Угол атаки практический

Исследование показывает, что в решетках из профилей с углом изгиба е<55° при изменении максимальной относительной толщины профиля с в довольно широких пределах оптимальный угол атаки практически не изменяется по сравнению с о для с=10%. Сказанное, по-видимому, справедливо также для решеток из так называемых лепестковых профилей. [c.53]

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]

Во-первых, если угол атаки i > iap для заданного числа Mi набегающего потока, когда при обтекании верхней стороны пластинки происходит отрыв потока. Этот случай имеет малое практическое значение, так как при Mi 10 предельный угол атаки ор > 25 . [c.45]

Увеличить боковую силу и, следовательно, повысить маневренность можно при координированном развороте, осуществляемом с использованием подъемной силы крыла. При таком развороте необходимо, действуя элеронами, накренить аппарат и одновременно при помощи рулей высоты придать ему требуемый угол атаки. В этом случае, как видим, необходимую управляемость обеспечивает соответствующая координация отклонения элеронов и рулей высоты. При этом рули направления играют роль путевых стабилизирующих устройств. Возможно также комбинированное управление, обеспечивающее создание управляющих сил и соответствующий маневр с участием всех трех органов управления (по тангажу, рысканию и крену). Практически такой маневр по своей эффективности будет почти таким, как координированный разворот. [c.122]

В связи С непостоянством скорости летчик должен для сохранения постоянной подъемной силы постепенно изменять угол атаки при разгоне уменьшать, при торможении увеличивать. По этой причине весьма трудно точно выдерживать прямолинейную наклонную траекторию, так как у летчика нет прибора, измеряю-ш,его наклон траектории (авиагоризонт измеряет. угол тангажа, который должен изменяться одновременно с углом атаки).Однако при больших приборных скоростях изменения угла атаки выражаются долями градуса и практически неуловимы, поэтому достаточно выдерживать постоянным угол тангажа. Заметное увеличение углов атаки и тангажа может потребоваться при значительном уменьшении скорости на пологой горке. [c.201]

Следовательно, уменьшая скорость, необходимо увеличить Су крыла, т. е. увеличить угол атаки. Однако в полете на минимальной скорости коэффициент подъемной силы практически максимальный и дальнейшее увеличение угла атаки только уменьшит его. В результате самолет начнет сыпаться или свалится на крыло, если произойдет срыв потока на одном из крыльев. [c.19]

С увеличением высоты Н (при постоянной Vnp), наоборот, период Т практически не меняется, а демпфирование т] быстро снижается. Угол атаки приобретает все большую склонность самопроизвольно покачиваться (при неподвижной ручке), что снижает удобство управления. [c.52]

В полете на дозвуковых скоростях практически на любом самолете отклонением руля высоты (управляемого стабилизатора) можно создать аэродинамические моменты, выводящие самолет на критический угол атаки. При сверхзвуковых скоростях вследствие значительного увеличения степени продольной статической устойчивости самолета и уменьшения эффективности руля высоты (стабилизатора) даже полным отклонением штурвала или ручки на себя самолет обычно уже не может быть выведен на критические углы атаки, если при этом нет крена и рыскания. [c.167]

Следовательно, чувствительность к ветру практически не зависит (за исключением активного участка) ни от устойчивости, ни от аэродинамических коэффициентов, за исключением Сд. Кроме того, формулу (П1.4) можно было бы получить, если предположить, что аэродинамический угол атаки остается равным нулю в течение бесконечно малого промежутка времени приложения импульса. [c.193]

Способ, облегчающий взлет -Затраты энергии на трение по грунту, особенно мягкому, значительно больше, чем на трение по искусственной ВПП. Чтобы ее уменьшить, разгружают колесо, что достигается увеличением угла атаки, т. е. подъемной силы. Чем меньше прочность грунта, тем больше рекомендуется угол атаки на взлете (разбеге). При трехколесном шасси увеличить угол атаки можно только во второй половине разбега. В худшем положении оказываются самолеты с велосипедным шасси, у которых весь разбег производится практически в стояночном положении. [c.21]

Так как режим /ц. для решеток ВНА, составленных из профилей с О =60°, как и для компрессорных решеток, практически совпадает с режимом минимальных потерь /др, то угол атаки /р, найденный по формуле (38), практически соответствует режиму минимальных потерь во всем диапазоне изменения угла 6. [c.107]

