Угол атаки геометрический

Геометрические размеры носового профиля (рис. 17.2) радиус затупления клина R 8 мм длина L = 40 мм угол полураствора 0 = 5°. Угол между вектором скорости набегающего потока и образующей носовой части <рыла (угол стреловидности) принять равным 60". Угол атаки крыла считать равным нулю. Профиль симметричен относительно продольной оси. Время полета 20 с. [c.264]

Переход с турбинного режима работы на компрессорный. Одним из главных аспектов поставленной задачи является определение точки перехода ступени с заданными геометрическими размерами с турбинного режима работы на компрессорный. При работе реальной, ступени в режиме G = О прикорневая область РК работает как компрессор, нагнетая рабочее тело от выхода ко входу, а периферийная — в турбинном режиме. Суммарный расход G рабочего тела через ступень равен нулю. Теоретически значение числа и /Сд, соответствующее точке перехода, можно определить из следующих соображений. Поскольку расход рабочего тела в этой точке равен нулю, то равна нулю и расходная составляющая скорости на входе в РК Тогда щ = Ui, и угол атаки РК i = 90°. Считая, что кинетическая [c.184]

Решетка лопаток (или профилей) рабочего колеса показана на рис. 5.7. Геометрические величины, характеризуюш,ие решетку профилей рабочего колеса, во многом аналогичны таким же для сопловой решетки. Поэтому их рассматривают шаг решетки t — как расстояние между соседними лопатками (при этом для круговой решетки различают шаг решетки на входе и выходе t ) ширину решетки В — как размер ее в направлении оси [под осью понимается прямая, перпендикулярная линии, соединяюш,ей соответственно точки лопаток на входе (передний фронт решетки) или на выходе (задний фронт решетки)] хорду профиля Ь — как расстояние между концами средней линии лопатки входной и выходной установочные углы 2л — как углы между соответствующим фронтом решетки и касательной к оси лопатки (средней линии) на входной и выходной кромках установочный угол ауст — как угол между хордой профиля и фронтом профиля углы входа и выхода потока и рз — как углы между соответствующим фронтом решетки и направлением скорости Б относительном движении на входе и выходе угол изгиба профиля — как 0 = 180 — (Pi + Ргл) угол поворота потока в решетке — как В = 180 — (Pi + Ра) угол атаки i — как угол между вектором скорости на входе в решетку в относительном движении Wj и касательной к средней линии (оси) профиля на входной кромке (i = р1л — Pi)i угол отставания потока — как б = Ра — Ргл относительный шаг решетки — как t = t/b высоту решетки /р — как расстояние между ограничивающими поток поверхностями в направлении, ортогональном направлению течения и фронту решетки. [c.96]

Коэффициент ф определяем по фиг. 13. Таким образом находим относительную скорость входа в рабочие каналы. Для определения геометрического угла входа следует определить для небольших высот лопаток угол входа, приняв во внимание периферийную скорость лопатки. Построив треугольник скоростей для периферийного сечения, находим угол который больше Pi. Угол примем за геометрический угол входа. Для среднего расчетного сечения, следовательно, будет положительный угол атаки [c.63]

GJ[t, т, Jjn — жесткости на изгиб и кручение, погонная масса и массовый момент инерции V, р — скорость и плотность потока > Су —угол атаки профиля крыла и коэффициент подъемной силы. Направления координатных осей и геометрические параметры сечения показаны на рис. 8.16. [c.195]

Рассмотрим профиль с хордой 26, который находится в равномерном потоке, имеющем скорость U. Поскольку циркуляция присоединенных вихрей изменяется во времени, профиль и его след описываются слоем плоских вихрей, показанных на рис. 10.1. За профилем вниз по потоку тянется пелена, состоящая из поперечных вихрей. Погонную интенсивность слоя вихрей на профиле обозначим уь, а в следе — Движение профиля зададим, указав вертикальное перемещение h (положительное вниз) точки профиля с координатой х = аЬ w геометрический угол атаки а (положительный при движении носка профиля вверх, см. рис. 10.2). Аэродинамический момент профиля также будем определять относительно точки с координатой X = аЬ. Вследствие движения профиля возникает относительная скорость протекания Wa (положительная вверх), равная [c.432]

