Угол атаки аэродинамический

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]

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]

Вводя так называемый аэродинамический угол атаки [c.26]

Угол атаки 22 — — аэродинамический 26 [c.300]

Отсюда следует, что для осуществления пересчета аэродинамических коэффициентов сил и моментов из скоростной в связанную систему координат (и наоборот) требуются два угла — угол атаки а и угол скольжения р. [c.21]

Для тонкого конуса, изображенного на рис. 10.7, определите аэродинамические силы и момент тангажа относительно оси, проходящей через носок, а также соответствующие коэффициенты при условии, что угол атаки а = 0,1, число Моо= = 2, а движение конуса происходит вблизи поверхности Земли. [c.478]

Для комбинации корпус— крыло — оперение (см. рис. 11.4) определите аэродинамические коэффициенты подъемной силы при условии, что крылья и оперение играют одновременно роль управляющих устройств, которые поворачиваются относительно корпуса соответственно на углы б р = 0,05 и 6q = 0,1. Число Маха обтекающего потока Моо = 1,5, давление = 9,807-10 Па, угол атаки а = - 0,1. [c.598]

Влияние интерференции. Между оперением и другими элементами летательного аппарата (крылья, корпус) возникает интерференция, которую следует учитывать при исследовании аэродинамической стабилизации. Физическая природа интерференции заключается в изменении картины обтекания и характера возмущений, вызванных каждым элементом аппарата в отдельности, что приводит к перераспределению давления и изменению силового воздействия. Наиболее важное проявление эффекта интерференции связано с образованием за крылом вихревой газовой пелены, которая вызывает скос потока у оперения, уменьшает за счет этого угол атаки и, как с.дед-ствие, снижает нормальную силу оперения. [c.194]

Полный аэродинамический эффект от интерференции корпуса и подвижного оперения оказывается таким, как изменение нормальной силы подвижных консолей под воздействием корпуса при его отклонении на угол атаки. [c.242]

В изложенном решении аэродинамические силы считались чисто позиционными, т. е. зависящими только от положения пластинки (от угла поворота ср). Более точное решение можно получить, если учесть, что эффективный угол атаки зависит также от вертикальной скорости движения центра пластинки. Тогда для подъемной силы получится вместо (111.55) следующее выражение [c.188]

На самолетах с трехколесным шасси на носовую стойку (переднюю ногу) приходится примерно 20% нагрузки от веса самолета, поэтому на скорости Vn. н. к < 1 отр (где Кп. н. к — скорость подъема носового колеса) отклонением руля высоты носовое колесо можно оторвать от земли и установить самолет на угол атаки отр > ст (где ст — стояночный угол атаки). С этого момента самолет обладает аэродинамической продольной управляемостью. [c.23]

Продольное управление. Важным элементом пилотирования на разбеге является продольное управление — управление углом атаки. Для получения минимальной длины разбега угол атаки на разбеге должен быть таким, при котором сумма сил аэродинамического сопротивления Q и трение колес ног шасси F имеет наименьшее значение. Такой угол атаки называют наивыгоднейшим для взлета. Практикой установлено, что длина разбега по бетонированной ВПП изменяется незначительно в зависимости от угла атаки на разбеге. [c.24]

Расстояние между вихрями i = 0,8/, где I — размах крыла диаметр вихря d= 0,17/. Интенсивность вихрей тем больше, чем больше средняя аэродинамическая хорда крыла, угол атаки и скорость полета. [c.43]

Дальнейшее увеличение угла атаки, сопровождающееся аэродинамической тряской, может привести к покачиванию самолета с крыла на крыло. Если еще больше увеличить угол атаки, произойдет сваливание. Углы атаки, а следовательно, и соответствующие коэффициенты подъемной силы, при которых происходят аэродинамическая [c.150]

Реверс элеронов — потеря эффективности элеронов, вызванная упругими деформациями крыла. При отклонении элеронов на крыле возникает дополнительная аэродинамическая сила АКа. Эта сила относительно центра жесткости (ц-ж) создает крутящий момент, уменьшающий угол атаки, причем величина момента Мэ зависит от скорости полета. [c.199]