Существенно влияет на характеристики процесса резки угол атаки. Из графика фиг. 73 видно, что наибольшая производительность и наименьшие расходы кислорода и флюса имеют место при угле атаки 30°. С увеличением высоты подъема мундштука а1 ширина канавки несколько увеличивается, а глубина практически остается неизменной (при тенденции к уменьшению). Увеличение часового расхода флюса сверх оптимального приводит к уменьшению производительности и увеличению удельных расходов кисло- [c.123]

Во-первых, если угол атаки 8 > 8 p для заданного числа М набегающего потока в этом случае при обтекании верхней стороны пластинки происходит срыв потока. Этот случай имеет малое практическое значение, так как для чисел М < 10 углы атаки до 25° меньше предельного угла. Только при очень больших числах М практически встречающиеся углы атаки могут оказаться большими, чем 8пр. [c.397]

Угол атаки, при котором совершается переход от плавного обтекания профиля к обтеканию отрывному, называется критическим углом атаки и обозначается Зкр- Для большинства практически применяемых авиационных профилей 7т -р=10—15°. [c.197]

Конечная воздушная скорость катапультного старта практически равна скорости отрыва самолета при его разбеге по аэродрому. Разница состоит в том, что разгон осуществляется за счет тяги двигателей и главным образом за счет тяги катапульты. Кроме того, при разбеге по аэродрому самолет увеличивает угол тангажа, а следовательно, угол атаки до величины угла отрыва, который у современных самолетов составляет 8.. .14°, а при катапультном взлете угол тангажа близок к нулевому значению. После схода самолета происходит поворот самолета относительно поперечной оси, увеличивается угол тангажа и соответственно угол атаки для увеличения подъемной силы, необходимой для предотвращения уменьшения высоты, а затем и для набора высоты. Особенностью катапульт- [c.166]

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]

Вторые режимы подъема (рис. 3.14) - это все скорости меньше экономичной. Здесь большие углы атаки, самолет может терять устойчивость, запас скоростей практически отсутствует, эффект от действия руля высоты обратный, т.е. при взятии ручки управления на себя угол атаки увеличивается (как и на первых режимах), но угол подъема уменьшается (из-за уменьшения избытка мощности). [c.51]

Такое разделение устойчивости, вообще говоря, является условным, так как практически в большинстве случаев изменяются одновременно и скорость полета, и угол атаки, однако в целях упрощения анализа оно вполне допустимо. Для того чтобы выявить разницу между статической устойчивостью самолета и статической устойчивостью вертолета, проведем сравнение их. [c.186]

Самолеты сравнительно быстро изменяют угол атаки и медленно скорость. Так, например, при выполнении какого-либо маневра самолет способен за пер-вую секунду увеличить угол атаки в несколько раз, в то время как скорость за это время практически не успевает измениться. Следовательно, в первые несколько секунд после нарушения равновесия необходимо обращать внимание главным образом на изменение угла атаки. Скорость при этом можно считать практически постоянной. Лишь с течением времени она начнет изменяться, при этом в зависимости от колебаний скорости угол атаки также может меняться, но его изменение будет играть уже второстепенную роль. [c.143]

Как уже указывалось, силы, действующие на обтекаемое тело, а следовательно, и аэродинамические коэффициенты Сх и Су зависят от формы тела, режима его обтекания и ориентировки тела в потоке. При малых скоростях, когда сжимаемость практически не сказывается, основное влияние на коэффициент сопротивления оказывают форма тела, угол атаки и число Ке. Существование такой зависимости, подтверждаемое многочисленными опытами, вытекает из физической природы сопротивления давления и сопротивления трения. [c.282]

Ниже приведен расчет для наиболее общего случая работы газовой турбины в условиях пульсации давления, когда практически только одно мгновение турбина работает на режиме, соответствующем расчетному. Остальное время ввиду резкого изменения параметров выпускных газов турбина работает на режимах, значительно отличающихся от расчетного. Благодаря пульсации давления и скорости истечения угол, характеризующий направление относительной скорости входа на лопатки, непрерывно меняется, так как примерно постоянной остается лишь частота вращения вала турбокомпрессора вследствие сравнительно большого махового момента ротора и высокой частоты вращения его. Поэтому между углом Рх и входным углом профиля лопатки Рхл образуется то положительный (рис. 35, а), то отрицательный (рис. 35, б) угол атаки. [c.69]

