Возмущение угла атаки

После подстановки индекс бал опускаем. Возмущения угла атаки, результирующей скорости и числа Маха приобретают вид [c.512]

Вследствие предположения о неизменности угла атаки коэффициенты Сх и j, в уравнениях движения имеют те же значения, что и в уравнениях равновесия. Уравнения моментов (39) выписывать не надо, поскольку было принято, что оно выполняется и в возмущенном движении. Почленно вычитая уравнения (45) из (44), отбрасывая произведения малых величин о и 9, а также (и ) , получаем [c.270]

Ограничимся случаем обтекания тонкого профиля под такими малыми углами атаки, когда возмущения скорости относительно невелики [c.32]

Рассмотрим околозвуковое обтекание тонких сверхзвуковых профилей под малыми углами атаки ). В этом случае возмущение однородного потока, направленного по оси х, невелико и ю < 1,0) и возможно существенное упрощение точного [c.60]

Задача существенно упрощается при наличии малых возмущений, например при обтекании решеток слабо изогнутых профилей под малыми углами атаки. В этом случае удается показать ), что интерференция пластин в решетке всегда приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы по сравнению с изолированной пластиной. Аналогичный вывод может быть сделан и для коэффициента волнового сопротивления, так как качество пластины, как уже указывалось выше (без учета поверхностных сил трения), определяется только углом атаки [c.76]

Исключение составляет случай обтекания решеток пластин под нулевым углом атаки, при котором направление потока совпадает с направлением пластин. В этом случае возмущения перед решеткой бесконечно тонких пластин отсутствуют, и во [c.87]

Рис. 10.62. К определению минимальной длины 1т прямолинейного отрезка бесконечно тонкого профиля, при котором возмущения перед решеткой отсутствуют, при нулевом угле атаки и при < о,

Заметим, что рассмотренное здесь свойство обтекания решеток тонких пластин при нулевом угле атаки распространяется и на случай решеток бесконечно тонких изогнутых профилей, составленных из прямолинейного отрезка достаточной длины Z и сопряженной с ним дужки (рис. 10.62). Минимальная длина прямолинейного отрезка определяется требованием, чтобы волна Маха, распространяющаяся от точки сопряжения, не выходила за фронт решетки. При несоблюдении этого условия слабые возмущения, вызываемые течением вокруг сопряженной дужки, нарушат однородность потока перед решеткой. [c.87]

Приведенные уравнения для потенциала возмущения дают возможность исследовать обтекание тонкого профиля, расположенного под малым углом атаки в дозвуковом сжимаемом потоке, в частности свести решение задачи об обтекании заданного профиля сжимаемым потоком к решению задачи об обтекании видоизмененного профиля несжимаемым потоком. При этом для определения коэффициента давления и аэродинамических коэффициентов [c.171]

Физически это объясняется те.м, что с увеличением числа М дозвукового обтекания свойство сжимаемости среды приводит к более сильному увеличению местных скоростей возмущения, вызванных присутствием тонкого тела, причем это увеличение пропорционально 1/1/1 — М . Такое явление обусловлено тем, что в сжимаемом газе при увеличении местных скоростей в струйках около тела уменьшение давления вызывает уменьшение плотности, а это, в свою очередь, вследствие постоянства местного расхода в струйках, равного расходу р, Усс в невозмущенном потоке перед телом, должно быть компенсировано более значительным возрастанием местной скорости, чем в сжимаемом потоке при прочих равных условиях. Это возрастание скоростей возмущения в сжимаемом потоке компенсируется увеличением толщины и угла атаки того же профиля, но обтекаемого потоком несжимаемой жидкости. [c.178]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха прямоугольной формы в плане под малым углом атаки характеризуется влиянием передней сверхзвуковой и боковых дозвуковых кромок на возмущенное течение вблизи поверхности. При этом одновременное влияние передней и одной боковой кромок имеется в пределах конусов Маха с вершинами в углах крыла, если образующие этих конусов пересекаются вне крыла. Если эти образующие пересекаются на поверхности крыла, то возникает еще одна зона, где на возмущенное течение действуют одновременно обе боковые кромки. [c.214]

Граничное условие для скосов потока соответствует требованию, при котором на базовой плоскости в каждой точке возмущенные скорости Г,, погашали составляющую, обусловленную влиянием угла атаки, а также угловых скоростей крыла Йх и йг- Это условие имеет вид [c.364]

Рассмотрите схему расположения скачков уплотнения и слабых волн возмущения, а также характер распределения коэффициента давления около тела вращения с конической головной частью, обтекаемого без угла атаки сверхзвуковым потоком, при условии, что половина угла конуса при его вершине меньше критического. [c.479]