Истинный угол атаки сечения а равен 0 — ф. Обтекание сечения воздухом порождает подъемную силу L и силу сопротивления D, первая из которых перпендикулярна, а вторая параллельна скорости. Нормальную к плоскости диска и параллельную ей составляющие суммарной аэродинамической [c.63]

Силы, действующие на вертолет в вертикальной продольной плоскости, показаны на рис. 5.31 (см. также разд. 5.4). Вертолет имеет скорость V, а траектория его полета наклонена к горизонту на угол 0тр, гак что скорость набора высоты или снижения Ус равна V sin 0тр. Несущий винт создает силу тяги Т и продольную силу Н, направления которых заданы выбором плоскости отсчета. Последняя составляет угол а со скоростью V набегающего потока (угол атаки а положителен, когда винт наклонен вперед). На вертолет действуют вес W (направлен по вертикали) и сила аэродинамического сопротивления D (направлена по скорости V). Вспомогательные пропульсивные или несущие устройства можно принять в расчет, включив создаваемые ими силы в W н D. Условия равновесия вертикальных и горизонтальных составляющих дают [c.235]

Рулевой винт вертолета одновинтовой схемы представляет собой воздушный винт малого диаметра, который предназначен для уравновешивания аэродинамического крутящего момента несущего винта и путевого управления. Выполнение обеих функций достигается тем, что сила тяги рулевого винта действует на некотором плече (обычно несколько большем радиуса несущего винта) относительно вала несущего винта. Как правило, рулевой винт является слабо нагруженным винтом с машущими лопастями, так что к нему применима изложенная в этой главе теория. Однако рулевой винт имеет особенности, вследствие которых теория несколько- видоизменяется. Во-первых, у него нет управления циклическим шагом, есть только управление общим шагом для изменения величины силы тяги. Во-вторых, угол атаки рулевого винта определяется размещением винта и углом рыскания вертолета, а не условиями равновесия сил, действующих на винт. Сопротивление или пропульсивную силу рулевого винта включают в сопротивление фюзеляжа и уравновешивают посредством несущего винта. [c.252]

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]

Аэродинамические силы на фюзеляже и хвостовом оперении здесь не учитываются их влияние на производные устойчивости рассматривается в дальнейшем. Угол атаки плоскости вращения пв определяет положение осей относительно направления силы тяжести (вертикали). Уравнения движения для шести степеней свободы записываются следующим образом [c.749]

Полученные таким образом величины подъемной силы хорошо согласуются с результатами измерений на колеблющихся профилях. Описанный метод позволяет повысить точность расчета характеристик винта. Без учета срыва теория сильно завышает подъемную силу винта при сильном его нагружении, а при расчете срыва по стационарным характеристикам подъемная сила сильно занижается. Учет нестационарности и пространственного характера обтекания дает хорошую сходимость результатов расчетов с экспериментальными данными, причем эффекты скольжения дают 40% поправки, а остальные 60% определяются учетом динамического срыва. В работе [Т.30] описывается дальнейшее развитие указанного метода расчета срыва на отступающей лопасти с учетом крутильных колебаний лопасти. Для расчета коэффициента момента также используется эффективный угол атаки, подобный адин, но выбрано другое значение параметра i. Установлено, что расчетные нагрузки в цепи управления по тангажу, как и остальные нагрузки, хорошо сходятся с полученными при летных испытаниях. Совпадают амплитуды нагрузок и качественно сходятся законы их изменения. Улучшилась также сходимость расчетных и экспериментальных характеристик винта в условиях сильного нагружения. Хотя учет влияния угла скольжения существенно сказывается на аэродинамических характеристиках винта, нагрузки в цепи управления в условиях срыва от угла скольжения не зависят. В рассмотренном случае возникновение динамического срыва на конце лопасти вело к одновременному срыву на внешней части лопасти протяженностью около 40% радиуса. В результате срыва возникали очень большие нагрузки на управление, которые к тому же усиливались последующими крутильными деформациями лопасти. Дальнейшее развитие описанного метода определения аэродинамических сил на лопасти дано в работе [G.97]. [c.815]

