Угол скоса потока

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]

На показания насадков полного и статического давлений может оказать значительное влияние угол скоса потока относительно оси насадка. Это влияние в значительной степени зависит от конструкции приемника давления. Комбинированный насадок Пито—Прандтля нечувствителен к углам скоса потока в диапазоне 10—15°. [c.197]

Крыло прямоугольной формы в плане с размахом / = 8 м создает подъемную силу Ya = 4,9-10 Н при движении в атмосфере (плотность воздуха роо == = 1,225 кг/м ) со скоростью Уоо = ЮО м/с. Определите угол скоса потока за крылом. [c.162]

Измерения показывают, что угол скоса потока за крылом эллиптической формы в плане е = 2°. Определите подъемную силу этого крыла при условии, что его площадь в плане 5кр = Ю м , а размах / = 8 м. Скорость воздушного потока Voo = 100 м/с, а плотность ра, = 1,225 кг/м , [c.163]

Как изменяется угол скоса потока при переходе к крылу конечного размаха с меньшим удлинением [c.163]

Определим угол скоса потока г, вызываемый такой вихревой системой в некоторой точке А (рис. 6.7), расположенной на расстоянии L от крыла [c.167]

Угол скоса потока для крыла конечного размаха произвольной формы Б плане [c.168]

Угол скоса потока за крылом определяется зависимостью (6.9) и в соответствии с ней возрастает при уменьшении удлинения Хкр = l/b v Физически это можно объяснить следующим образом. Скос потока обусловлен П-образной системой вихрей, индуцирующих в окружающей крыло среде некоторое поле скоростей, направленных вертикально, причем индукция вихрей быстро убывает с расстоянием (рис. 6.9). Рассмотрим средний скос потока вдоль некоторой линии а—а, лежащей за крылом в плоскости вихрей. [c.169]

Таким образом, суммарный средний угол скоса потока за крылом тем больше, чем меньше размах и больше хорда крыла, т. е. чем меньше вытянутость крыла вдоль размаха, характеризуемая удлинением Хкр = / ср- [c.169]

В соответствии с (6.13) коэффициент индуктивного сопротивления уменьшается с уменьшением угла скоса потока. Такое влияние удлинения на индуктивное сопротивление можно объяснить следующим образом. С физической точки зрения возникновение индуктивного сопротивления обусловлено потерями части кинетической энергии движущегося крыла, затрачиваемой на образование вихрей, сходящих с его кромок. При этом чем больше удлинение, тем меньше суммарный средний угол скоса потока за крылом за счет меньшего индуцирующего влияния этих вихрей. Соответственно меньше доля кинетической энергии движущегося крыла, идущая на вихреобразование, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления. [c.169]

Согласно принципу запаздывания, соответствующий угол скоса потока у оперения образуется спустя некоторое время после возникновения угла атаки крыла. Это время, равное 1 — Хц/У, соответствует углу атаки крыла [c.203]

Для улучшения условий работы лобовых и боковых воздухозаборников на углах атаки обычно геометрическая ось воздухозаборников делается наклоненной на угол —2.. . —4° по отношению к строительной оси самолета. Такое заклинивание воздухозаборника позволяет снизить угол скоса потока, набегающего на воздухозаборник, при полетах с большими положительными углами атаки. [c.286]

При неудачном размещении горизонтального оперения крыло может сиЛьНО уменьшить его стабилизирующее действие и на больших сверхзвуковых скоростях полета. На рис. 12.06 показан спектр обтекания крыла при скорости полета, в несколько раз превышающей звуковую, и значительном угле атаки. Если стабилизатор находится перед хвостовым скачком крыла (положение /), то угол скоса потока, обтекающего оперение, очень велик — он приблизительно равен углу атаки крыла. При таком расположении оперения изменение угла атаки самолета не приведет к возникновению силы ДКг.о. так как воздушный поток [c.309]

Угол скоса потока при этом выразится формулой [c.239]

Подъемная снла, индуктивное сопротивление, индуктивная скорость и угол скоса потока определяются только коэффициентом А. [c.241]

До сих пор мы считали Г (г) известной и по ней находили коэффициенты индуктивного сопротивления, подъемной силы и угол скоса потока. [c.243]

Угол скоса потока Аа, который вызывается вихревыми усами, можно определить из условия (фиг. 184) [c.375]

В первую очередь мы рассмотрим плоские скачки уплотнения. Обозначим угол между поверхностью клина и направлением невозмущенного потока— угол скоса потока через ш (фиг. 37). Угол Между фронтом скачка и направлением невозмущенного потока — угол наклона скачка — обозначим через а этот угол неизвестен он будет определен ниже [см. (2. 124)], [c.63]

Каждому числу М соответствует некоторое предельное значение угла скоса потока ( пред, при котором корни уравнения становятся мнимыми. Если угол скоса потока больше предельного > >пред, то косой скачок прей-ращается, в прямой. [c.66]

Фиг. 38. Зависимость предельного угла скоса угол СКОСа потока потока от числа М.

