Угол атаки относительный

Обозначим через а угол атаки относительно новой оси, причем [c.145]

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]

Получим выражение для угла атаки аа- Угол атаки при произвольном положении базиса j относительно вектора скорости потока Vo (рис. 6.19) — это угол между вектором нормальной составляющей скорости потока v и вектором ез, направленным по оси симметрии сечения. Вектор v определяется как [c.249]

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]

Перетекание воздуха снизу вверх у торцов крыла происходит тем более интенсивно, чем больше разность давлений под крылом и над ним, т. е. чем больше угол атаки. Вследствие этого при увеличении угла атаки лобовое сопротивление для крыла конечного размаха растет гораздо быстрее, чем для крыла бесконечной длины. Ясно, что эти явления сказываются тем меньше, чем больше длина крыла по отношению к его ширине, т. е. чем больше относительный размах крыла. С точки зрения уменьшения лобового сопротивления выгодно применять крылья с большим относительным размахом. [c.560]

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]

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]

Этот угол, как видно из (6.15), возрастает с увеличением удлинения, приближаясь к значению установочного угла атаки а. Истинный угол атаки (см. рис. 6.8) измеряется относительно фактического направления потока около крыла, отличающегося от направления невозмущенного потока за счет возникновения скоса потока. Скос же потока, как следует из (6.9), уменьшается с увеличением удлинения крыла (см. задачу 6.16). [c.169]

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]

Для тонкого конуса, изображенного на рис. 10.7, определите аэродинамические силы и момент тангажа относительно оси, проходящей через носок, а также соответствующие коэффициенты при условии, что угол атаки а = 0,1, число Моо= = 2, а движение конуса происходит вблизи поверхности Земли. [c.478]

Для комбинации корпус— крыло — оперение (см. рис. 11.4) определите аэродинамические коэффициенты подъемной силы при условии, что крылья и оперение играют одновременно роль управляющих устройств, которые поворачиваются относительно корпуса соответственно на углы б р = 0,05 и 6q = 0,1. Число Маха обтекающего потока Моо = 1,5, давление = 9,807-10 Па, угол атаки а = - 0,1. [c.598]

Проекции вектора в той и другой системах координат имеют одно и то же название, а именно составляющие относительно осей и л называются моментом крена (соответственно, М ), составляющие относительно осей уа и у — моментом рыскания (Му, Му), составляющие относительно осей 2а и г — моментом тангажа (Мга, М )- Положительным будем считать момент, который стремится повернуть летательный аппарат против часовой стрелки (если вести наблюдение за движением с конца вектора момента). В соответствии с принятым расположением осей координат на рис. 1.1.1 положительный момент увеличивает угол атаки, отрицательный — уменьшает. [c.14]

Рассмотрим, каким образом реализуются эти виды движения при воздействии на статически устойчивый летательный аппарат какой-либо возмущающей силы. Такое воздействие вызывает нарушение равновесия, в результате чего происходит быстрое вращение аппарата относительно центра масс и изменяется его угол атаки. Благодаря быстрому протеканию этого процесса скорость сколько-нибудь существенно не изменяется и может быть принята такой, как в невозмущенном движении. [c.42]

Схема с поворотными крыльями. Применяется также схема с фиксированными задними поверхностями, в которой управление по тангажу, курсу и крену осуществляется соответствующими отклонениями крыльев. При этом обеспечение крена и его стабилизация осуществляются поворотом крыльев в разные стороны. Заднее оперение в данной схеме выполняет роль только стабилизаторов, которые сохраняют статическую устойчивость, либо способствуют обеспечению соответствующего запаса этой устойчивости (как положительного, так и отрицательного), необходимого для придания летательному аппарату требуемой управляемости и устойчивости. Особенность такой схемы в том, что для создания подъемной силы вовсе не требуется поворачивать весь аппарат на угол атаки, а достаточно одного отклонения крыльев относительно корпуса. Это облегчает управляемость и стабили зацию. [c.115]

Если корпус отклонен на угол атаки а, а оперение дополнительно отклонено относительно оси корпуса на угол б , то координата центра давления [c.245]

Управлять подъемной силой затупленного тела с помощью иглы можно и при нулевом угле атаки, однако при этом игла должна быть отклонена на некоторый угол Пи относительно продольной оси тела (рис. 6.1.16). Соответствующие эк- [c.392]

На рис. III.23, а дана зависимость относительной длины каверны hU от отношения , где а — угол атаки к — число [c.165]

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]