Так как движение в возмущенной области около конуса, находящегося под углом атаки, обладает свойством конического течения, в соответствии с которым коэффициент давления р на поверхности конуса зависит лишь от координаты у, то приведенное выражение можно представить в виде [c.491]

Линеаризация уравнений движения газа около тонких тел вращения, движущихся под малыми углами атаки, заключается в приведении нелинейных дифференциальных уравнений, не имеющих общих решений, к линейному виду, для которого общее решение имеется. Такое упрощение уравнений возможно, если сделать предположение, что параметры возмущенного течения около тонких тел мало отличаются от соответствующих их значений в невозмущенном потоке, т. е. для составляющих скорости в цилиндрических координатах получим Vy= Vx, [c.498]

По сравнению с изолированным крылом подъемная сила такого же по размерам и форме крыла при его присоединении к корпусу увеличивается. Это происходит потому, что поток, возмущенный корпусом, обтекает крыло под большими местными углами атаки. При этом возрастает перепад давлений снизу и сверху крыла, что и обусловливает увеличение его подъемной силы. [c.603]

Статическая устойчивость схематически подразделяется на продольную и боковую. При этом в случае продольной устойчивости полагают, что все возмущающие силы и моменты действуют в продольной плоскости связанных осей хОу. Таким образом, исследуются только такие движения аппарата, которые происходят в его плоскости симметрии при отсутствии крена и скольжения. При анализе боковой устойчивости рассматриваются возмущенные движения летательного аппарата, связанные с изменением углов крена и скольжения при неизменном угле атаки. Такие движения всегда взаимосвязаны. Отклонение элеронов вызывает не только крен, но и скольжение. Вместе с тем поворот улей направления приводит также к накренению. Поэтому исследование боковой устойчивости связано с анализом как моментов крена, так и моментов рыскания. [c.32]

В самом деле, если известно, например, что производная гпг отрицательна и что, следовательно, центр давления расположен за центром масс, то можно сделать вывод лишь о продольной статической устойчивости. Но нельзя сказать, например, какова будет амплитуда колебаний угла атаки при том или ином значении параметра начального возмущения и каким образом по времени будет происходить ее изменение. На все эти и другие вопросы отвечает теория динамической устойчивости летательного аппарата или устойчивости его движения. Эта теория позволяет, естественно, исследовать не только колебания летательного аппарата, но и общий случай движения аппарата на траектории и устойчивость этого движения. Теория динамической устойчивости использует результаты аэродинамических исследований, полученных на режимах неустановившегося обтекания, при котором на тело будут действовать в отличие от статических условий дополнительные аэродинамические нагрузки, зависящие от времени. [c.37]

Исследование свойства управляемости, т. е. определение способности летательного аппарата реагировать на отклонение рулей соответствующими изменениями параметров движения (углов атаки, тангажа, рыскания, наклона траектории), является основным при изучении возмущенного движения. Для этих целей служат линеаризованные уравнения, описывающие возмущенное движение летательного аппарата, испытывающего воздействие управляющих усилий от органов управления. Анализ этих уравнений позволяет установить влияние аэродинамических характеристик аппарата, обусловленных таким воздействием, на управляемость. [c.51]

В нормальной (обычной) схеме (рис. 1.13.6,а) управляющее оперение I (рули) расположено за крылом 2 в хвостовой части летательного аппарата, что обеспечивает ему ряд преимуществ аэродинамического и конструктивного характера [15]. При таком расположении рулей возмущения от них не влияют на крыло, следовательно, условия его обтекания более благоприятны. Рули могут обеспечить резкий маневр летательному аппарату при сохранении их плавного обтекания. При достаточно большом первоначальном угле атаки это достигается последующим уменьшением угла до критического значения. [c.114]

Предположим, что летательный аппарат движется по криволинейной траектории под нулевым углом атаки (рис. 2.4.2) в продольной плоскости. Исследование демпфирования можно осуществить в предположении, что это движение с точки зрения аэродинамического воздействия эквивалентно вращению аппарата около центра масс с некоторой угловой скоростью 2 г-Вследствие такого вращения оперение и часть корпуса под ним будут находиться под некоторым местным углом атаки, равным Да = й 1(> ц.т)оп/ , где ( ц.т)оп —расстояние от центра масс аппарата до центра тяжести площади оперенного участка й г(Хц.х)оп — скорость дополнительного вертикального потока V — скорость возмущенного потока, набегающего на оперение. [c.183]