Верхняя поверхность кузовов автомобилей, имеющих клинообразную конфигурацию, обеспечивает отрицательный угол атаки, вследствие чего аэродинамическая сила направлена вниз. Кроме того, нижняя часть кузова и поверхность дороги образуют своего рода трубку Вентури, увеличивающую эффект подсасывания, приводящий к росту разрежения. Однако у автомобилей с очень низко расположенным кузовом возникает турбулизация потока со сложной интерференцией пограничных слоев при уменьшении средней скорости воздушного потока и увеличении давления, создающего общую подъемную силу. Поэтому на гоночных автомобилях применяют приспособления для создания отрицательной подъемной силы. [c.46]

Кроме Су я с (а если размечены углы атаки — также якр и ао), по поляре можно найти максимальное аэродинамическое качество самолета и соответствующий ему угол атаки, называемый наивыгоднейшим. Для этого нужно провести из начала координат прямую, касательную к поляре. Нетрудно убедиться в том, что в точке касания качество выше, чем в любой другой точке поляры. В нашем примере анв = 4°,9, а [c.68]

На величины и направления аэродинамических сил влияет ориентировка самолета относительно воздушного потока угол атаки крыла, угол скольжения и угол крена. [c.275]

Допустим, чго перед началом вращения угол атаки был положительным и самолет находился в продольном равновесии. Тогда с началом вращения угол атаки начнет возрастать и в итоге установится новый угол атаки, при котором центробежный момент уравновесится аэродинамическим стабилизирующим моментом. Но при недостаточной скорости полета или на большой высоте, а также при малом запасе центровки стабилизирующий момент может оказаться недостаточным для уравновешивания центробежного момента, особенно при большой угловой скорости крена. В результате самолет может выйти на очень большие углы атаки, что приведет к созданию большой перегрузки и срыву потока с крыла. [c.342]

На рис. 1.12 изображены поляры двух профилей крыла. Покажите, какой будет соответствующая форма этих профилей, и определите для каждого из них непосредственно по рисунку максимальное качество, наивыгодиейший угол атаки, максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы и критический угол атаки. [c.15]

Определите аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде плоской (или плюсобразной) комбинации корпуса и хвостовых треугольных кон-солей. Скорость полета Уоо = 510 м/с, угол атаки = 0,1 движение происходит без крена (ф = 0) или с креном (9 = 60°). Форма и размеры (м) летательного аппарата показаны на рис. 11.12. [c.599]

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]

Пример 2.1.1. Определить аэродинамические характеристики летательного аппарата в виде плоской (или плюсобразной) комбинации корпуса и хвостовых треугольных консолей. Предположим, что скорость = 510 м/с, угол атаки = 0,1, а движение происходит либо без крена (ср = 0), либо с накренением ((f 60°). Форма летательного аппарата показана на рис. 2.1.11. [c.152]

Рис. I. Проекции аэродинамической силы и момента п сисростной системг координат а — угол атаки, f --угол скольжения.

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]

ДК проходит сзади центра тяжести, то появляется пикирующий момент Mz, стремящийся уменьшить угол атаки, а следовательно, и перегрузку,— самолет статически устойчив. Если же центр тяжести расположен сзади аэродинамического фокуса, то самолет неустойчив по перегрузке, так как возникающий кабрирующий момент стремится еще больше увеличить угол атаки. [c.189]

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]

Висение, экономичное по затратам мощности, — основная характеристика вертолета, но она ничего не стоит, если плохи аэродинамические характеристики при полете вперед. В таком полете диск несущего Bnnta движется передней кромкой навстречу воздуху, оставаясь почти горизонтальным (небольшой наклон обеспечивает создание пропульсивной силы). Поэтому лопасть несущего винта обтекается потоком, скорость которого в плоскости диска складывается из составляющей скорости вертолета и из скорости, обусловленной собственным вращением лопасти. У наступающей лопасти при полете вперед скорость обтекания больше, у отступающей — меньше. Предположим, что угол атаки сечений лопасти постоянен. Тогда изменение скоростного напора в процессе работы винта приводит к тому, что подъемная сила наступающей лопасти становится больше, чем у отступающей, т. е. на винте возникает момент крена. Если не ликвидировать этот момент, вертолет будет крениться в сторону отступающей лопасти до тех пор, пока момент крена на винте не сбалансируется моментом силы тяжести, приложенной в центре масс вертолета. Но момент крена может быть столь большим, что такая балансировка окажется недостижимой. Именно этим на заре развития вертолетостроения было вызвано несколько аварий, которые происходили при попытках лететь вперед. Кроме того, моменту крена на несущем винте соответствует большой изгибающий момент в комлевой части каждой лопасти. Этот момент периодически изменяется (период равен 2n/Q),достигая максимального положительного значения на наступающей лопасти и минимального отрицательного значения на отступающей.. [c.154]

