродинамика (1964) -- [ c.189 , c.190 ]

Гидроаэромеханика (2000) -- [ c.268 ]

Аэродинамика Часть 1 (1949) -- [ c.551 ]

Динамическая оптимизация обтекания (2002) -- [ c.32 ]

Теоретическая гидромеханика Часть1 Изд6 (1963) -- [ c.264 , c.286 ]

Аналитическая механика (1961) -- [ c.48 ]

Теория пограничного слоя (1974) -- [ c.35 , c.47 , c.457 ]

Прикладная газовая динамика Издание 2 (1953) -- [ c.348 ]

Техническая энциклопедия Том16 (1932) -- [ c.0 ]

Теплотехнический справочник Том 2 (1958) -- [ c.391 ]

Основы техники ракетного полета (1979) -- [ c.37 , c.257 , c.280 , c.333 ]

Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей Издание 3 (1986) -- [ c.40 ]

Аэродинамика решеток турбомашин (1987) -- [ c.22 , c.315 , c.316 , c.323 , c.329 , c.330 ]

Механика сплошных сред Изд.2 (1954) -- [ c.0 , c.215 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...