Наличие относительного вихря изменяет также и условия безударного входа потока в рабочее колесо. Вектор входной относительной скорости Wj не зависит от циркуляционного течения в относительном движении (рис. 1.4, б). Но во входном сечении из этого вектора может быть выделена циркуляционная составляющая Awu, после чего останется вектор w, которым определяется угол атаки при входе потока в рабочее колесо [53]. Как видно из рисунка, достижение безударного входа с учетом циркуляционного течения требует увеличения окружной скорости рабочего колеса. Циркуляционная составляющая может быть найдена по [c.17]

Вычисляется угол атаки РК и соответствующее изменение. Расчет угла атаки РК РОС с учетом влияния относительного вихря производится по формулам [c.208]

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]

Коэффициент ф определяем по фиг. 13. Таким образом находим относительную скорость входа в рабочие каналы. Для определения геометрического угла входа следует определить для небольших высот лопаток угол входа, приняв во внимание периферийную скорость лопатки. Построив треугольник скоростей для периферийного сечения, находим угол который больше Pi. Угол примем за геометрический угол входа. Для среднего расчетного сечения, следовательно, будет положительный угол атаки [c.63]

Угол Др 1 между направлением потока в относительном движении при входе на лопасти и направлением лопасти называется углом атаки. Угол атаки считается положительным, если скорость направлена в сторону рабочей поверхности лопасти. [c.11]

Реверс элеронов — потеря эффективности элеронов, вызванная упругими деформациями крыла. При отклонении элеронов на крыле возникает дополнительная аэродинамическая сила АКа. Эта сила относительно центра жесткости (ц-ж) создает крутящий момент, уменьшающий угол атаки, причем величина момента Мэ зависит от скорости полета. [c.199]

А — подъемная сила Я — результирующая сила D — индуктивное сопротивление СС —линия хорды Vo — скорость свободного потока Vj — относительная скорость крыла а — угол атаки. [c.416]

Рулевой винт вертолета одновинтовой схемы представляет собой воздушный винт малого диаметра, который предназначен для уравновешивания аэродинамического крутящего момента несущего винта и путевого управления. Выполнение обеих функций достигается тем, что сила тяги рулевого винта действует на некотором плече (обычно несколько большем радиуса несущего винта) относительно вала несущего винта. Как правило, рулевой винт является слабо нагруженным винтом с машущими лопастями, так что к нему применима изложенная в этой главе теория. Однако рулевой винт имеет особенности, вследствие которых теория несколько- видоизменяется. Во-первых, у него нет управления циклическим шагом, есть только управление общим шагом для изменения величины силы тяги. Во-вторых, угол атаки рулевого винта определяется размещением винта и углом рыскания вертолета, а не условиями равновесия сил, действующих на винт. Сопротивление или пропульсивную силу рулевого винта включают в сопротивление фюзеляжа и уравновешивают посредством несущего винта. [c.252]

Рассмотрим профиль с хордой 26, который находится в равномерном потоке, имеющем скорость U. Поскольку циркуляция присоединенных вихрей изменяется во времени, профиль и его след описываются слоем плоских вихрей, показанных на рис. 10.1. За профилем вниз по потоку тянется пелена, состоящая из поперечных вихрей. Погонную интенсивность слоя вихрей на профиле обозначим уь, а в следе — Движение профиля зададим, указав вертикальное перемещение h (положительное вниз) точки профиля с координатой х = аЬ w геометрический угол атаки а (положительный при движении носка профиля вверх, см. рис. 10.2). Аэродинамический момент профиля также будем определять относительно точки с координатой X = аЬ. Вследствие движения профиля возникает относительная скорость протекания Wa (положительная вверх), равная [c.432]

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]

Если учитывать упругие эффекты, то теория крыла становится сложнее, чем она представляется из главы П. Для жесткого крыла эффективный угол атаки относительного воздушного потока при любом иоиеречном сечении, который определяет подъемную силу и сопротивление сечения, получен как результат объединения скорости полета и индуктивного скоса потока. Для упругого крыла величина и направление относительного воздушного потока зависят также от упругой деформации, на которую в свою очередь влияет то же распределепие подъемной силы. Это мы пытаемся рассчитать. Сирс предложил приближенный метод расчета такого взаимного действия [8]. Аэроупругие эффекты важны для всех высокоскоростных самолетов. Если относительное удлинение большое, то кручение крыла значительно. Для са- [c.162]

Выразим эти составляющие через соответствующие величины > а, в связанной системе координат. Так как крен отсуствует и связанные оси повернуты относительно поточных осей на угол атаки а, то, очевидно, составляющая гл) =- Ша- Из рис. 2.1.1 видно, что для других составляющих имеют место соотношения (при малых а) [c.135]