Из результатов опытов можно сделать следующие выводы. При отношении сторон Ьк/ о 9 направляющие лопатки, установленные на первом повороте, обеспечивают практически хорошее распределение скоростей по сечению за поворотом даже с одной решеткой сравнительно небольшого сопротивления (Ср 5,5 f = 0,45). При отношении сторон = 12 одна решетка даже с сопротивлением лг 12 (f = 0,35) не дает достаточно равномерного поля скоростей. Совершенно равномерный поток получается при двух решетках с = 5,5 = 0,45). Оптимальный угол установки (атаки) направляющих лопаток в данном случае д = = 57ч-60°, а число лопаток может быть выбрано по формуле (1.14), для сокращенного их числа и неравномерного расположения по сечению. [c.204]

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]

Необходимо сделать несколько замечаний по выбору скорости сваливання, с которой мы и рекомендуем начинать расчеты будущего аппарата. Скорость сваливания — это минимальная скорость полета, на которой самолет использует максимальный коэффициент подъемной силы крыла ( .4,nuO, выходя на критический угол атаки. Дальнейшее, самое незначительное увеличение угла атаки приведет к срыву потока, обтекающего крыло, потере его несущих способностей, и самолет сваливается либо на нос, либо в штопор. На рис. 1 10,у4 показана поляра крыла самолета, на которой отмечены характерные точки и критический угол атаки. Практически при снижении скорости и приближении к срыву потока у большинства самолетов начинают появляться характерные признаки сваливания покачивание с крыла на крыло, тряска, легкий бафтинг (вибрация горизонтального опереиия) и так далее. [c.133]

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]

В процессе изменения угол атаки принимает балансировочное значение, соответствующее углу поворота рулей высоты летательного аппарата (которые рассматриваются закрепленными), и благодаря значительному демпфированию быстро прекращается вращение. Этим завершается первый (начальный) участок полета, охватывающий малый промежуток времени. Таким образом, данный участок полета характеризуется резким изменением отклоненийАа, Дг>,ЛВ и и практически постоянной величиной А Veo. [c.42]

В котлах первого типа пучок труб омывается без поворотов, во втором случае газы совершают несколько поворотов на 180°. Угол атаки секционных котлов обычно равен приблизительно 75°, а в случае расположения секционных камер перпендикулярно к тсубам практически равен 90°. [c.28]

Таким образом, в действительности значения (A,i)max будут всегда меньше теоретических. Но из формулы (2,64) следует, что и при наличии потерь можно иметь (A,i)max=l, т. е. достичь звуковой скорости в набегающем на решетку потоке. Для этого необходимо только увеличить в достаточной мере /г//ь т. е. увеличить угол атаки. Но практически в решетках, применяемых в дозвуковых компрессорах, обычно не удается реализовать эту возможность, так как увеличение угла атаки при больших числах М набегающего потока приводит в этих решетках к столь резкому увеличению потерь (падению 0г), что Мшах растет с ростом /г/Д очень медленно (см. рис. 2.36, кривая 2), а аэродинамическое качество решетки резко падает. Если же использовать специально подобранные профили лопаток, обеспечивающие малые потери во входном участке межлопа-точного канала при /r//i>l, то можно обеспечить нормальную работу компрессорных решеток и при сверхзвуковых скоростях набегающего потока (кривая 3 на рис. 2.36). [c.90]

Интересно сравнить подъем с горизонтальным полетом при такой же скорости на данной высоте. Раз подъемная сила должна быть при подъеме меньшей, значит, должен быть меньшим, чем в горизонтальном полете, и угол атаки. Однако практически эта разница заметна лишь при больших углах подъема, так как при малых углах os0 l, что видно из таблицы тригонометрических функций. [c.163]

Определим условия течения, при которых на двумерном гидрокрыле зарождается кавитация. Для этого можно воспользоваться числом кавитации, если задан угол атаки гидрокрыла относительно набегающего потока. Для гидрокрыла, как и для направляющих поверхностей практически всех других форм, значение К, соответствующее возникновению кавитации, изменяется в зависимости от угла атаки. Величина /Сг для гидрокрыла изменяется в широких пределах при изменении угла атаки от нуля до значения, при котором происходит отрыв пограничного слоя. В случае более сложного течения в гидравлических машинах угол атаки движущихся элементов зависит от скорости вращения. Поэтому для центробежных насосов не существует единственного значения /Сг. Величина Кг принимает различные значения для каждой комбинации параметров гидромашины Яо = ///Л 2 )2 Qo = Q/Л i)Зl Если влияние числа [c.67]

