Угол атаки критический

Для взлета самолет должен разбежаться по земле и набрать скорость, при которой подъемная сила Ry может стать больше С. Чтобы ускорить наступление этого момента, самолету перед взлетом придают такое положение, при котором угол атаки близок к критическому отрыв от земли происходит при скорости, лишь немного превышающей минимальную. Поэтому обычно после отрыва от земли самолет некоторое время летит почти горизонтально и набирает скорость, прежде чем перейти к набору высоты. [c.570]

Изобразите поляру крыла Суа(Сх<г) без механизации и с отклоненными закрылками и объясните, как и почему изменяются подъемная сила, сопротивление и качество крыла при отклонении закрылков. Укажите, как влияет это отклонение на критический угол атаки и критическое число Маха. [c.598]

ЭТИХ зависимостей заключается в том, что крыло с предкрылком существенно увели-чивает критический угол атаки ( кра > крх). тогда как для крыла с закрылком характерно некоторое уменьшение этого угла ( крэ < крт)- Это объясняется эффектом тангенциального вдува в пограничный слой на верхней поверхности профиля крыла, осуществляемого через профилированную щель между отклоненным предкрылком и крылом (рис. 11.25,6). Вытекающая через щель с большой скоростью струя перемещает точку отрыва вниз по потоку и обеспечивает безотрывное обтекание на больших углах атаки, чем отклоняющийся закрылок, подсасывающий эффект которого слабее. [c.625]

На рис. 11.27 изображены поляры крыльев без механизации и с отклоненными закрылками. Отклонение закрылков увеличивает лобовое сопротивление, максимальное значение подъемной силы и критическое значение числа Маха, но при этом снижает критический угол атаки и качество крыла. Это объясняется перераспределением давления при отклонении закрылков давление на нижней поверхности крыла повышается, над верхней поверхностью закрылка образуется разрежение, что увеличивает скорость и снижает давление на верхней поверхности крыла (подсасывающий эффект). [c.625]

Сваливание на крыло. С учетом влияния сжимаемости воздуха при увеличении скорости полета критический угол атаки а р уменьшается более интенсивно, чем увеличивается скорость. С увеличением высоты полета кр достигается при меньших значениях W. Сваливание самолета на малых высотах (при большой плотности воздуха) и при большой перегрузке происходит более резко, и поэтому оно более опасно. Противоречивые требования борьбы с перегрузкой и со сваливанием самолета на крыло усложняют действия летчика. [c.29]

Рассмотрим теперь явление, которое называется запиранием решетки. Число М на входе в решетку и угол атаки не могут быть заданы совершенно произвольно, так как решетка не может пропустить расход больше критического расхода. [c.247]

Экспериментальные и теоретические исследования последних лет раскрывают общую картину развития динамического срыва, хотя еще нельзя сказать, что протекание срыва в нестационарных условиях полностью изучено. Рассмотрим профиль, угол атаки которого периодически изменяется с большой амплитудой от значения, намного меньшего критического угла атаки в стационарных условиях, до значения, превосходящего угол атаки начала динамического срыва. Такой диапазон типичен для первой гармоники изменения угла атаки при полете вперед, причем среднее его значение соответствует большому значению параметра нагружения Ст/а, При увеличении угла атаки срыв затягивается вследствие нестационарности, так что линейный закон изменения подъемной силы и небольшие моменты на профиле сохраняются при значениях угла атаки, превышающих критический угол атаки в стационарных условиях. После того как угол атаки профиля превысит угол атаки начала динамического срыва (который в свою очередь зависит от скорости а изменения угла атаки), подсасывающая сила на передней кромке профиля пропадает, а с поверхности вблизи передней кромки начинает отходить пелена интенсивных поперечных вихрей. Эти вихри движутся над верхней поверхностью профиля по направлению к задней кромке со скоростью, значительно меньшей, чем скорость набегающего потока. Вызванное вихрями возмущение поля давления приводит к смещению назад области разрежения. В возникшем переходном процессе [c.799]

Рис. 16.5. Типичные кривые нестационарного коэффициента момента для колеблющегося по углу атаки профиля, средний угол атаки которого меньше стационарного критического, равен ему или больше его.

