Угол атаки профиля

Угловой коэффициент экрана 439 Угол атаки профиля 73 [c.895]

GJ[t, т, Jjn — жесткости на изгиб и кручение, погонная масса и массовый момент инерции V, р — скорость и плотность потока > Су —угол атаки профиля крыла и коэффициент подъемной силы. Направления координатных осей и геометрические параметры сечения показаны на рис. 8.16. [c.195]

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]

Введем угол атаки профиля е хорды АВ II набегающим потоком [c.221]

Полученный результат не является случайным. Действительно, угол отставания при безотрывных режимах обтекания профилей в решетке должен быть пропорционален углу изгиба профиля и обратно пропорционален густоте решетки. Экспериментально установлено и согласуется с выбором определения оптимального режима ( г/ 1 = 1), что угол атаки профиля в решетке пропорционален густоте и углу изгиба профиля. Следовательно, можно положить [c.41]

Введем угол атаки профиля е как острый угол между направлением хорды АВ и набегающим потоком [c.289]

Угол атаки профиля 222, 289, 396 --- геометрический 391 [c.903]

Чтобы соблюсти условие радиального равновесия частиц газа межлопаточном канале и выдержать оптимальный входной угол атаки, профиль лопатки должен меняться по высоте решетки, т. е. лопатка должна иметь закрутку. Существует несколько Методов закрутки лопаток. Обозначим Са — осевая составляющая абсолютной скорости потока — окружная составляющая абсолютной скорости потока г — радиус изгиба профиля лопатки (переменный по высоте) — коэффициент потери полного давления в сопле Re — радиус кривизны линии тока в осевом сечении ф — скоростной коэффициент потерь в сопле. [c.215]

Картина обтекания крыла потоком существенно зависит от расположения крыла по отношению к потоку. Профиль крыла, который мы будем рассматривать, не имеет плоскости симметрии, поэтому для характеристики положения крыла по отношению к потоку приходится условно выбирать ту плоскость, относительно которой отсчитывается угол, образуемый крылом с направлением потока. Этот угол а (рис. 334) мы и будем принимать за угол атаки. [c.555]

Но с увеличением угла атаки резко понижается давление над крылом, и поэтому подъемная сила сначала быстра растет с увеличением угла атаки. Однако, когда угол атаки достигает некоторой определенной величины (для рассматриваемого профиля—около 15 ), картина обтекания резко меняется. Условия обтекания передней верхней части крыла при больших углах атаки становятся сходными с условиями обтекания задней стороны цилиндра, и, так же как в случае цилиндра, обтекающий поток отрывается от крыла уже не у самой задней кромки позади крыла образуется завихренное пространство. С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро перемещается от задней кромки крыла к передней. [c.556]

При повороте самолета относительно поперечной оси (рис. 365) изменяется угол атаки и перемещается точка приложения подъемной силы /fy — вперед при увеличении угла атаки (для большинства профилей). Это перемещение точки приложения подъемной силы привело бы к еще большему задиранию носа самолета. Но при этом [c.571]

В общем случае ввиду невозможности обтекания острой задней кромки (гл. II, 11) такое течение сопровождается отрывом потока от поверхности профиля. Только при некотором частном значении угла атаки (обычно отрицательном) точка схода струй совпадает с задней кромкой профиля, т. е. получается безотрывное бесциркуляционное течение соответствующий угол атаки ао называется углом нулевой подъемной еилы. [c.23]

Предположим, что линеаризованному потоку газа, обтекающему тонкий профиль, соответствует поток несжимаемой жидкости, имеющий тот же потенциал скоростей, что и для сжимаемого газа. Каким образом в данном случае будет деформироваться профиль и изменится ли угол атаки при переходе от сжимаемого потока к несжимаемому [c.172]

Найдите уравнение поляры сопротивления = f yj и определите угол атаки соответствующий нулевой подъемной силе (су = 0), для четырехугольного профиля (рис. 7.8) с относительной толщиной с = ib = 0,15 при М о = 2. Проведите анализ полученных соотношений в зависимости от формы профиля и числа Моо набегающего потока. [c.176]

Таким образом, линеаризованному потоку сжимаемого газа, обтекающему тонкий профиль, соответствует поток несжимаемой жидкости, имеющий тот же потенциал скоростей, но обтекающий профиль, толщина которого, как и угол атаки, [c.178]

