Формула для угла атаки

По этим данным находим формулу для угла атаки (см. (9.5.8) [19]), характеризующую динамическую устойчивость [c.271]

Аналогичным способом можно вывести формулу для углов атаки если для крыла бесконечного размаха угол атаки соответствует заданному коэффициенту подъемной силы Сг, то для крыла с удлинением X угол атаки, необходимый, чтобы вызвать ту же подъемную силу, будет больше, чем осд, на величину индуцированного угла. Таким образом, мы получим [c.201]

Формула (19.20) действительна при значении чисел Тн 14% и ЮО НеТи 10 . Угол ф, определяемый между направлением потока и осью трубы, называется углом атаки. Формулы (19.17) —(19.19) для определения а справедливы для угла атаки ф = 90°. При значениях ф<90° коэффициент теплоотдачи будет меньше. Поэтому для ф = 30ч-90° при определении а вводится поправка [c.296]

Местное давление, оказываемое холодной струей на плоскую стенку в данной точке, зависит от угла атаки и скорости струи в месте удара и для углов атаки а в пределах 10—40 " может быть вычислено по формуле [c.57]

Из этих формул выясняется зависимость для угла атаки [c.87]

Угол между направлением потока и осью трубы называется углом атаки. Приведенные выше формулы справедливы для угла атаки i j 90°. На фиг. 65 представлены результаты опытов по влиянию угла атаки на относительное изменение теплоотдачи [c.241]

Формула (X, 27) получена для обтекания пластин при нулевом угле атаки. Для угла атаки, изменяющегося от 0° до а (а <90°), толщина ламинарного подслоя равна [c.307]

В зависимости от типа корней полинома (2.39) подставим это выражение в формулу (2.42) или в (2.43). После ряда преобразований общее решение для угла атаки можно представить в виде [6] [c.80]

С другой стороны, для угла атаки используем другую формулу 1 sin 0 [c.437]

Рассмотрим формулу (9) для угла атаки. Величина [c.230]

Формулы (50) и (51) применимы лишь для случая, когда поток жидкости перпендикулярен оси пучка (ф = 90°). Для углов атаки, отличных от 90°, коэффициент теплоотдачи определяют по формуле [c.72]

Подставляя в формулы (22), (23) 9=0, (/= О 0 = 0, У = О, получим выражение для углов атаки [c.67]

Формулы, выведенные для угла атаки и лобового сопротивления эллиптического крыла можно применить для подсчета влияния изменения удлинения. Если удлинение изменяется с X на л, изменение угла атаки и козфициента лобового сопротивления будет [c.106]

Эти формулы для характеристик биплана без выноса с крыльями равного размаха имеют значение только для углов атаки, соответствующих нормальным режимам, так как максимальное значение козфициента подъемной силы у биплана меньше, чем у моноплана. Уменьшение коэфициента подъемной силы при данном угле атаки выражается коэфициентом В табл. 17 грубо можно считать, что этот коэфициент дает уменьшение максимального коэфициента подъемной силы. [c.135]

Вторая из этих формул учитывает, что для малых углов атаки тангенс равен углу. Согласно (38) распределение давления линейно связано с распределением скорости [c.34]

Так как сравнение различных режимов обтекания профилей производится при одинаковых углах атаки, то для линейной части зависимости Су(а) можно получить, согласно (54), следующую формулу [c.39]

Пусть на неподвижный ромбовидный профиль натекает равномерный сверхзвуковой поток под углом атаки t = 0 (рис. 10.20). В силу симметрии достаточно рассмотреть лишь обтекание верхней стороны профиля. У передней кромки профиля в точке А возникает косой скачок уплотнения, так как поток набегает на клин с углом 2св при вершине. Пройдя через этот косой скачок, поток поворачивается на угол и и становится параллельным отрезку АВ. Статическое давление рг и приведенную скорость в потоке I2 вдоль отрезка АВ можно определить по формулам для косого скачка уплотнения (см. гл. III). Далее [c.41]

Пользуясь выражением (69), можно получить приближенные формулы для коэффициентов подъемной силы и сопротивления различных профилей. Так, например, для ромбовидного профиля с не очень большим раствором угла клиновидной передней кромки, равным 2(о, и при нулевом угле атаки коэффициенты давления на передней (АВ) и задней (ВС) поверхностях [c.48]

При углах атаки I < 15° расчет коэффициентов Су и для плоской пластинки по приближенным формулам (71) и (72) дает удовлетворительное совпадение с изложенным выше в этом параграфе точным расчетом. [c.50]

Полагая здесь I = 0, получаем выведенную ранее формулу (70) для коэффициента сопротивления ромбовидного профиля при нулевом угле атаки. [c.51]

Полученные в 2 и 3 выражения дают возможность вывести простые формулы для коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления пластины, обтекаемой газовым потоком большой сверхзвуковой скорости при малом угле атаки. [c.115]

Экспериментальная проверка теоретической формулы для коэффициента подъемной силы пластины Су — 2л sin а показывает, что для достаточно тонких тел с заостренной задней кромкой (крыловых профилей), при обтекании которых обеспечен плавный сход струй с этой кромки, указанная формула приближенно применима при малых углах атаки (а < 12°). [c.259]

Применяя формулы (1.7) — (1.12), получаем для движения симметричного летательного аппарата без скольжения (Р = 0) под углом атаки (а Ф 0) следующие результаты силы Z и Za равны нулю, так как нет физических причин, вызывающих [c.22]

В формулу (1.1.12) для коэффициента момента крена входят члены взаимодействия, определяемые производными устойчивости второго порядка. Например, производная связана с изменением момента крена, вызванного появлением дополнительных углов атаки на левой и правой консолях крыльев при полете со скольжением. Такой же эффект, характеризующийся [c.21]