Так как угол — 0i отрицателен, ПКЛ при полете вперед отклонена относительно ППУ в сторону наступающей лопасти. Когда винт имеет угол конусности Ро, величина нормальной к поверхности лопасти составляющей скорости набегающего потока равна Роцсоэф (см. рис. 5.12). Эта составляющая в максимальной степени увеличивает угол атаки сечения в передней точке диска и аналогичным образом уменьшает его в задней точке диска следовательно, она создает продольный аэродинамический момент на винте. Во вращающейся системе координат этот переменный момент с частотой 1 вызывает вынужденные колебания лопасти с запаздыванием по фазе на 90°, т. е. поперечный (вправо) наклон ПКЛ. Но углу наклона Ри соответствует скорость взмаха р = р os , которая порождает демпфирующий момент относительно оси ГШ, а посредством его — продольный момент на винте. Конус лопастей отклоняется вправо до тех пор, пока продольный момент, вызываемый углом конусности, не уравновесится продольным моментом, обусловленным демпфированием. При ориентации ПКЛ, соответствующей равновесию, положение несущего винта будет устойчивым. [c.193]

В работе [С.23] представлен метод расчета срывного флаттера несущего винта, основанный на измерениях нестационарных аэродинамических нагрузок на профиле NA A 0012 при его колебаниях по углу атаки относительно линии четвертей хорд. Полученные в этих измерениях зависимости для коэффициентов момента имеют вид гистерезисных петель (рис. 16.5). При колебаниях в отсутствие срыва, как и при развившемся срыве, демпфирование положительно. Но если средний угол атаки при колебаниях соответствует началу вхождения в срыв, то результирующее демпфирование колебаний становится отрицательным. Параметр Нц,, характеризующий демпфирование при обтекании профиля, связан с работой, совершенной потоком над профилем за цикл колебаний, и определяется выражением [c.809]

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]

При дозвуковых скоростях полета образование индуктивного сопротивления объясняется скосом потока, сопутствующим созданию подъемной силы. Если крыло под действием потока создает подъемную силу, направленную вверх, то с такой же силой оно действует на воздух. Под воздействием крыла воздух отбрасывается вниз, т. е. приобретает некоторую вертикальную скорость Ув. Эта скорость пропорциональна подъемной силе п обратно пропорциональна массе воздуха, взаимодействующей с крылом в единицу времени. Если перед крылом поток был горизонтален, то позади него он скошен на неко1Торый угол V (рис. 2.17,а). Среднюю величину угла скоса в пределах крыла (здесь скос нарастает постепенно) обозначим буквой s. Для того чтобы создалась нужная подъемная сила Y, крыло должно иметь относительно направления полета угол атаки а, равный сумме истинного угла атаки аист и угла скоса s (рис. 2.18,а). Если бы скоса потока не было (рис. 2.18,6), то крыло Нужно было бы установить к направлению полета под углом, равны-м аист-В обоих случаях полные аэродинамические силы аэр [c.60]

Работа двигателя влияет и на продольную устойчивость по скорости. При увеличении скорости уменьшается угол атаки. Как мы только что выяснили, это приводит к уменьшению кабрирующего момента от силы R, т. е. снижает устойчивость по скорости. Но дело не только в изменении угла атаки. Допустим, что угол атаки остается постоянным, а самолет разгоняется при постоянной тяге. Рост скорости вызывает увеличение всех аэродинамических сил и моментов, за исключением момента от силы тяги. Значит, этот момент, будучи уравновешен суммой остальных моментов до изменения скорости, окажется при увеличенной скорости меньше этой суммы, а при уменьшенной скорости больше ее. [c.316]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...