В данном параграфе ) изложена теория стационарного обтекания сверхзвуковым (М > 1) потоком газовзвеси тонких тел, направленных под малым углом атаки к потоку и вносящих в него малые возмущения. При этом рассматриваются такие режимы, определяемые массовым содержанием фаз, размером частиц и размером обтекаемого тела, когда имеется взаимное влияние, газа и частиц друг на друга. [c.374]

При у = 5 намечается нарушение симметричности температурного поля, особенно увеличивающееся при отрицательных углах атаки. При этом возрастает и толщина зоны теплового возмущения, что связано с медленным направленным вниз движением частиц вдоль [c.106]

На нерасчетных режимах углы атаки на рабочих лопатках первой ступени могут сильно возрасти (см. гл. 4) и, кроме того, первые ступени наиболее подвержены влиянию различных возмущений входящего в двигатель потока, вызванных неравномерностью потока за воздухозаборником и другими возможными причинами. Следовательно, в первых ступенях надо иметь повышенные запасы по углам атаки, т. е. по нагрузке решеток. Поэтому при распределении работы сжатия между ступенями первые одну-две ступени приходится нагружать значительно слабее остальных. В последующих ступенях, имеющих обычно уже более высокие значения d, нагрузка соответственно увеличивается. [c.110]

Пристального внимания требуют вопросы размещения воздухозаборника на летательном аппарате. Это объясняется тем, что воздухозаборник интерферирует с планером летательного аппарата и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу, которые при правильной компоновке (для воздухозаборников некоторых схем) могут даже увеличиваться на определенных режимах полета. Наоборот, неудачная компоновка воздухозаборника может привести к ухудшению аэродинамических характеристик летательного аппарата. С другой стороны, воздушный поток, возмущенный элементами летательного аппарата, может иметь значительную неравномерность перед входом в воздухозаборник, особенно при эволюциях. В этом случае выбор места расположения воздухозаборника должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки и скольжения, значительно изменяющихся в условиях полета. Образующиеся при обтекании поверхностей летательного аппарата пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника и оказывать отрицательное влияние на его внутренний процесс. [c.254]

При расположении входных устройств у боковых поверхностей фюзеляжа изменение фактических углов набегания потока на воздухозаборник в ряде случаев оказывается большим, чем изменение углов атаки самолета из-за местных возмущений потока, созда- [c.284]

Продольная статическая устойчивость по перегрузке (по углу атаки) определяет стремление самолета самостоятельно, без вмешательства летчика, сохранить перегрузку (угол атаки) исходного режима полета (до действия возмущения). При рассмотрении продольной статической устойчивости по перегрузке предполагается, что величина скорости полета постоянная. [c.188]

Подхват — интенсивный рост перегрузки (углов атаки), вызванный либо внешним возмущением (попаданием в восходящий поток воздуха), либо отклонением стабилиза- [c.190]

Коэффициенты Me, Afft и представляют собой моменты в плоскости взмаха, вызванные изменениями подъемной силы вследствие возмущений угла атаки. Эти коэффициенты полностью определяются характеристикой режима и формой тона махового движения лопасти (см. формулы предыдущего раздела). В другие коэффициенты входят скорость или сила в плоскости вращения либо то и другое для их определения необходимо знать параметры установившегося движения лопасти (0, Up, а, Ut, Ur). Эти коэффициенты зависят от режима работы винта, особенно от коэффициента силы тяги. [c.520]

Для аппарата с моментной характеристикой 2 случайное возмущение угла атаки приводит к возникновению дестабилизируюш их моментов, т. е. моментов, способствуюш их увеличению угловых возмуш ений. Летательный аппарат с моментной характеристикой 2 является статически неустойчивым. Аналогично рассуждая, можно показать, что не симметричный аппарат при балансировочных углах атаки ai, и аз — статически устойчив, а при балансировочном угле атаки а.2 — статически неустойчив. [c.13]

Интересно отметить, что длина эквивалентного математического маятника составляет h = x) j(2g), т. е. равна высоте, на которую поднялась бы материальная точка, брошенная вертикально вверх со скоростью Vo. Период колебаний, совершаемых самолетом при возмущении прямолинейного горизонтального полета, велик это — длиннопериодические, или фугоидные, колебания. Если бы мы учли изменяемость угла атаки, то получили бы изложение на эти длиннопериодические колебания другой группы колебаний — короткопериодических. [c.271]