Угол атаки зависит не только от коэффициента трения и скорости соударения, но и от геометрической формы частиц. [c.11]

На основании анализа распределения давления по профилю, величин полного давления и угла потока при выходе из решеток, а также оптических картин течения сделаны выводы о влиянии указанных многочисленных геометрических параметров решетки и профиля на аэродинамические данные решетки — оптимальный угол атаки, угол отклонения потока, коэффициент потерь полного давления, критическое число М, и получены соответствующие обобщенные данные. [c.36]

Важное значение для работы решеток ступени имеют углы потока, связанные с углами профиля. На рис. П.26 обозначены Ргх и Рга — геометрические углы входа потока на решетку профилей и выхода из нее, т. е. углы, составляемые касательными к средней линии профиля с линиями / и 2 Рх и Ра — углы между направлениями относительных скоростей Шх и с<У2 и линиями / и 2 6=Р2—р1—У ол поворота потока р ,—угол установки профиля г = Ргх—Рх — угол атаки. Очевидно, I может быть положительным, как на рис. 11.26, и отрицательным. [c.167]

Элероны, простирающиеся вдоль всего размаха. В случае крыла с конечным размахом, если элероны распространяются на весь размах, мы, очевидно, получим аналогичные формулы, замечая, что вместо геометрического угла атаки а = а + а будет фигурировать эффективный угол атаки = а-[-а — где i — угол, индуцированный в каждом се- [c.268]

Поэтому мы будем рассматривать среднее постоянное воздействие для всего размаха крыльев (что эквивалентно постоянной индуцированной скорости) и предположим для данного случая, что соответственный индуцированный угол атаки лишь изменяет на постоянную величину геометрический угол атаки. Следовательно, можно будет принять, что дополнительная циркуляция, обусловленная этим индуцированным углом атаки, [c.382]

Рассмотрим моноплан с удлинением гги имеюш ий ту же подъемную силу и, следовательно, тот же эффективный угол. Обозначим через а его геометрический угол атаки мы можем получить формулу, аналогичную формуле для монопланов (19.14) [c.389]

Для этого по заданным геометрическим параметрам решётки из формулы (59) определяем угол р и из фиг. 233— значение Др величину а находим из очевидной формулы < = + затем вычисляем относительный входной угол атаки и из фпг. 235 получаем значение Др помножив последнее на величину Др, отыскиваем значения Др и [c.431]

Обозначим через сх (рис. 140) угол атаки набегающего потока на бесконечности перед крылом, т. е. угол между вектором С/ , и хордой сечения крыла, и назовем этот угол геометрическим углом атаки. Введем в рассмотрение также действительный (или эффективный) угол атаки как угол между местной скоростью на бесконечности и той же хордой. Угол между скоростями С/, и У обозначим через ai и назовем углом скоса потока или индуктивным углом. Как видно из рис. 140, [c.391]

Угол атаки профиля 222, 289, 396 --- геометрический 391 [c.903]

Только СА возвращается из космоса обратно на Землю. Аппарат представляет собой герметический отсек сегментально-конической формы. Геометрическая форма СА является одной из важнейших его характеристик. Главная особенность этой формы заключается в том, что при несимметричном (угол атаки а=-10...-30°) обтекании обеспечивается аэродинамическое качество К - 0,1...0,5, позволяющее создавать маневр и управляемый спуск в атмосфере и существенно снизить максимальные перегрузки при возвращении и в аварийных ситуациях. [c.69]