Воспользовавшись зависимостью (7.6) между коэффициентами су и Сг/ с в сжимаемом и несжимаемом потоках, найдем Су цс = 0,06973. Кроме того, коэффициент подъемной силы профиля в несжимаемом потоке определяется соотношением (6.5), откуда угол атаки нулевой подъемной силы а,, = а — =0,05732. [c.181]

В точке на носке профиля (см. рис. 7.5) (dy/dx) = tg o = 1/3 I ol = 18,43°. Так как угол атаки а = 0,35 рад = 20° больше угла o = 18,43° у острия профиля, то обтекание верхней стороны будет происходить с расширением, а нижней — со сжатием, вызванным возникновением скачка уплотнения. [c.186]

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]

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]

Геометрические размеры носового профиля (рис. 17.2) радиус затупления клина R 8 мм длина L = 40 мм угол полураствора 0 = 5°. Угол между вектором скорости набегающего потока и образующей носовой части <рыла (угол стреловидности) принять равным 60". Угол атаки крыла считать равным нулю. Профиль симметричен относительно продольной оси. Время полета 20 с. [c.264]

Положительным углом атаки считается угол между касательной к скелету профиля на входе лопасти и вектором скорости набегающего потока с лицевой стороны. Отрицательный угол атаки — угол между касательной к скелету профиля на входе лопасти и вектором скорости набегающего потока с тыльной стороны. На рис. 21 представлена схема углов атаки относительно профиля в треугольниках скоростей для лопастей насоса и турбин с центробежным и центростремительным потоками. У направляющего аппарата схема углов атаки похожа на турбинную, только рассматриваются абсолютные скорости потока. [c.56]

Решетка профилей изображена на рис. 3.6, б. Направление оси решетки совпадает с осью и цилиндрической системы координат, ось 2 — с осью компрессора. На входе в решетку направление потока не всегда совпадает с направлением средней линии профиля, в результате чего появляется так называемый угол атаки t = = Pip—Pi- На выходе из решетки поворот потока оказывается меньшим, чем поворот средней линии профиля. Угол отставания потока для применяемых значений шага составляет Ар = Рзр—Р2 = = 3 -f- 5°. [c.227]

Заметим прежде всего, что второе из этих уравнений показывает, что при заданном угле атаки (который здесь совпадает с углом наклона профиля крыльев к горизонту) всякий самолет имеет вполне определенную, соответствующую этому углу скорость установившегося движения Vq, и если нужно изменить эту скорость, то не достаточно изменить режим мотора, а необходим, кроме того, некоторый маневр, изменяющий угол атаки. [c.51]

Прибавляя угол атаки а, соответствующий Су из диаграммы испытания профиля, получаем угол установки данного сечения Й (фиг. 71) [c.594]

Большое влияние на потери энергии оказывает угол атаки г = PJ — Рх, образованный направлением скорости г 1 вдали от решётки [под углом Р] к оси решётки и направлением касательной к средней линии профиля в её [c.139]

Угломеры оптические — Технические характеристики 345 Углы ахроматических клиньев преломляющие — Определение 320 Угол атаки теоретический 674 --бесциркуляционного обтекания профиля 674 возмущения—Определение 695, 697 [c.735]

При обтекании, например, колеблющегося компрессорного профиля невязкой несжимаемой жидкостью угол атаки меняется. При этом изменяется циркуляция [c.159]