Определите параметры возмущенного течения на верхней стороне пластинки, обтекаемой гиперзвуковым воздушным потоком с числом = 10 и fe = = -pi v = 1,4 при а = 0,1 рад. Полагая, что течение около другой пластинки, расположенной под углом атаки а = 0,05 рад, аэродинамически подобное, вычислите параметры ее обтекания. [c.175]

В случае малых возмущений, наблюдающихся при обтекании относительно тонких профилей при малых углах атаки, нелинейное дифференциальное уравнение (VIII.2) может быть линеаризировано и для сверхзвукового потока будет иметь вид (VIII.6). [c.198]

Далее, относительно момента всех внешних сил необходимо прежде всего отметить, что так как речь идет о моменте относительно центра тяжести, то момент силы тяжести равен нулю. То же самое можно сказать и о силе тяги винта, поскольку, как только что было сказано, можно принять, что в возмущенном движении она остается приблизительно осевой. Поэтому остается принять во внимание только момент относительно центра тяжести сопротивления воздуха или, еще точнее, местных действий потока воздуха на отдельные элементы поверхности самолета. Очевидно, по крайней мере в первом приближении, что эти действия зависят только от скоростей частиц воздуха относительно отдельных элементов поверхности, а эти скорости в свою очередь зависят от величины v поступательной скорости и от угла атаки а. Так как мы намерены рассмотреть здесь малые колебания около нормального полета, когда будем иметь v = Vq, а. = /, то нам придется приписать момету М( , который должен исчезать при v = Vq, a = t, выражение вида [c.52]

Направляющие аппараты компрессоров и сопловые аппараты турбин. Они деформируют поле скоростей и давлений потока, вызывая образование аэродинамических следов , в которых полное давление отличается от полного давления в межлопаточных каналах. Возмущение от направляющих аппаратов способно распространяться и против потока. Осесимметричный поток (Sn= ) на некотором отдалении от фронта решетки направляющих лопаток при подходе и выходе из нее деформируется в поворотно-симметричный с порядком симметрии Sn==z, где 2 — число нанравляющих (сопловых) лопаток, размещенных равномерно по окружности. Соответственно порождаются гармоники с номерами, равными числу лопаток и кратными ему. Наиболее сильно поток деформируется на нерасчетных режимах работы направляющих аппаратов (при больших углах атаки). [c.142]

Описанная картина наблюдается обычно в диапазоне гёпр 0,9. .. 1,1. При значительном снижении приведенной частоты вращения (гёпр<0,7. .. 0,8) рассогласование ступеней становится существенным, причем на оптимальном режиме работы компрессора первые ступени работают с повышенными углами атаки, а последние — с сильно пониженными (см. рис. 4. 22). Поэтому при уменьшении расхода воздуха, несмотря на более быстрое уменьшение коэффициентов расхода в последних ступенях, критические углы атаки могут быть достигнуты раньше в первой или в одной из первых ступеней, причем это упреждение будет тем более значительным, чем меньше Япр. Однако в первых ступенях, имеющих относительно длинные лопатки, срывные зоны имеют первоначально небольшие размеры, и вызванные ими возмущения могут оказаться недостаточными для распространения срыва на другие ступени, имеющие углы атаки значительно меньше критических. Поэтому в этом случае возникшие срывные зоны, имеющие структуру и частоту вращения (ы>0,5), типичные для ступеней с малыми значениями d, первоначально захватывают обычно только одну или несколько первых ступеней, не нарушая устойчивой работы компрессора в целом. Лишь при дальнейшем уменьшении расхода воздуха срывные зоны постепенно увеличиваются в размерах и захватывают все большее число ступеней, пока увеличение углов атаки не приведет к срыву потока уже во всем компрессоре. При этом также может наблюдаться скачкообразное падение расхода воздуха и степени повышения давления в компрессоре (см. кривую гёдрг на рис. 4. 26), но со значительно меньшей амплитудой скачка, чем при высокой частоте вращения. [c.146]

В большинстве случаев процесс изменения параметров движения во времени имеет колебательный характер. Общее возмущенное движение слагается из двух колебаний короткопериодического движения с периодом Т = 10 12 с и длиннопериодического (фугоидного) Тд = 15 -н 20 с. Первое связано главным образом с изменением угла атаки а, а второе с изменением скорости полета V. Допустима неустойчивость длиннопериодического движения, если время удвоения амплитуд соиавляет не менее 60 с. Параметры короткопериодического движения определяют важные характеристики динамикн полета ЛА — его устойчивость и управляемость. Приближенно частоту (Ок и коэффициент затухания короткопериоднческого колебания находят по следующим формулам [31] [c.479]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...