Геометрические характеристики дозвукового профиля 1) средняя линия или дуга — геометрическое место центров окружностей, вписанных в профиль 2) хорда Ь — отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки средней линии 3) относительная толщина С= отношение максимального диаметра вписанной в профиль окружности к длине хорды. Для современных профилей С=4. .. 20% 4) относительная абсцисса x =xdb — отношение расстояния от передней кромки до сечения максимальной толщины к длине хорды хс = 0,2. .. 0,4 5) относительная кривизна f=flb — отношение максимальной стрелы прогиба осевой линии к длине хорды / = 0... 40% 6) относительная абсцисса Xf=Xf/b — отношение абсциссы сечения с максимальной стрелой прогиба к длине хорды x/ i0,2. .. 0,5 7) угол атаки а — угол между направлением вектора скорости Woo невозмущенного потока и хордой профиля 8) угол атаки Оо нулевой подъемной силы — угол между хордой и направлением вектора скорости невозмущенного потока при подъемной силе Ry = 0, т. е. при бесциркуляционном обтекании профиля на рис. 18.1, ао<0 9) аэродинамический угол атаки ад — угол между направлением скорости невозмущенного потока и направлением нулевой подъемной силы ОА = а—ао- [c.342]

Таким образом приходим к выводу, что крыло конечного размаха обтекается потоком со скоростью W=Wtl- V p, равной примерно и направленной под истинным аэродинамическим углом атаки аг = а—Аа, где а — геометрический угол атаки. [c.357]

Рассмотрим методику измерений электрического поля при помощи этого интегратора, а также расчет по результатам этих измерений распределения параметров обтекания профиля и коэффициента его подъемной силы. Заданными условиями в этой задаче являются форма профиля, угол атаки а и скорость набегающего потока Voo. В результате ее решения должна быть определена геометрическая картина обтекания в виде семейства линий тока и эквипотенциальных кривых, найдено распределение скоростей (давлений) в возмущенной области течения, включая контур профиля, а также вычислен коэффициент подъемной силы. [c.191]

Направление потока за решеткой. В отличие от компрессорных решеток угол отставания потока б и соответственно направление потока за турбинной решеткой весьма слабо зависят от ла атаки. Поэтому для определения отклонения потока в турбинной решетке или для подбора решетки, обеспечивающей заданный треугольник скоростей, практически достаточно знать зависимость угла выхода потока из решетки от ее геометрических параметров при нулевом угле атаки и от числа М (или %). [c.200]

Если угол стреловидности оси поворота крыла Хр < 90°, то фактический угол атаки а, по которому определяется управляющее усилие, меньше угла его поворота б. Соотношение между этими углами описывается геометрической зависимостью а = бсоз Кр. [c.623]

При устойчивом движении угол нутации определяется гармонической функцией вида б = 6mSin(2я/T) , где 6 — амплитуда, Т — период нутационных колебаний. Такие колебания имеют место на начальном малоис-кривленном участке траектории, когда влияние демпфирующих аэродинамических моментов мало. При дальнейшем движении это влияние становится существенным, вследствие действия демпфирующих моментов происходит быстрое уменьшение натуционных колебаний, а угол б при этом стремится к некоторому среднему значению угла бср. Этот угол (угол конуса прецессии) можно рассматривать как угол атаки, измеряемый в плоскости сопротивления. Его величина определяется угловой скоростью собственного вращения соо, аэродинамическим вращающим моментом М , а также геометрическими и весовыми параметрами корпуса. При этом для заданной его формы и размеров угол бср тем меньше, чем больше угловая скорость (йо- Путем соответствующих расчетов можно определить такую величину [c.73]

Все перечисленные потери взаимосвязаны и зависят от режима течения и геометрических характеристик решетки профилей. На профильные потери большее влияние оказывают угол поворота потока, угол атаки, относительный шаг, толщина выходной кромки и шероховатость поверхности лопаток, на концевые потери — относительная длина лопаток. Режим течения в решетках характеризуется числами М и Re. При вычислении числа Re за определяющий размер принимается хорда лопатки, так что Rei, = ibjo , Кеаг = W2tbJo2- [c.107]