Полностью развитая каверна, охватывающая гидропрофиль под углом атаки, представляет собой частный случай несимметричной суперкаверны. В общем случае асимметрия тела или его ориентации (например, угол атаки), сила тяжести (или какие-либо другие массовые силы) и несимметрия граничных поверхностей приводят к нарушению симметрии течения, каверны и связанного с ними поля гидродинамического давления около тела. Возникающая при этом поперечная сила представляет большой интерес главным образом с точки зрения создания подъемной силы, а также с точки зрения специальных проблем устойчивости и управляемости тела с каверной. Гидропрофили относятся к числу таких тел, и благодаря их большому практическому значению были выполнены обширные исследования гидродинамики течений с развитой кавитацией. В частности, особое внимание уделялось простому двумерному профилю как основному элементу конструкций. Рассмотрим лишь основные достижения в этой области. [c.242]

В СВЯЗИ С обсуледаемым вопросом нужно подчеркнуть, что экспериментальное определение С, производится в условиях, когда на пакет труб натекает однородный воздушный поток с естественной для аэродинамических труб турбулентностью в начале их рабочего участка. Действительные условия натекания могут оказаться иными. Интересным примером служат данные, полученные Пучковым (ВВМИУ им. Дзержинского) на модели корабельного котла. В топочном объеме этого котла организовано очень дющное завихрение протекающих газов. Конвективный пакет труб играет, соответственно, роль успокоительной решетки, погашающей вихри и измельчающей турбулентность натекающего потока. Неудивительно, что при таком положении интенсивность теплоотдачи оказалась, как показал опыт, убывающей от первого и до третьего поперечного ряда. Более глубоко расположенные ряды участвовали в теплопередаче уже обычным образом, поскольку предшествующие три ряда лишали поток первоначальной индивидуальности и оставался в действии механизм искусственного развития турбулентности, свойственный всяким многорядным пакетам труб. Приведенный пример указывает на то, что турбулентная структура натекающего на пакет потока способна существенно повлиять на интенсивность теплоотдачи, однако только при малом числе рядов в многорядных же пучках средняя величина а может всегда практически рассчитываться по данным норм. Поправки делаются только на неполноту омывания труб потоком. Под этим подразумевается неравномерность скоростей газов на разных участках поверхности нагрева, переменный угол атаки и т. п. Эти поправки, а также поправки на загрязнение труб, приводятся Б методе теплового расчета котельных агрегатов. [c.131]

Аэродинамические характеристики лыж. Аэродинамич. качества лыжи определяются коэф-тами лобового сопротивления, подъемной силы и коэф-том момента в пределах углов атаки, имеющих практическоз значение (см. Аэродинамика). Подъемная сила лыи< ма.па и не имеет практического значения, лобовые же сопротивления очень велики. Уменьшение последних представляет основную задачу при конструировании новых лыж, особенно д.ля скоростных самолетов. Иод влиянием воздушных сил, действующих на лыжу в полете, она стремится вращаться вокруг своей оси. Положение оси вращения лыжи, отнесенной назад по ее длине для достижения более равномерного распределения давления на снег при движении, а также для получения наиболее выгодного подходя лыжи к снежной поверхности при посадке, создает значительную неустойчивость. При увеличении угла атаки воздушные силы стремятся поднять нос лыжи еще более вверх и повернуть ее на больший положительный угол. Если же угол атаки лыжи получился в полете отрицательным, то воздушные силы стремятся еще более увеличить отрицательный угол. Эта неустойчивость у существующих типов лыж очень велика. Для того чтобы парализовать моменты опрокидывания, устанавливаются сил ,ные восстанавливающие приспособления. Улучшение устойчивости лыжи достигается постановкой обтекателя, увеличением длины лыжи позади оси и приданием лобовой части гладкой закругленной формы без острых краев. Для определения величины сопротивления всей лыжной установки на самолете к сопротивлению самих лыж прибавляют сопротивление всех креплений, амортизаторов, ограничительных проволок или тросов и их заделок. [c.132]

Начало срыва в корневой части крыла может (в зависимости от положения ГО относительно крыла) привести к попаданию на горизонтальное оперение спутного следа и вызвать бафтинг оперения. При ограниченных масштабах этого явлешш на легких самолетах его можно считать приемлемым, однако слишком сильный бафтинг с возможш11ми повреждениями конструкции недопустим. Кроме того, след от срыва в корневой части крыла может затенять киль с уменьшением эффективности путевого управления. Пшожительными факторами корневого срыва считаются практическое отсутствие крена и момент на пикирование, уменьшающий угол атаки. [c.77]

