Угол атаки местный

Пусть скорость невозмущенного потока С составляет угол с элементом поверхности тела (местный угол атаки), тогда угол ф между вектором С и нормалью к поверхности (рис. 12.10) [c.163]

Увеличение числа М набегаюш,его потока мало сказывается на характеристике компрессорной решетки до тех пор, пока местные скорости на поверхности профиля не достигнут скорости звука. В этом диапазоне чисел М наблюдается обычно лишь некоторое изменение угла отставания потока б и, следовательно, незначительное изменение угла поворота потока Ар при данном угле атаки, вызванное влиянием сжимаемости на распределение давлен ий по контуру профиля. Минимальное значение коэффициента потерь при этом почти не изменяется, но зависимость его от угла атаки становится более резкой. Для примера на рис. 2.32 приведены характе-)истики одной из компрессорных решеток при Mu,i=0,4 и Mu,i = 0,7. Минимальное значение сопротивления решетки при Mu,i = 0,7 достигается здесь при угле атаки, близком к нулю. Этот же результат получается и в других решетках. Вместе с более резкой зависимостью сопротивления решетки от угла атаки это приводит к тому, что при повышенных числах М оптимальный угол атаки лежит обычно в довольно узких пределах 1 опт = 2°. [c.87]

Если изменить форму обтекаемого тела или его ориентировку относительно потока (например, угол атаки), не изменяя скорости V, то местные скорости во всех точках изменятся, а стало быть, изменятся и коэффициенты давления. [c.42]

Как известно, замедление роста подъемной силы и затем ее падение с увеличением угла атаки объясняется возникновением местных срывов потока на крыле самолета. Если эти срывы симметричны на правой и левой половинах крыла, то даже превысив угол атаки, при котором значение Су максимальное, сваливание самолета в полете будет происходить в основном в виде клевка самолета на нос. Если же при некотором угле атаки местные срывы потока на крыле будут несимметричны, то сваливание самолета произойдет на крыло и угол акр в этом случае может быть меньше угла атаки, при котором значение с максимально. При появлении угловой скорости крена ((Ох= 0) углы атаки сечений на одной половине крыла будут увеличиваться, а на другой, наоборот, уменьшаться тем больше, чем ближе рассматриваемые сечения к концу крыла (рис. 3). Вследствие интенсивного развития местных срывов потока при враш,ении самолета ((Ож= 0) коэффициент подъемной силы с увеличением угла атаки может уменьшаться (рис. 4). В этом случае при перетягивании штурвала вслед за сваливанием самолета на крыло будет происходить и так называемый клевок самолета на нос. [c.161]

Положение границ переходной области в случае нестационарного обтекания колеблющегося тела может быть определено лишь весьма приближенно, так как удовлетворительной расчетной методики в настоящее время не существует, а опытные данные ограничены. В связи с этим в настоящем методе координата начала перехода = xt /го в стационарном и квази-стационарном случаях определялась на основании эмпирической формулы (6.18), удовлетворительно описывающей функциональную зависимость критического числа Рейнольдса на затупленном конусе от местных газодинамических параметров при небольших углах атаки. Это обстоятельство позволяет для определения положения линии перехода при отклонении тела на угол атаки а использовать разложение зависимости (6.18) по малому параметру а [c.162]

В пределах приближения линейной теории крыла поток, создаваемый тонким треугольным крылом, будет коническим потоком, если местный угол атаки будет функцией только азимута. Простейший пример такого рода есть треугольное крыло с постоянным местным углом атаки, т. е. плоская пластинка треугольной формы. [c.46]

Однако для судовых винтов и рабочих колес турбин имеется другая общая причина пульсирующей кавитации. Винт работает вблизи корпуса судна, а не в безграничной воде. Поэтому скорость набегающего потока неодинакова на всей омываемой площади винта и уменьшается по мере приближения лопасти к корпусу судна. В связи с этим изменяется и местный угол атаки. Поэтому пульсирующий характер образующейся кавитации из-за этого эффекта относится за счет изменения параметра /Сг. Вероятно, на многовинтовых судах из-за большой неоднородности потока при асимметричном расположении винтов относительно киля судна описанные явления играют большую роль, чем на одновинтовых. [c.616]