Аэродинамические нагрузки на активном участке полета- Исходными данными для расчетов нагрузок служат результаты баллистических и аэродинамических расчетов. В каждый момент времени полета ракеты по траектории должны быть известны высота полета Н, плотность воздуха р, скорость ракеты v, число Ма = via, где а — скорость звука на данной высоте, программный угол атаки оСдр, тяга двигателей F, аэродинамические коэффициенты С , Су, масса т и геометрические параметры ракеты. К программному углу атаки добавляется дополнительный угол атаки ав от действия ветра. В первые моменты времени полета, когда изменения параметров движения ра- [c.277]

Проектируя самолет с шасси велосипедного типа, конструкторы обязательно учитывают это явление с таким расчетом, чтобы суммарное увеличение угла атаки, включая заброс, не привело к чрезмерному приближению к критическому углу, при котором может возникнуть срыв потока обтекания или нарушение устойчивости (рис. 2). Тем не менее летчик должен ясно представлять себе, что фактический угол атаки на взлете в случае заброса получается больше, чем геометрический угол, соответствующий взлетному положению стоек шасои. [c.130]

Обозначим через а (рис. 151) угол атаки набегающего потока на бесконечности перед крылом, т. е. угол между вектором Voo и хордой сечения крыла. Этот угол назовем геометрическим углом атаки. Введем в рассмотрение также действительный (или эффективный) угол атаки как угол между местной скоростью на бесконеч- [c.452]

Олнако, в конструктивном отношении наиболее выгодным можно считать такое крыло, у которого профили всех элементов геометрически подобны между собою, а угол атаки —один н тот же для всех элементов, т. е. постоянен по всему размаху. В этом случае наша задача решается просто форму крыла надо взять такую, чтобы его глубина была пропорциональна заданной Д1я рассматриваемого сечення подъемной СИЛС. Следовательно, для того чтобы крыло имело эллиптическое распределение подьемной силы, ему необходимо придать форму, составленную из двух полуэллипсов, напрнмер изображенную на фнг. 174. Благодаря такой форме центры давления отдельных профилей распола- [c.210]

В. В. Голубева (1935), в которой делалась попытка учесть обтекание боковых кромок крыла с помощью представления о поперечной циркуляции . Создание точной нелинейной теории крыла конечного размаха связано с большими трудностями, которые обусловлены существенным влиянием вязкости и отрыва на этих режимах. Поэтому для приближенных расчетов нелинейных характеристик обычно используются полуэмпирические методы, критерием применимости которых является согласие с результатами испытаний в некотором диапазоне геометрических параметров, таких как форма крыла в плане, угол атаки и т, п, В работе Г, Ф, Бураго (1944) вихревая поверхность заменяется одним несущим вихрем и граничные условия удовлетворяются по хорде в среднем. Угол скоса свободных вихрей принимается равным половине угла атаки приводится приближенная формула для коэффициента подъемной силы, из которой следует его квадратичная зависимость от угла атаки для очень малых удлинений, Н, Н. Поляхов и А, И. Пастухов (1959) дали возможность оценить не только подъемную силу, но и момент. У них крыло заменяется системой П-образных вихрей, причем угол скоса свободных вихрей цринимается равным углу атаки. С, Д, Ермоленко (1960) принял углы скоса П-образных вихрей на концах прямоугольного крыла равными индуктивным углам скоса потока от присоединенных и свободных вихрей. Метод обобщается им на случай крыла малого удлинения вблизи земли, К. К. Федяевский (1949) разработал приближенную теорию крыльев малого удлинения прямоугольной и эллиптической формы в плане, которая позволяет оценить не только подъемную силу и продольный момент, но также приращение [c.96]

Пусть крыло конечного размаха I установлено в потоке идеальной жидкости под положительным углом атаки а и имеет циркуляцию скорости Г, направленную по часовой стрелке и положительную подъемную силу (рис. 18.11, а). В этом случае давление жидкости на нижней поверхности крыла больше, чем на верхней Рниж> >рв. Концевые эффекты крыла конечного размаха состоят в том, что возникает самопроизвольный поперечный ток жидкости из области большего давления в область меньшего на нижней поверхности крыла — от оси симметрии к торцам затем вокруг торцов на верхней поверхности — от торцов к оси симметрии. Взаимодействие этого тока с невозмущенным потоком приводит к образованию около торцов вихревых шнуров и вихревой пелены за задней кромкой. Вихревые шнуры вызывают отклонение невозмущенного потока вниз, уменьшая действительный угол атаки по сравнению с геометрическим, что и является причиной появления индуктивного сопротивления. [c.355]

