Угол атаки крылового профиля

Из изложенного следует, что если крыловой профиль обтекается потоком со скоростью в бесконечности, направленной под углом а = Вд к вещественной оси, то обтекание будет бесциркуляционным, причем в точке заострения скорость имеет конечное значение. При этом положение профиля относительно вещественной оси будет вполне определенным, зависящим от угла в . Если теперь повернуть профиль на угол а 0, что равносильно повороту вектора скорости, то получим обтекание профиля под некоторым теоретическим углом атаки, который равен углу между направлением вектора скорости обтекающего потока и направлением бесциркуляционного обтекания. [c.263]

Крыловые профили, удовлетворяющие постулату Жуковского— Чаплыгина, являются хорошо обтекаемыми. В действительности условия обтекания определяются не только формой, т. е. геометрией профиля, но и другими чисто гидродинамическими характеристиками потока (угол атаки и числа подобия). [c.210]

Характеристики сил, действующих на крыло, определяются обычно испытаниями в аэродинамических трубах. Геометрические параметры крылового профиля даны на рис, 15-16. Углом атаки называют угол между линией хорды и направлением свободного потока. Экспериментальные данные, полученные при исследовании двумерного обтекания некоторого дозвукового крылового профиля, приведены на рис. 15-17 [Л. 16], где даны зависимости от угла атаки коэффициентов Свс и С А, отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления и положения центра давления. Оптимальное отношение подъемной силы к силе сопротивления для этого крыла имеет место при угле атаки около 1,5°, а подъемная сила увеличивается линейно [c.413]

Как показывают измерения распределений давлений по поверхности крыловых профилей, величина отношения 1/ 11 со мало разнится от единицы, если крыловой профиль сравнительно тонок и слабо изогнут, а угол атаки или соответствующий ему коэффициент подъемной силы с у невелики последнее имеет место на режимах полета с максимальной скоростью. Так, например, в этих условиях на крыловом профиле с 14%-ной относительной толщиной (Я АСА-2414) при с у =0,18 величина 11 111 со равна 0,9, т. е. на 10% меньше единицы даже при 25%-ной относительной толщине и при с у = 0,25 это отличие от единицы не превосходит 25%. [c.622]

Типичный крыловой профиль с плавной носовой частью и острой задней кромкой показан на рис. 5.16. Характерные параметры крыла Ь — хорда, к — толщина, ЫЬ — относительная толщина, а — угол атаки. [c.86]

Так, например, при обтекании крылового профиля неограниченным стационарным потоком воздуха при наличии отсоса пограничного слоя необходимо задать форму крыла угол атаки, т. е. положение крыла по отношению к вектору скорости набегающего потока на бесконечности распределение мест отсоса на крыле и их относительные размеры относительное распределение скорости отсоса по отдельным точкам относительную скорость отсоса, т. е. отношение скорости отсоса в выбранной характерной точке к скорости невоз-мущенного потока. [c.12]

Рис. 13.16. Расчет лавшнарного пограничного слоя на подсасывающей. стороне крылового профиля NA A 8410 при дозвуковом сжимаемом течении. Стенки профиля теплоизолированы, угол атаки а = 0. Расчет сделан по приближенному способу Э. Грушвитца [ ]. Число Маха Маоо= С оо/Соо исло

У крыловых профилей с наибольшей толщиной, далеко отодвинутой назад, иногда при увеличении числа Рейнольдса наблюдается скачкообразное перемещение точки перехода вперед к носику профиля. Это явление легко объяснить с точки зрения теории устойчивости. На рис. 17.12 показан расчет устойчивости для симметричного профиля с максимальной толщиной, равной 15% хорды и отодвинутой назад на 70% хорды профиля угол атаки равен 0°. Кривая предела устойчивости этого профиля имеет минимум, лежащий далеко впереди около носика профиля, и последующий максимум. Такая форма, обусловленная соответствующим ходом изменения формпараметра Л, приводит к тому, что в некоторой области чисел Рейнольдса Uoolh кривые Ujrfiih пересекаются с кривой предела устойчивости в трех [c.461]

Рис. 22.16. Турбулентный пограничный слой на подсасывающей стороне крылового профиля NAGA 0010 с равномерно распределенным отсасыванием и сдуванием. Угол атаки а = 5°. По В. Пехау [ ]. а) Формпараметр Н32 = 63/62. б) Толщина потери импульса 62 при различных коэффициентах расхода

Перейдем теперь к решению общей задачи в прямой, имеющей непосредственное практическое применение постановке определим плоское безвихревое течение идеальной несжимаемой жидкости при заданных твердых границах и условиях г абегания потока. Рассмотрим задачу плоского обтекания любого замкнутого, себя не пересекающего плавного контура, а затем перейдем к наиболее важному частному случаю обтекания крылового профиля. Под крыловым профилем понимают плавный, вытянутый в направлении набегающего на него потока, замкнутый и самонепересекающийся геомет])ический контур с закругленной передней кромкой ( лоб профиля) и заостренной задней кромкой ( хвост профиля). Отрезок прямой, соед1 яяющей некоторую точку передней кромки с вершиной угла на задней кромке, называют хордой крылового профиля (выбор хорды может быть весьма разнообразен), а длину хорды— длиной профиля максимальную толщину профиля в направлении, перпендикулярном к хорде, называют толщиной профиля, а отношение толщины к длине — относительной толщиной крылового профиля. Угол, образованный вектором скорости набегающего потока вдалеке от профиля (вектором скорости на бесконечности ) и направлением хорды, носит наименование угла атаки. Условившись в этой обычной терминологии, [c.222]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...