Чем меньше угол скоса потока со, тем меньше угол наклона скачка а, тем слабее скачок, тем ближе М1 к Мн. При ш =0 М1=Мн. [c.66]

Пример. Найти параметры воздуха за плоским косым скачком, если угол скоса потока <окл=12,°5, М=3,5. [c.69]

Пример. При М=3, если угол при вершине конуса о)кон=30°, то соответствующий ему угол при вершине клина о)кл=22° (см. фиг. 46). Угол скоса потока равный половине угла при вершине клина, тогда относительное [c.75]

При достаточном уменьшении М скорость течения перед одной из ступеней становится столь малой, что угол скоса потока оказывается больше критического ш шкр (см. фиг. 38). Косой скачок перед этой ступенью превращается в прямой (см. фиг. 71). Давление за прямым скачком начинает действовать не только на сечение входа, но и на те ступени иглы, которые лежат за прямым скачком, и дополнительное волновое сопротивление резко возрастает. При дальнейшем уменьшении Мц прямой скачок смещается к острию иглы. [c.127]

Угол скоса потока [c.357]

Теперь мы, в результате произведенных расчетов, знаем угол атаки крыла а°,ф, угол атаки стабилизатора а°г.о и угол скоса потока у оперения е°. [c.80]

Угол скоса потока определяется по формуле (32) по известным Су и удлинению крыла К, -р. Для нашей модели при Су — 1,20 и Хкр= 12,3 угол скоса потока равен [c.150]

УГОЛ СКОСА ПОТОКА. [c.121]

Таким образом угол скоса потока выразится так [c.122]

Большое влияние на работу РПД имеет положение оси диффузора относительно вектора скорости летательного аппарата (угол атаки). С ростом углов атаки увеличивается угол скоса потока на входе в диффузор и уменьшается количество воздуха, поступающего в камеру дожигания. При некоторых критических значениях углов атаки возможны срыв потока на диффузоре и значительное падение тяги двигателя. С целью недопущения подобных явлений применяются специальные системы автоматического регулирования в контуре стабилизации летательного аппарата по углу атаки, ограничивающие выход угла атаки за критическое значение [5], [6], [9]. [c.320]

Е — угол скоса потока [c.87]

Цель работы — найти угол скоса потока, коэффициент торможения скорости у оперения, а также коэффициент эффективности оперения модели летательного аппарата. [c.291]

Угол скоса потока е находится из условия равенства нулю коэффициента гоп(т.кр). Как следует из зависимости (6.1.24), в этом случае угол атаки оперения оп = а боп—8 = 0, т. е. [c.293]

Свободные вихри вызывают (индуцируют) в области между горцами крыла потоки, паправлсмные вниз, к-рые, налагаясь на набегающий поток, отклоняют последний вниз па угол Да (угол скоса потока). В резулг -тате подъёмная сила элемеита крыла, к-рая по теоре- [c.141]

И. с. и угол скоса потока могут быть вычпслсчш, осла в каждом сечении крыла U8BO THO распределение [c.142]

V — кинематическая вязкость в м 1сек относительный вес топлива О) — угол скоса потока в град. [c.6]

Для решения последнего ураявнения задаемся начальным числом Маха Мн., углом наклона скачка а и находим, угол скоса потока ш. При заданном числе Маха двум значениям угла наклона скачка а соответствует одно значение угла скоса потока ш. [c.65]

При правильной установке ось трубки должна совпадать с вектором скорости (угол скоса потока должен быть равен нулю). Это требование может вьшолляться не очень точно, так как трубка П ито—(Прандтля не особенно чувствительна к скосу потока ее показания практически не изменяются при скосе потока на 15°. Поэтому трубка Пито—(Прандтля удобна для определения величины ско1рости и не пригодна для точного определения направления вектора скорости в пространстве. [c.174]

Строится зависимость /Пюпст.кр) (а, б), показанная иа рис. 6.1.4. Из условия равенства Пгоп(т.кр)=0 определяется угол скоса потока 8 = 3,5°. По (6.1.26) находится коэффициент торможения потока [c.295]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...