В основном с влиянием поворотного направляющего аппарата на поток, входящий в колесо. При первом типе разрушения вся кавитационная область расположена в полости рабочего колеса. Такая локализация кавитационной области обусловлена влиянием гидродинамической тени от лопаток направляющего аппарата или других подобных причин, которые создают весьма неблагоприятный местный угол атаки. Разрушение, происходящее при такой кавитации, будет обнаружено только на одной стороне рабочих лопастей на некотором расстоянии от входной кромки. Оно обычно наиболее значительно вблизи пересечения с бандажом, где, как указывалось ранее, сопротивление кавитационному воздействию минимально. Однако довольно часто кавитационное разрушение обнаруживают на обеих сторонах лопастей и на самой входной кромке. Если входная кромка сохраняется в целости, то разрушение на обеих сторонах лопастей можно объяснить, предполагая, что оно происходит в разное время при различных условиях работы одна сторона разрушается при высокой нагрузке, а другая при низкой нагрузке. Если же входная кромка разрушена, то это определенно свидетельствует о том, что кавитация началась в некоторой точке выше по потоку от рабочего колеса и что входная кромка находится в зоне схлопывания. По крайней мере во всем нормальном диапазоне работы имеется мало причин ожидать кавитации на направляющих поверхностях лопаток направляющего аппарата, поскольку как давления, так и скорости потока могут поддерживаться в допустимых пределах. [c.630]

Здесь V—скорость площадки относительно набегающего потока, Ра — плотность потока, с — коэффициент, Уу — местный угол атаки (угол между внешней нормалью к площадке и вектором V). Элементарный момент [c.38]

Решение вида (1) можно получить и в несимметричном случае, но только при условии, что точка торможения расположена в носике клина (в противном случае вследствие обтекания острия образуется местная сверхзвуковая зона) это условие связывает между собой угол атаки и смещение струи относительно клина. [c.295]

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]

Применение скользящего крыла вызывает такой эффект обтекания. который имел бы место при снижении скорости набегающего потока от значения Vчисла Маха от М до М os х). Прн этом, естественно, уменьшаются и местные скорости i a профиле скользящего крыла, что в свою очередь приводит к сни-я ению разрежения н, как следствие, к увеличению критического числа Маха. Это число Маха может быть определено по известному его значению М р для прямого крыла, имеющего ту же / и угол атаки, что и профиль скользящего крыла в нормаль- [c.285]

Отклонение носка крыла, так же как и носового щитка, изменяет кривизну крыла и позволяет увеличить критический угол атаки и максимальный коэффициент подъемной силы. Наиболее эффективным является отклонение носков на угол, обеспечивающий безударный вход потока на переднюю кромку. На крыле конечного размаха местные углы атаки в различных сечениях неодинаковы, поэтому потребные углы отклонения носков для обеспечения безударного входа потока различны. Так как по размаху крыла углы отклонения носков значительно изменяются, то для практической реализации безударного входа потока отклоняемый носок должен быть разрезан на секции для отклонения каждой секции на свой угол. Отклонение носков позволяет увеличить аэродинамическое качество за счет уменьшения сопротивления, обусловленного подъемной силой. [c.169]

В каждой точке поверхности ири повороте ракеты с угловой скоростью 0) возникает местный угол атаки Дам (рис. 6.38) [c.280]

Представим себе, что ракета в своем движении пересекает поперечный ветровой поток, имеющий некоторый градиент скорости по высоте (рис. 7.26). В этом случае в каждой точке обтекаемого корпуса возникает местный дополнительный угол атаки Дам = и/у. Дополнительная изменяющаяся по длине корпуса подъемная сила создает возмущающий аэродинамический момент АЛ 1а, величина которого зависит от длины ракеты и от градиента ветрового потока. [c.352]

Выше было рассмотрено влияние основных параметров, определяющих величины аэродинамических сил и моментов на лопасти скорость воздушного потока и угол атаки. На самом деле на закономерности изменения сил и моментов влияют и другие факторы, как, например, инерционные силы при взмахе лопасти, упругость конструкции лопасти, инертность воздушного потока при изменении угла атаки, местные вихреобразования и др. [c.113]