Если различие между относительными скоростями на входе и выходе невелико, т. е. Wf l, то полученный входной угол лопастей можно принять за окончательный. Если же WfJ2 Угол атаки задают таким, чтобы сумма потерь от угла атаки и потерь от диффузорности была минимальной (рис. 53). [c.126]

Для радиально-осевой ступенн учитывается влияние относительного вихря. Из вектора Wj может быть выделена составляющая Aw , вызываемая относительным вихрем на входе в РК(рис. III.1). Угол атаки определяется вектором w, а величина Дшц рассчитывается по формуле [c.202]

Формирование вращающегося срыва поясняет схема на рис. 8.11. Срыв, появившийся по тем или иным причинам на одной из лопаток, дросселирует межлоиаточный канал, расположенный со стороны ее спинки, поэтому подходящий к фронту решетки поток вынужден растекаться, как показано на рис. 8.11, увеличивая угол атаки на лопатках, расположенных со стороны спинки данной, и уменьшая его на лопатках, расположенных по другую сторону от нее. Увеличение углов атаки провоцирует развитие срывов, а уменьшение способствует угасанию их, поэтому срывная зона начинает перемещаться относительно решетки лопаток в сторону от их спинок к корытцу соседних. [c.157]

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]

Из рис. 10.3 видно, что чем больше степень закрутки потока, и соответственно меньше угол ai, тем больше Г , а следовательно, тем меньше / . Но чем меньше U, тем при Гв K = ideni меньше е, а следовательно, и развиваемое ТК давление = = рв.кИ- Снижение р обеспечивает, как было показано выше, получение необходимых р от и Спот- Чем больше закрутка, тем меньше а и тем меньше р ц- Если бы ТК был идеальным, то регулирование поворотными лопатками было бы высокоэкономичным во всей зоне устойчивой работы ТК. Но если оставить прежним объемный расход газа W, к, то входной треугольник деформируется и направление относительной скорости Ш уже перестает быть касательным к входной кромке лопатки ( ф = Pi.i), появляется так называемый угол атаки, снижающий КПД проточной части ТК. Однако если одновременно с закруткой уменьшать в определенной степени и объемный расход газа, то новый треугольник скоростей будет подобен исходному и останется касательной ко входной кромке лопаток. Это говорит [c.224]

Следовательно, величины Pu —6i и Pi 0is, которые описывают ориентацию плоскости концов лопастей относительно плоскости постоянных углов установки, инвариантны при преобразовании плоскости отсчета. Интересно также выяснить инварианты составляющих сил и скоростей при таком преобразовании. Если наклон новой плоскости отсчета относительно старой определен указанными углами, то составляющие скорости, угол атаки и составляющие силы преобразуются следующим образом [c.170]

Это наиболее компактная формула, но особенно важен физический смысл коэффициента протекания через плоскость концов лопастей [к — [х0и — Хпкл—иСРк + 0is)], так как угол атаки ПКЛ определяется непосредственно величиной сопротивления вертолета (включая несущий винт). Следовательно, для расчета силы тяги нужно знать угол + 0и наклона ПКЛ относительно ППУ. [c.180]

Так как угол — 0i отрицателен, ПКЛ при полете вперед отклонена относительно ППУ в сторону наступающей лопасти. Когда винт имеет угол конусности Ро, величина нормальной к поверхности лопасти составляющей скорости набегающего потока равна Роцсоэф (см. рис. 5.12). Эта составляющая в максимальной степени увеличивает угол атаки сечения в передней точке диска и аналогичным образом уменьшает его в задней точке диска следовательно, она создает продольный аэродинамический момент на винте. Во вращающейся системе координат этот переменный момент с частотой 1 вызывает вынужденные колебания лопасти с запаздыванием по фазе на 90°, т. е. поперечный (вправо) наклон ПКЛ. Но углу наклона Ри соответствует скорость взмаха р = р os , которая порождает демпфирующий момент относительно оси ГШ, а посредством его — продольный момент на винте. Конус лопастей отклоняется вправо до тех пор, пока продольный момент, вызываемый углом конусности, не уравновесится продольным моментом, обусловленным демпфированием. При ориентации ПКЛ, соответствующей равновесию, положение несущего винта будет устойчивым. [c.193]

Смотреть страницы где упоминается термин Угол атаки относительный : [c.192] [c.660] [c.573] [c.31] [c.245] [c.167] [c.278] [c.135] [c.414] [c.120] [c.172] [c.197]

Прикладная газовая динамика Издание 2 (1953) -- [ c.431 ]

ПОИСК

Выражение главного момента сил давления потока через коэффициенты конформного отображения. Фокус крыла. Независимость от угла атаки момента относительно фокуса. Парабола устойчивости

Угол атаки

Упо атаки

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...