Угол атаки абсолютный

Пример 65 Воздушный поток набегает на вращающуюся лопасть Ветряного двигателя с абсолютной скоростью Од = 10 м/с (рис. 207). Угол атаки а, образованный направлением вектора абсолютной скорости Va с хордой сечения К лопасти, переменен по ее размаху (лопасть закручена) и равен ао = 30 в среднем сечении лопасти, находящемся на расстоянии Го = 2 м от оси вращения. Считая, что относительная скорость частиц воз- [c.304]

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]

Если на входе v u < Vui, то угол атаки A i у насоса и направляющего аппарата имеет знак плюс, а у турбины — минус, и наоборот. При рассмотрении неравенства Vu -< Vui необходимо помнить, что сравниваются не абсолютные величины. Напоры, моменты и мощности определяются по формулам [c.159]

Согласно последнему уравнению сила влияния коэффициента разгона на угол атаки зависит от степени реактивности Действительно, в формулы входит лишь произведение д (1 —е ). Поэтому, когда q . велико и тем более близко к единице, влияние коэффициента разгона становится малым. Наоборот, при малых степенях реактивности влияние велико. С уменьшением коэффициента разгона абсолютная величина угла атаки возрастает. Темп этого возрастания тем выше, чем меньше степень реактивности. [c.87]

Влияние деформаций изгиба па изменение углов атаки сечений стреловидного -крыла объясняется следующим. Абсолютная величина деформации изгиба увеличивается по направлению к концу крыла. Поэтому смещение точки С вверх вследствие изгиба, возникающего под действием положительной подъемной силы, оказывается большим, чем смещение точки Л (рис. 7). Следовательно, и смещение точки D под действием деформаций изгиба, примерно равное по величине смещению точки С (обе эти точки лежат на одном перпендикуляре к оси лонжерона), оказывается также большем, чем смещение точки В. Таким образом, угол атаки рассматри- [c.101]

Согласно формуле (3.37) из главы I угол атаки является однородной функцией величины скорости центра масс цилиндра нулевой степени. Значит, степень однородности величины лобового сопротивления равна 2. Далее надо рассчитать функцию 5 (а). Площадь 3 ь проекции боковой поверхпости цилиндра на плоскость, перпендикулярную вектору скорости его центра масс, может быть вычислена как абсолютная величина скалярного произведения векторов 6Е и . Векторы [c.87]

Угол атаки 264, 286 Удар струи в пластинку 70, 334 Удлинение главное 15 Узел (особая точка) 21, 411 Уравнение абсолютного движения жидкости в подвижной системе координат 57 [c.582]

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]

Если продольная ось ракеты не совпадает с касательной к ее траектории, то аэродинамические силы, помимо составляющей, направленной против вектора относительной скорости ракеты, будут создавать и подъемную силу, действующую по нормали к силе сопротивления в плоскости, определяемой осью ракеты и вектором относительной скорости. В качестве системы координат примем систему, неподвижную относительной атмосферы, а направление вектора относительной скорости потока будем считать противоположным направлению вектора абсолютной скорости ракеты. Угол между осью ракеты и набегающим потоком, известный как угол атаки, обозначим буквой а, как это показано на рис. 4.5. Определим угол 0 следующим образом [c.91]

В качестве примера на рис. 22 даны значения углов атаки i в ступенях с различной степенью реактивности при разных коэффициентах разгона. Для всех ступеней принят выходной угол 1 = 20° и осевой выход потока. При малом коэффициенте разгона с увеличением степени реактивности абсолютная величина [c.87]

Разность окружных составляющих абсолютной скорости .v hi = = ин — ын называется составляющей от угла атаки, а разность углов Аря1 = Ря1— mo — углом атаки. Угол атаки и, следовательно, разность окружных составляющих абсолютной скорости зависит от режима работы. [c.241]

Выше было рассмотрено движение самолета без учета того, что при переходе в режим с % >, кроме изменения балансировки самолета по аэродинамическим моментам, нарушается и баланс сил, действующих на самолет. В частности, на больших углах атаки сильно возрастает лобовое сопротивление, которое уменьшит скорость (число М) полета. При этом неустойчивость самолета может также уменьшиться, а управляемость восстановится, т. е. ее потеря будет временной. Когда число М станет меньше 0,7, пикирующие моменты от руля высоты по абсолютной величине станут больше кабрирующих моментов неустойчивости и самолет интенсивно уменьшит угол атаки и коэффициент Су. [c.179]

В задаче о движении тела в среде при наличии некоторой связи проводится полный нелинейный анализ динамических систем с переменной диссипацией с ненулевым средним в пространстве квазискоростей [188]. Такие системы также обладают свойством (абсолютной) фуббсти. Приведен список типичных глобальных фазовых портретов на фазовом цилиндре после перестроек фазовых портретов аналогичных задач, которые исследовались в предьщущих главах книги. Интересно, что в данном случае возможно возникновение стационарных режимов, при которых угол атаки лежит в интервале (О, тс/2), т.е. данные стационарные режимы могли бы реализоваться до наступления так называемого бокового замыва. [c.38]

Распределение скоростей точек тела опишем следующ образом абсолютная скорость V точки А составляет некоторый угол с вертикалью, велишны V, вместе с угловой скоростью тела позволяют вычислить скорость любой точки тела. Угол атаки оС = [c.51]

Иа участке О — /1 угол фпр остается не11зменным (фпр = 90°). Далее, с момента /1 начинается разворот ракеты, т. е. происходит уменьшение программного угла фпр и возникает угол атаки. Надо сделать так, чтобы его наибольшее по абсолютной величине значе1П1е ост достигалось в начале участка разворота, а затем, по достижении скорости, близкой к скорости звука, движение продолжалось с неизменным нулевым углом атаки. Огра-ниче1П1е по углу атаки может быть снято лишь после того, как ракета выйдет за пределы атмосферы и скоростной напор станет ничтожно малым. [c.314]

Рассмотрим теперь задачу об обтекании К01ггура С поступательным потоком, имеющим иа бесконечности скорость V, наклоненную К оси Ох под углом атаки а, тоже считаемым бесконечно малой величиной, или, что то же, задачу о поступательном движении контура С со скоростью V в направлении, составляющем угол а с отрицательной полуосью Ох. Обозначим в этом последнем случае комплексный потенциал возникающего абсолютного движения жидкости через < = 9гф для комплексного потенциала W Ф- -iW, определяющего обтекание контура, получим [c.298]

Си1расч — меридиональная составляющая абсолютной скорости на расчетном ре жиме работы при угле атаки дРуд = 0 с , с ,у — меридиональная составляюща абсолютной скорости при угле атаки дРуд ф 0 и1 расч — относительная скорость н расчетном (оптимальном) режиме работы при угле атаки дРуд = 0 и , и/,у относительные скорости при угле атаки др д 0 др д — угол между скоростям расч и w,y дР" — угол между скоростями гУ1расч и остальные обозначени [c.134]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...