Весовые испытания крыла с ромбовидным профилем, имеющего нулевые толщины кромок, приводят к некоторым искажениям результатов ввиду необходимости некоторого изменения формы крыла в задней части центрального сечения для размещения донной тензодержавки (см. рис. 4.2.10). Наличие этого цилиндрического наплыва практически не изменяет подъемной силы и продольного момента крыла и сказывается в основном на сопротивлении. Проведя дренажные исследования двух моделей крыла, одна из которых имеет указанный наплыв и устанавливается на той же державке, на которой проводятся весовые исследования, можно найти поправки к измеренному сопротивлению и тем самым определить его действительную величину. Дренаж осуществляется в обоих случаях по верхней поверхности крыла, а для получения результатов по нижней поверхности модели придается равный по величине, но отрицательный по знаку угол атаки. Дренажные трубки выводятся из модели через нижнюю поверхность. С нижней же стороны осуществляется также крепление идеальной модели (без наплыва и донной державки). [c.244]

Схема с поворотными крыльями является разновидностью предыдущей схемы. Управляющая сила создается поворотом крыльев относительно корпуса, который имеет практически нулевой угол атаки. По сравнению с предыдущими схемами эта схема обладает большим быстродействием и поэтому применяется для высокоманевренных аппаратов. В то же время из-за скоса потока за крыльями на стабилизаторе возникает отрицательная подъемная сила, и поэтому эта схема по своей несущей способности уступает другим. [c.53]

Пусть вес пилота составит 70% от полетного, все же остальное останется без изменений. В области нормальных полетов практически никаких изменений не произойдет и диаграмма перемещения тела (см. рис. 28) будет иметь такой же вид, как и для пилота с большим весом. Заметные отличия появляются при угле атаки 10° и ниже. Здесь в фазе перехода к пикированию кривая сильнее выгибается вправо, что говорит о большей неустойчивости полета. Угол атаки устойчивого пикирования становится равным 4°. В этом случае для возвращения в область нормальных полетов потребуется не только приложить знйчительное усилие, но и переместить тело на большее расстояние назад. [c.54]

Кроме интерференции, связанной с образованием вихрей, при больших сверхзвуковых скоростях имеет место дополнительный интерференционный эффект, вызванный взаимодействием с возникаюгцими скачками уплотнения (рис. 2.5.8). Как видно из рисунка, при некотором угле атаки щ горизонтальное оперение расположено в зоне между хвостовым скачком и веером расширения. Вследствие этого оно оказывается для потока, прошедшего через веер расширения, под нулевым углом атаки и не будет создавать подъемной силы. Практически эффективность оперения близка к нулю (т1оп = 0)-При большем угле атаки (а2> аО угол скачка возрастает и его плоскость может оказаться перед оперением. Так как линия тока за скачком почти совпадает с направлением набегающего потока, то оперение в значительной ме- [c.201]

В ступени 1 без ТННЛ угол ai, измеренный в плоскости траверсирования, практически по всей высоте, за исключением периферийной зоны, соответствует вычисленному по формуле ar sin ajt. В ступенях 3 и 4 с отрицательным и нулевым градиентом степени реактивности происходит существенная раскрутка потока, причины которой были разъяснены выше. Так, в ступени 3 увеличение ai у корня достигает 15°. Углы входа потока на РЛ ступеней 3 и 4 также заметно отличаются от расчетных, в результате чего у корня возникают отрицательные, а у периферии — положительные углы атаки. [c.209]

Видно, что при угле атаки i pmin близком к нулю потери в решетке наименьшие. Рост на отрицательных углах атаки объясняется увеличением потерь в пограничном слое и срывами потока у передней кромки со стороны корытца лопатки. На больших положительных углах атаки рост р вызывается срывами потока со спинки лопатки. Срыв потока со спинки более интенсивен (из-за действия центробежных сил в криволинейных каналах), поэтому с увеличением i > О потери в решетке растут более интенсивно, чем при уменьшении i С 0. На отрицательных и малых положительных углах атаки i угол отклонения (поворота) потока в решетке возрастает с увеличением i. На малых /, где отсутствуют срывы потока со спинки лопатки, угол отставания потока б (см. рис. 2.27) практически не изменяется с увеличением угла атаки. Поэтому угол Др = (р2л — б) — (р1л — О возрастает пропорционально увеличению угла / С появлением отрыва потока рост Др с увеличением i замедляется. [c.59]

Угол между направлением потока и осью трубы называется углом атаки. Приведенные выше формулы справедливы для угла атаки 1 = 90°. На фиг. 10—12 представлены результаты опытов по влиянию угла атаки на относительное изменение теплоотдачи цилиндра. В области углов от 90 до 70° теплоотдача остается практически на одном и том же уровне. При г ) <70 " коаффициент теплоотдачи существенно онижается. [c.227]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...