Спиральные эффекты при крене. Дополнительный коэффициент нормальной силы для горизонтальной консоли, обусловленный спиральным эффектом (вращение вокруг вертикальной оси при наличии угла атаки), определяется по формуле (2.4.47). Принимая в ней ( = 3,57, Ко = 1,17, 1 = 1, (гц )оп = 0,1, по- [c.193]

Согласно этим формулам, для расчета поперечной силы и момента рыскания используются выражения для нормальной силы и момента тангажа применительно к летательному аппарату, условно повернутому на 90° вокруг продольной оси в сторону правого крыла. В соответствии с этим для определения производных по углу скольжения необходимо применить выражения для соответствующих производных по углу атаки, заменив в них а на — i. Таким образом, [c.213]

Для ускорения приближенных расчетов можно использовать графики зависимости у — /(х) (рис. 3.2.2), построенные на основе формулы (3.2.2). При проведении таких расчетов параметр х может оказаться отрицательным (например, при повороте горизонтальных консолей летательного аппарата, движущегося под нулевым углом атаки). В этом случае следует вначале определить из графиков на рис. 3.2.2 условные координаты Ув) >о и (Ун)Г>о для положительного [c.257]

Формулы (III.1.21) могут быть проверены для простых случаев обтекания, для которых известно точное решение. Например, для пластинки, обтекаемой безотрывно при малых углах атаки а, как известно, [c.108]

Наиболее простые решения могут быть получены для плоской пластинки, расположенной под углом атаки а к направлению основного потока. Тогда в формулах (III.2.10), (III.2.11), (III.2.12) следует положить g (т) = —ia, а для получения решений необходимо взять интегралы, содержаш,ие иррациональные подынтегральные функции вида [c.119]

Для расчета потерь от угла атаки в гидродинамических передачах применяется формула [c.58]

Формула пересчета для угла атаки приложима только к крыльям с эллиптической формой в плане и постоянным углом атаки по размаху, а для1 крыльев с другой формой в плане может быть употребляема лишь как грубое приближение. Формула для угла атаки позволяет также легко определить наклон кривой подъемной силы. Если —наклон в плоско-параллельном потоке и а—для эллиптического крыла с удлинением X, формула [c.106]

Формулы (4-1Г0) — (4-112) справедливы для угла атаки а1з = 90°. При ij3<90° найденные по этим формулам значения коэффициента сопротивления следует умножить на поправочный множитель Величины, экспериментально найденные В. А. Локшиным и Л. П. Орнатским, имеют следуюш,ие значения Л. 106] [c.281]

Угол между направлением потока и осью трубы называется углом атаки. Приведенные выше формулы справедливы для угла атаки 1 = 90°. На фиг. 10—12 представлены результаты опытов по влиянию угла атаки на относительное изменение теплоотдачи цилиндра. В области углов от 90 до 70° теплоотдача остается практически на одном и том же уровне. При г ) <70 " коаффициент теплоотдачи существенно онижается. [c.227]

Аналогичная формула пересчета получается н для угла атаки а, если исходить из эллиптического распреяелеиня подъемной силы. Рассмотрим сначала элемент бесконечно длинного крыла [c.215]

Приведенные формулы справедливы для цилиндра, который располагается перпендикулярно направлению потока. Если угол атаки Ф<С90°, то коэффициент теплоотдачи для ср = 90° нужно умножить на поправочный коэффициент е, взятый из графика (рис. 27-3), и = eagg. Как видно из графика, с уменьшением угла атаки поправочный коэффициент резко падает, а следовательно, уменьшается и коэффициент теплоотдачи. [c.433]

Так, например, для крыла в виде плоской пластинки бесконечного размаха, наклоненной под малым углом атаки а, имеем = 2 = ( J — ), и формула (48,7) дает Г = —naail. Коэффициент подъемной силы такого крыла равен [c.269]

По известны.м составляющим момента М в связанной системе координат (УИзс, Му, М ) можно найти его составляющие в скоростной системе координат. В общем случае (движение аппарата совершается под некоторым углом атаки а со скольжением под углом Р) формулы для пересчета имеют такой вид (см. ответ в задаче 1.11) [c.24]

Из формул (7.6) и (7.7) следует, что для одного и того же профиля, расположенного ПОД одним углом атаки, коэффициенты подъемной силы и момента в сжимае лом [c.179]

При анализе поперечной устойчивости по этой формуле необходимо учитывать, что все частные производные в ней, а также величина Ak являются функциями геометрических параметров оперения (крыльев), а также числа Моо. Степень этой устойчивости неодинакова при различных углах атаки при малых значениях углов она невелика, а при больших становится весьма значительной. Это особенно заметно у несущих поверхностей с большой стреловидностью. Для снижения чрезмерной поперечной устойчивости таким поверхностям придается нулевая или даже отрицательная V-образность, В случае нестреловидных крыльев (оперения) наблюдается, наоборот, уменьшение устойчивости. Для ее повышения применяют несущие поверхности с положительным углом ij поперечной V-образности. [c.177]

Таким образом, для тонких профилей, обтекаемых при малых углах атаки сжимаемой жидкостью (при М. < М р), влияние сжимаемости сводится как бы к утолщению профиля и увеличению угла атаки, а следовательно, и к увеличению подъемной силы в соответствии с формулой (VIII. 13). [c.188]

Для тел различной формы функции /(а, R) и /i (а) в формулах (4.1) и (4.2) зависят, помимо угла атаки, существенным образом от отвлечённых параметров, определяющих геометрическую форму тела. На рис. 6 и 7 представлены экспериментальные данные о зависимости коэффициента сопротивления от числа Рейнольдса. На рис. 8 показан характер влияния угла атаки на сопротивление и на подъёмную силу гфыла. [c.52]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...