Если угол атаки на данном режиме меньше критического то tg а >0 и работа за период Лу < О, т. е. воздушный поток оказывает сопротивление [c.312]

Срыв потока обнаруживается в полете по тряске самолета, возникновение которой предупреждает летчика о том, что угол атаки приближается к критическому. После появления тряски увеличивать Су за счет угла атаки еще можно, но требуется [c.67]

Предкрылок представляет собой небольшое крылышко, находящееся впереди крыла (рис. 3.27). Отклоняя воздушный поток вниз, предкрылок направляет его вдоль верхней поверхности крыла, предотвращая срыв на больших углах атаки. Критический угол атаки крыла с предкрылком по всему размаху на 12—13° больше, чем у немеханизированного крыла, однако повышение при этом довольно невелико. Чаще всего применяются концевые предкрылки, предотвращающие концевой срыв потока и улучшающие работу элеронов на больших углах атаки. Их делают обычно автоматиче- [c.97]

Скорость самолета при планировании устанавливается инструкцией летчику. Ее величина выбирается такой, чтобы, с одной стороны, обеспечить безопасное выравнивание без выхода на критический угол атаки, а с другой,— не удлинять посадочную дистанцию за счет излишней скорости. При выпущенных закрылках не- [c.262]

Если по какой-либо причине вес окажется не полностью уравновешенным, траектория самолета начинает искривляться вниз. В подобных случаях летчик обычно старается удержать самолет от снижения увеличением угла атаки крыла. Пока угол атаки невелик, это сделать легко. Когда же самолет выходит на критический, а тем более на закритические углы атаки, недостаток подъемной силы восполнить не удается. [c.353]

Такое состояние. самолета, когда появление недостатка подъемной силы сопровождается выходом на критический угол атаки, называется потерей скорости. [c.353]

Но стоит придать крылу угол атаки, больший критического, как его поведение совершенно меняется сообщенное -крылу вращение не только не тормозится, но, наоборот, еще больше усиливается. Это явление — самовращение, или авторотация, — лежит в основе штопора самолета. [c.356]

Кроме того, смешение ЦТ назад ухудшает продольную устойчивость самолета в горизонтальном полете, облегчая тем самым выход самолета в горизонтальном полете на критический угол атаки. [c.361]

Значит, нужно найти такой режим, при котором самолет не выходит на угол атаки, больший критического. Тогда крыло будет нормально обтекаться и срыва на нем не произойдет, хотя подъемная сила станет меньше веса самолета. [c.19]

Увеличение угловой скорости крена самолета естественно приводит к возрастанию инерционных моментов. Когда угловая скорость достигает определенного значения, так называемой критической угловой скорости крена, дестабилизирующий инерционный момент становится равным соответствующему восстанавливающему аэродинамическому моменту. Дальнейшее увеличение угловой скорости крена ведет к тому, что дестабилизирующий момент оказывается больше восстанавливающего и самолет становится неустойчивым. Так, например, если инерционный момент тангажа превысит соответствующий аэродинамический момент, то угол атаки будет непрерывно возрастать и самолет станет асимптотически неустойчивым в продольном отношении. [c.111]

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]

При очень малых окружных скоростях (и < ) величины С могут быть даже положительными. По мере увеличения скорости вращения уменьшается угол атаки. Переход к отрицательным углам атаки i качественно меняет картину поступления влаги на рабочие лопатки при режимах и влага ударяет в вогнутую поверхность лопатки, а при и > — в выпуклую. В первом случае капли под влиянием кориолисовых сил стремятся оторваться от поверхности лопатки, а в последнем случае — прижимаются к ней, что улучшает сепарирующую способность рабочего колеса. В области и д угол атаки Г близок к нулю, и капли касаются поверхностей лопаток в некотором удалении от входных кромок и даже могут проноситься сквозь рабочее колесо, не касаясь лопаток. После этой критической области коэффициент влагоудале-ния возрастает с увеличением uI q. [c.228]

