Угол атаки истинный

Если крыло стоит в потоке под углом атаки а, то истинный угол атаки составляет (рис. 10.76) [c.100]

Для крыла бесконечного размаха (К = °°) угол скоса равен нулю (Аа = 0), т. е. истинный угол атаки равен кажущемуся (а). Чем меньше относительный размах крыла Я, тем больше угол скоса потока и, следовательно, меньше истинный угол атаки. [c.100]

Истинный угол атаки в соответствии с выражением (6.12) и (6.9) [c.169]

Этот угол, как видно из (6.15), возрастает с увеличением удлинения, приближаясь к значению установочного угла атаки а. Истинный угол атаки (см. рис. 6.8) измеряется относительно фактического направления потока около крыла, отличающегося от направления невозмущенного потока за счет возникновения скоса потока. Скос же потока, как следует из (6.9), уменьшается с увеличением удлинения крыла (см. задачу 6.16). [c.169]

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]

Истинный угол атаки а, какого-либо сечения крыла будет определяться формулой [c.284]

Истинный угол атаки а — Да равен кажущемуся углу атаки для крыла бесконечного размаха. Если мы имеем значения Су, выражаемые кривой по углу атаки а, то, проведя налево от оси ординат прямую (фиг. 10), выражаемую ур-ием (16), получим, что для каждого Су скос потока будет выражаться соответствующей абсциссой этой прямой. Если отнести кривую Су к вышеупомянутой прямой, то получим кривую Су по истинным углам атаки. Если же отнести эту кривую Су к прямой, выражаемой ур-ием Да == А Су, где А соответствует А, то получим выражение Су по углам атаки, соответствующим относительному размаху А. По найденной характеристике Су по а для нового относительного размаха А можно на поляре Лилиенталя нанести и соответствующие каждому значению Су угль атаки. [c.58]

Зная в каждом сечении крыла его профиль. Су, ширину крыла Ь и следовательно кажущийся угол атаки а, можно найти в каждом сечении скос потока, а также и истинный угол атаки а = а — Ла. Т. к. в общем случае ур-ие (5) не интегрируется в простых ф-иях, то для нахождения характеристики сложного крыла приходится пользоваться следующим приближенным методом. Задаются распределением циркуляции вдоль размаха крыла и определяют в каждом его сечении скос потока Л а зная же Л а и угол атаки а, можно найти и а—Да. Затем определяют новую кривую распределения циркуляции по [c.59]

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]

Полное сопротивление крыла получается суммированием индуктивного и профильного сопротивления. Если крыло имеет постоянные по размаху профиль и истинный угол атаки, коэфициент профильного сопротивления имеет одно и то же значение.Ср в каждом сечении полный коэфициент лобового сопротивления будет [c.103]

В общем случае профиль и истинный угол атаки меняются шо сечению, и коэфициент профильного сопротивления получается в виде интеграла [c.104]

Вследствие наличия нормальной индуцированной скорости истинный угол атаки , в каком-либо сечении меньше кажущегося угла атаки а, и сечение дает меньшую подъемную силу, чем то же сечение в плоско-параллельном потоке при том же угле атаки а. Значения коэфициентов в частности и определяемые из основного урапнения [c.104]

Если а кажущийся угол атаки в некоторой точке размаха, истинный [c.105]

Влияние стенок сводится к отклонению потока кверху на угол е следовательно подъемная сила отклоняется вперед на тот же угол, что имеет следствием уменьшение сопротивления по сравнению с крылом в неограниченном потоке. В то же время истинный угол атаки крыла будет больше, чем наклон хорды крыла к оси трубы, на тот же угол i- Следовательно поправки, которые надо прибавить к полученным в трубе величинам вследствие ограничения струи стенками трубы, имеют вид [c.137]

VI.14. Истинный угол атаки в соответствии с выражениями (З.У1.10) и (З.У1.7) [c.538]

Скос потока, возникающий за крылом конечного размаха, вызывает уменьшение угла атаки на угол скоса е. В соответствии с этим истинное значение угла атаки [c.168]

В результате в точке М крыло будет обтекаться с некоторой скоростью V, направление которой составит с хордой крыла угол о.и=а—Да, называемый истинным углом атаки. [c.281]

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]

Теперь посмотрим, какие изменения вносит скос в картину об-екания крыла, расположенного под углом атаки а (называемым акже установочным углом) в потоке со скоростью V . По- вление скоса потока за крылом на угол 8 приводит к тому, что его бтекание в рассматриваемом сеченин будет характеризоваться начениями скорости Г и угла атаки Ои, отличающимися от соот-четствующих значений Г и а. которые определяют течение около выля бесконечного размаха. Истинный угол атаки Ои се- [c.245]

Следует отметить, что при установке на определенном самолет пололшние горизонтальной планки индекса прибора во время забирания высоты или снижения будет несколько различно при разных условиях нагрузки самолета, скорости и высоты полета. Причина этого заключается в том, что горизонтальная полоса определяет собой плоскость , всегда параллельную плоскости истинного горизонта, прачем угол атаки самолета относительно этой плоскости зависит от нагрузки самолета, скорости и высоты полета. Так самолет, летящий без груза, слегка задирает хвост, и прибор будет показывать небольшое снижение,, когда на самом деле самолет сохраняет высоту наоборот тяжолО нагруженный самолет задирает нос, и прибор будет показывать небольшой под ем. Поэтому летчик должен при помощи других своих приборов определить положение искусственного горизонта при полете на одинаковой высоте и принять это положение за нормальное. Угол атаки самолета не влияет на показание крена. [c.41]

Данные моноплаиного крыла можно получить, найдя индуцированную корость IV и истинный угол атаки в каждой точке размаха, определи [c.98]

При введении поправки на влияние -2 границ потока следует помнить, что в трубах с закрытой рабочей частью Аагр— величина положительная, а в трубах с открытой частью — отрицательная. Это означает, например, что в трубе с открытой рабочей частью угол атаки сстр, измеренный на шкале механизма установки углов атаки,. будет больше истинного аист на величину Аагр- [c.23]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...