Угол атаки кажущийся

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]

Кажущиеся индуцированные угол атаки и сопротивление. [c.454]

Напомним еще, что множитель (+1) в формуле (39.8) берется с отрицательным знаком в случае (а), т. е. при неподвижных стенках, и с положительным — в смешанном случае (б), т. е. когда боковые стенки неподвижны, а горизонтальные поверхности свободны. В последнем случае, как и при плоской струе со свободными поверхностями (38.32), следует учитывать также кажущийся индуцированный угол атаки. [c.463]

В самом деле, если начальное (на входе) сечение потока достаточно удалено от модели, то относительно направления потока существует индуцированный кажущийся угол атаки, величину которого можно вывести из теоремы о количестве движения [c.463]

Отметим еще, что в случае свободных поверхностей следует учитывать кажущиеся индуцированные угол атаки и сопротивление, которые зависят от расстояния между моделью и начальным (на входе) сечением потока. Формула (39.11) вполне применима также и здесь. [c.466]

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]

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]

Угол Зо называется действительным углом атаки, угол а —кажущимся углом атаки. Скорость то мала по сравнению со скоростью V, поэтому 18 ножно приближенно сиитать равным Для двух крыльев с одина- [c.215]

Угол атаки будет ( а—постоянный кажущийся угол атаки обусловли- [c.105]

В качестве примера подсчета характеристик закрученного крыла рас-сл отрим прямоугольное крыло постоянного сечения, у которого кажущийся угол атаки равномерно убывает от центра к концал . Пусть будет а угол атаки в середине крыла и поворот сечения на конце. Тогда на левом полуразмахе крыла угол атаки будет [c.112]

Обращает на себя внимание кажущееся несоответствие между угловыми скоростями рыскания и тангажа, с одной стороны, и боковой и нормальной перегрузками — с другой. В самом деле (рис. 7.8), пр.и отрицательной угловой скорости тангажа (на пикирование) нормальная перегрузка Пу возрастает, а при большой положительной угловой скорости рыскания щ боковая перегрузка Пг, изменяясь по величине, меняет зна1К. Это объясняется следующим. Начало интенсивного увеличения угловой скорости рыскания на 20-й секунде свидетельствует о потере путевой устойчивости самолета начинает интенсивно увеличиваться скольжение на правое полукрыло, и боковая перегрузка Пг возрастает до —1,5. Но при вращении самолета угол скольжения периодически изменяется, вследствие чего наблюдаются колебания бо1ковой перегрузки. Это отчасти объясняется и непроизвольными отклонениями руля направления при тако м движении. Наличие кинематической связи углов скольжения и ата ки сопровождается при изменении угла скольжения изменением угла атаки и нормальной перегрузки. Таким образом, можно сказать, что нормальная перегрузка следит за изменением боковой перегрузки. [c.206]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...