Максимальное значение КПД достигается при некотором оптимальном в этом отношении угле атаки ionr, лежащем недалеко от начала резкого подъема кривой . При дальнейшем увеличении угла атаки вскоре возникает срыв потока с верхней поверхности профилей, образующих решетку, что проявляется в резком увеличении сопротивления, а также в замедленном росте и последующем падении угла отклонения Др. Угол атаки, при котором возникают эти явления, называется критическим. [c.81]

Это явление связано с тем, что при сохранении неизменного угла атакн увеличение толщины пограничного слоя и увеличение угла отставания (при снижении Re) приводят к уменьшению степени диффузорности течения в межлопаточ-ном канале. Поэтому если при некотором значении числа Re отношение скоростей Оте=Штах/ 2 было близко К предельному (т. 6. данный угол атаки был близок к критическому), то при уменьшении Re значение уменьшится, т. е. станет меньше предельного. Следовательно, появится возможность некоторого увеличения угла атаки при сохранении бессрывного характера течения. [c.91]

На коэффициент подъемной силы крыла данной формы влияет угол атаки и число М полета. С увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы растет (рис. 4.7) по достижении критического угла атаки якрит коэффициент подъемной силы достигает максимального значения Су Дальнейшее увеличение угла атаки из-за срыва потока приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы. Полет с критическими углами атаки недопустим, поэтому в реальных условиях используются углы атаки меньше критического. [c.142]

После проведения исследований на круглом крыле диаметром 70 мм с насадком, имеюгцим диаметр 14 мм, были проведены эксперименты на поворотной державке. Схема такого эксперимента показана на рис. 3. На поворотной державке были укреплены два одинаковых круглых крыла диаметром 45 мм. Одно из них устанавливалось на угол атаки а = 90°, а второе — на угол а ф 90°. Расстояние между их критическими точками равно 2Ь. Разница между давлениями в их критических точках измерялась на том же наклонном спиртовом манометре. Давление в критической точке крыла, установленного на угол атаки а = 90°, естественно, равно рд. После запуска трубы и регистрации разности давлений в положении 1 (крыло, установленное при а < 90°, расположено в трубе при г < 0), поворотная державка переводилась в положение 2 путем поворота на 180° вокруг продольной оси X. При этом критические точки крыла а ф 90° и крыла а = 90° менялись местами (рис. 3). После проведения измерений в положении 2 труба останавливалась. Разность давлений Ahi, измеренная манометром, определялась разностью давлений (Артах)ск=90°, в этих точках поля скоростей трубы и собственно разностью давлений (Артах)ск 90° в критических точках крыльев при а = 90° и а ф 90°. Соответственно для положений 1 и 2 можно записать следуюгцие соотношения [c.504]

Критический угол атаки получается малым при больших чй слах М потому, что срыв потока начинается на меньших углах атаки. Основная причина этого заключается в том, что из-за влияния сжимаемости разрежение над задней половиной профиля более энергично падает вдольпотока (рис. 2.03), а это способствует отрыву пограничного слоя. [c.71]

Углы атаки, отмеченные на поляре, отсчитываются от хорды основного профиля. Как видим, критический угол атаки с выпущенными щитками немного меньше, чем с убраниыми (в нашем примере — на 1°,5). Значит, с выпущенными щитками мы получаем большую [c.97]

Смотреть страницы где упоминается термин Угол атаки критический : [c.568] [c.310] [c.557] [c.568] [c.277] [c.139] [c.132] [c.148] [c.150] [c.501] [c.414] [c.197] [c.799] [c.803] [c.804] [c.810] [c.312] [c.313] [c.67] [c.87] [c.251] [c.264] [c.366] [c.375] [c.388]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...