Таким образом, линеаризованному потоку сжимаемого газа, обтекающему тонкий профиль, соответствует поток несжимаемой жидкости, имеющий тот же потенциал скоростей, но обтекающий профиль, толщина которого, как и угол атаки, больше в]/" 1—М раз. Физически это объясняется тем, что с ростом числа Моо дозвукового обтекания свойство сжимаемости среды приводит к более сильному увеличению местных скоростей возмущения, вызванных присутствием тонкого тела, причем [c.539]

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]

Рассмотрим характерные случаи перераспределения нагрузки вследствие упругой деформации конструкции несущей поверхности. При деформации изменяется местный угол атаки (рис. 6.12) [c.183]

Ма ( й ш + бб /бд )—местный параметр гиперзвукового подобия, а — местный угол наклона поверхности тела к оси. Таким образом, слабые взаимодействия реализуются при обтекании тонких клиньев с малыми углами атаки при больших числах Рейнольдса и Маха или при умеренных сверхзвуковых числах Маха и малых числах Рейнольдса. В частности, слабое взаимодействие реализуется для достаточно больших значений х при гиперзвуковом обтекании пластинки. [c.383]

Последнее равенство, выражающее пропорциональность коэффициента давления в линеаризованном сверхзвуковом потоке местному значению угла между касательной к контуру тонкого профиля и направлением невозмущенного потока — этот угол принято обычно называть местным углом атаки ,— напоминает известную ударную теорию Ньютона, против применения которой в теории обтекания тел несжимаемой жидкостью боролся Эйлер. Как вскоре будет выяснено, ударная теория Ньютона найдет свое применение [c.220]

При определенном стечении обстоятельств (слишком задняя центровка, недостаточно удачная аэродинамическая компоновка самолета, влияние упругих деформаций конструкции) степень местной неустойчивости самолета и каб-рирующие моменты могут быть настолько велики, что даже полного отклонения вперед штурвала (ручки) может не хватить для возвращения самолета из режима больших околокритических углов атаки в нормальный режим полета, т. е. наступит потеря управляемости самолета. Это может быть, например, в полете при М = 0,8 (рис. 20). Потеря управляемости выразится в том, что даже при полном отклонении штурвала вперед самолет будет лететь с перегрузкой, увеличивая угол тангажа и угол набора высоты. [c.178]

Здесь угол атаки для местной пластины на крыле а ,- = а — Рн(в) = а/созх — — Рн(в). В результате получаем [c.206]

Сколь ни велика скорость хода надводного корабля (легкого крейсера или миноносца), преобладающее действие на него оказывают гидростатические давления воды, определяющие основную часть архимедовой силы поддержания. Подобная особенность характерна для так называемых водоизмощающих судов. На глиссирующих судах благодаря своеобразной форме их корпуса и относите.ть-но большой скорости хода поддерживающая сила создается в 0СН0ВН0Л1 гидродинамическими давлениями, пропорциональными при прочих одинаковых условиях квадрату скорости. Так как из условий равновесия равнодействующая всех сил давления воды должна быть равна по величине результирующей всех сил тяжести, действующих на судно, и нанравлена прямо противоположно ей, то глиссер выходит из вода и по мере увеличения хода соответственным образом изменяет угол атаки , образованный плоскими кормовыми участками днища и горизонтальной плоскостью. При этом носовая оконечность, отличающаяся большим развалом шпангоутов и пологой формой образования днища, оказывается над водой и подвергается действию больших усилий от удара волн так как эти усилия имеют направление, близкое к вертикальному, то они могут быть опасными не только для местной прочности корпуса катера, но и для его общей продольной прочности. Удары днища катера о волны могут быть настолько большими и резкими, что в некоторых случаях именно они ограничивают возможную наибольшую скорость катера при данном состоянии моря . [c.59]

В работе [И.51] проведено теоретическое исследование влияния нестационарности и пространственности обтекания лопасти несущего винта на срыв в условиях полета вперед. Используются стационарные аэродинамические характеристики профилей, а в угол атаки вводится нестационарная поправка. Максимальный коэффициент подъемной си лы сечения зависел от местного угла скольжения Л согласно соотношению / акс [c.814]