Решетка лопаток (или профилей) рабочего колеса показана на рис. 5.7. Геометрические величины, характеризуюш,ие решетку профилей рабочего колеса, во многом аналогичны таким же для сопловой решетки. Поэтому их рассматривают шаг решетки t — как расстояние между соседними лопатками (при этом для круговой решетки различают шаг решетки на входе и выходе t ) ширину решетки В — как размер ее в направлении оси [под осью понимается прямая, перпендикулярная линии, соединяюш,ей соответственно точки лопаток на входе (передний фронт решетки) или на выходе (задний фронт решетки)] хорду профиля Ь — как расстояние между концами средней линии лопатки входной и выходной установочные углы 2л — как углы между соответствующим фронтом решетки и касательной к оси лопатки (средней линии) на входной и выходной кромках установочный угол ауст — как угол между хордой профиля и фронтом профиля углы входа и выхода потока и рз — как углы между соответствующим фронтом решетки и направлением скорости Б относительном движении на входе и выходе угол изгиба профиля — как 0 = 180 — (Pi + Ргл) угол поворота потока в решетке — как В = 180 — (Pi + Ра) угол атаки i — как угол между вектором скорости на входе в решетку в относительном движении Wj и касательной к средней линии (оси) профиля на входной кромке (i = р1л — Pi)i угол отставания потока — как б = Ра — Ргл относительный шаг решетки — как t = t/b высоту решетки /р — как расстояние между ограничивающими поток поверхностями в направлении, ортогональном направлению течения и фронту решетки. [c.96]

Применив Ч.—Ж. п. к вычислению циркулящ4и скорости Г, можно затем определить подъёмную силу на единицу размаха крыла. В случае тонкого изогнутого профиля Г = л и sin (а-Ь 2/), где а—угол атаки профиля, v—скорость набегающего потока, а J—относит, вогнутость крыла. Коэ подъёмной силы при этом с, = 2п sin (а-Ь 2 Л. Если 0 и/—величины малые, то приближённо Су = 2п(а + 2/), т. е. Су пропорц. С и / [c.447]

Дальнейшая продувка осуществлялась под углом атаки модели, равном a osx= =0,105 os 30°=0,0906 (5°12 ), при повороте ее на угол скольжения х=30°. При этом угол атаки профиля в нормальном к передней кромке сечении оставался равным 6 (как и яри прямой обдувке). Полученное распределение коэффициентов давления представлено в табл. Б. [c.225]

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]

Найдите параметры сверхзвукового обтекания симметричного профиля (рис. 7.6), контур которого на переднем участке представляет собой клин с половиной угла при вершине (Зо = 0,26 рад, а на остальной части — параболическую кривую, описываемую уравнением у = 2с х Ь) (1 — х Ь), где с = 2 6 = 10. Число М набегающего воздушного потока = 5, угол атаки а - = 0 рад, отношение удельных теплоемкостей для воздуха k = jJ v = 1,4. [c.175]

V ri = V oo Osx под углом атаки =a/ os у. Коэффициенты подъемной силы и момента такого крыла можно определить соответственно по формулам (6.1) и (6.2) при условии, что угол атаки принимается равным величине а = a/ os При расчете по этим формулам необходимо также знать коэффициент р, который следует принять равным производной dy/dx, вычисляемой по уравнению у = у х) средней линии профиля в плоскости хОу (см. рис. 7.10), и, кроме того, угол 0, связанный с координатой X зависимостью х = (bJ2) (1 — os 6). [c.203]

Формулами (VIII.30) можно пользоваться и для расчета тонких профилей. В этом случае 0 (угол атаки) есть угол между хордой и набегающим потоком. [c.200]

Величина коэффициента потерь от угла атаки зависит от многих факторов. Если рабсматривать единичный профиль по отдельной линии тока, то, как уже указывалось, на коэффициент потерь от угла атаки будет влиять форма всего профиля, в частности форма входного и выходного участков и их обработка. При обтекании же поверхности лопасти образуются дополнительные вихри вследствие того, что угол атаки не будет постоянным по ширине входной кромки [c.58]

Все перечисленные потери взаимосвязаны и зависят от режима течения и геометрических характеристик решетки профилей. На профильные потери большее влияние оказывают угол поворота потока, угол атаки, относительный шаг, толщина выходной кромки и шероховатость поверхности лопаток, на концевые потери — относительная длина лопаток. Режим течения в решетках характеризуется числами М и Re. При вычислении числа Re за определяющий размер принимается хорда лопатки, так что Rei, = ibjo , Кеаг = W2tbJo2- [c.107]

Увеличение угла установки профиля приводит вначале к снижению, а затем к возрастанию потерь. Отрицательное влияние влаги проявляется особенно отчетливо при больших углах установки, что объясняется неблагоприятными условиями входа (увеличивается угол атаки на входе и активизируется дробление влаги при взаимодействии с входной кромкой профиля). Для решетки С-9012А установлен оптимальный диапазон углов установки % = [c.120]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...