Более выгодным способом создания самоустойчивого крыла является закрутка крыльев. Закрутка крыльев предусматривает такое распределение циркуляции по размаху, при котором крыло начинает работать как устойчивое. Закрутка может быть или геометрическая или аэродинамическая. В первом случае крыло имеет постов н-ный профиль по размаху и изменяющийся к концу угол атаки. Во втором случае в корневой части крыла ставится более несущий профиль, чем в концевой. Трапецевидные крылья, имеющие профиль переменной толщины по размаху, являются аэродинамически закру- [c.40]

Когда нагруженность диффузорного лопаточного венца приближается к срывному уровню, срыв возникает вначале вследствие небольших геометрических отклонений или же возмущений в потоке на одной из лопаток. После этого срыв распространяется по всему лопаточному венцу. Начавшись на профиле А (рис. 8.5), срыв приводит к загромол<дению межпрофильного канала, образованного спинкой профиля А и корытцем профиля В. Вследствие этого набегающий поток отклоняется к профилям Z я С, причем на профиле Z угол атаки уменьшается, а на профиле С увеличивается. Поскольку режим течения уже был близок к срывному, профиль В будет обтекаться со срывом [c.236]

Диаграмму перемещения тела пилота желательно рассчитывать, руководствуясь не только теоретическими со-ображенияв1Ш, но и используя данные продувок конкретного дельтаплана. В ходе расчета задаются все геометрические данные, вес пилота и аппарата, угол атаки. Используя общие для всех летательных аппаратов аэродинамические зависимости", определяются следующие аэромёханические величины угол планировавия, скорость полета, величина подъемной силы, общее аэродинамическое сопротивление аппарата и пилота. [c.52]

Основные особенности формы профилей (каналов) сопловых решеток на влажном паре капельной структуры сводятся к следующим. На мелкой влаге при дозвуковых скоростях потери, обусловленные тепло- и массообменом, будут уменьшаться с уменьшением градиентов скорости вдоль каналов. Очевидно, что сопловые каналы в этом случае должны иметь меньшую суммарную и локальную конфузорность. Снижению интенсивности процесса коагуляции способствует уменьшение кривизны спинки и вогнутой поверхности при заданном угле поворота потока и радиуса скруг-ления входной кромки. Так как при мелкой влаге пленки образуются только локально, то выходные кромки следует выполнять относительно тонкими, а шаг лопаток выбирать близким к оптимальному для перегретого пара. Профилирование сопловых решеток для парокапельных потоков с крупной влагой осуществляется с учетом механического взаимодействия фаз. На выходе из рабочей решетки предшествующей ступени (на входе в сопловуЮ решетку последующей ступени) имеет место рассогласование скоростей по значению и направлению. В этом случае целесообразно несколько увеличить геометрический угол входной кромки и. уменьшить тем самым угол ее атаки потоком крупных капель. Кроме того, отличие профилей для крупной влаги состоит в более толстых выходных кромках и несколько уменьшенном относительном шаге, выбранном из соображений оптимальной внутриканаль-ной сепарации, включающей отсос пленок на спинке и выходной кромке или наддув пограничного слоя греющим паром. Важна правильная организация потока на спинке в косом срезе, где течение диффузорное его следует выполнить менее криволинейным с тем, чтобы предотвратить возможный отрыв пленки и слоя. [c.145]

Примером реактивного профиля может служить разработанный МЭИ профиль ТС-ЗБ для околозвуковых скоростей на выходе (рис. 18). Профиль разработан для сопловых лопаток поэтому геометрический угол входа составляет приблизительно 90°. Значительный радиус скругления обеспечивает известную атако-устойчивость при углах р ф 90°. [c.18]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...