Условимся различать местный угол атаки бц,, образованный касательной к контуру обтекаемого тела в данной его точке с направлением невозмущенного потока, и аналогично построенный эффективный местный угол атаки 0 для эффективного, т. е. полученного наращиванием по нормали к обтекаемой поверхности толщины вытеснения б (х), определенной по (205), контура. Углы 0 и 0ц, сравниваются между собой для точек, принадлежащих одному и тому же сечению пограничного слоя. Разность этих углов 0 = = 0 — 0ц, при их малости может быть приближенно приравнена значению производной d8 ldx в точке того же сечения пограничного слоя. Напомним (конец 105), что в случаё сжимаемой среды — газа — под толщиной вытеснения следует понимать величину [c.702]

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]

Пусть а — местный угол атаки ударной волны, так что 1 = = С/оо8ша, а Оо — его минимальное значение в рассматриваемой области течения. Пусть далее выполняется условие [c.119]

К особенностям процесса кислородно-флюсовой резки с подачей в рез железного порошка следует также отнести значительную протяженность зоны высоких температур. При резке малых толщин значительная часть флюса не используется, так как горение его частично происходит после того, как флюс прошел через образованный разрез. С увеличением толщины разрезаемого металла флюс используется более эффективно. Поэтому при прямолинейной резке тонкого металла (до 15—20л.и) целесообразно использовать опережающий острый угол атаки, т. е. наклонять резак под углом от 10° до 50°. При вырезке большого числа одинаковых деталей из тонколистовой стали, особенно деталей с криволинейным контуром, экономнческп эффективна резка пакетом. Прп этом не требуется никакой специальной подготовки листов, укладываемых в пакет листы скрепляются лишь в нескольких местах во избежание взаимного смещения прп резке. Местные зазоры между листами допускаются в пределах 2—5. v.u. Оптимальная толщина пакета составляет в зависимости от толщины отдельных листов разрезаемого металла 40—100. им. [c.355]

V Mi os2 X — 1 Здесь угол атаки для местной пластинки на крыле [c.578]

Дальнейшее увеличение числа М потока на входе в решетку при Ml > М р приводит к расширению сверхзвуковых зон, усилению интенсивности местных скачков уплотнения и к увеличению зоны отрыва пограничного слоя. При этом потери в решетке растут, угол отклонения потока уменьшается. Увеличение числа Ml > Мкр при неизменном угле атаки в дозвуковой решетке оказывается возможным лишь до определенного предельного значения, когда область звуковых и сверхзвуковых скоростей перекроет все узкое сечение (горловину) межлопаточного канала. Число М на входе в решетку, при котором средняя скорость в узком сечении межлопаточного канала решетки на данном угле атаки достигает местной скорости звука, называется максимальным и обозначается Mimax- Дальнейшее увеличение скорости набегающ,его потока сверх Мцпах и, следовательно, увеличение объемного расхода воздуха через дозвуковую решетку становится невозможным (происходит запирание решетки). [c.68]

Однако необходимо отметить, что в результате разгона сверхзвукового потока на спинке профиля число М перед замыкающим скачком АВ в общем случае может быть больше, чем в набегающем на решетку потоке. Это превышение оказывается тем более значительным, чем больше кривизна спинки на участке D4 и чем больше угол атакн, так как оба эти фактора приводят к увеличению угла поворота вектора скорости на входном участке решетки и соответственно к более интенсивному разгону сверхзвукового потока (как при течении Прандтля — Майера). Исследования этой схемы течения показывают, что при наличии головных воли обтекание решетки всегда происходит с положительными углами атаки, поэтому даже при малой кривизне спинки лопатки местное число М перед замыкающим скачком обычно оказывается больше, чем M i. Это приводит к заметному увеличению потерь в системе головных воли по сравнению с потерями в прямом скачке и тем самым ограничивает область, где возможно достижение высоких КПД такой ступени, сравнительно умеренными значениями M ,i. [c.96]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...