Угол атаки профиля геометрический

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]

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

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]

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]

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]

На основании анализа распределения давления по профилю, величин полного давления и угла потока при выходе из решеток, а также оптических картин течения сделаны выводы о влиянии указанных многочисленных геометрических параметров решетки и профиля на аэродинамические данные решетки — оптимальный угол атаки, угол отклонения потока, коэффициент потерь полного давления, критическое число М, и получены соответствующие обобщенные данные. [c.36]

Важное значение для работы решеток ступени имеют углы потока, связанные с углами профиля. На рис. П.26 обозначены Ргх и Рга — геометрические углы входа потока на решетку профилей и выхода из нее, т. е. углы, составляемые касательными к средней линии профиля с линиями / и 2 Рх и Ра — углы между направлениями относительных скоростей Шх и с<У2 и линиями / и 2 6=Р2—р1—У ол поворота потока р ,—угол установки профиля г = Ргх—Рх — угол атаки. Очевидно, I может быть положительным, как на рис. 11.26, и отрицательным. [c.167]

Геометрические характеристики дозвукового профиля 1) средняя линия или дуга — геометрическое место центров окружностей, вписанных в профиль 2) хорда Ь — отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки средней линии 3) относительная толщина С= отношение максимального диаметра вписанной в профиль окружности к длине хорды. Для современных профилей С=4. .. 20% 4) относительная абсцисса x =xdb — отношение расстояния от передней кромки до сечения максимальной толщины к длине хорды хс = 0,2. .. 0,4 5) относительная кривизна f=flb — отношение максимальной стрелы прогиба осевой линии к длине хорды / = 0... 40% 6) относительная абсцисса Xf=Xf/b — отношение абсциссы сечения с максимальной стрелой прогиба к длине хорды x/ i0,2. .. 0,5 7) угол атаки а — угол между направлением вектора скорости Woo невозмущенного потока и хордой профиля 8) угол атаки Оо нулевой подъемной силы — угол между хордой и направлением вектора скорости невозмущенного потока при подъемной силе Ry = 0, т. е. при бесциркуляционном обтекании профиля на рис. 18.1, ао<0 9) аэродинамический угол атаки ад — угол между направлением скорости невозмущенного потока и направлением нулевой подъемной силы ОА = а—ао- [c.342]

Рассмотрим методику измерений электрического поля при помощи этого интегратора, а также расчет по результатам этих измерений распределения параметров обтекания профиля и коэффициента его подъемной силы. Заданными условиями в этой задаче являются форма профиля, угол атаки а и скорость набегающего потока Voo. В результате ее решения должна быть определена геометрическая картина обтекания в виде семейства линий тока и эквипотенциальных кривых, найдено распределение скоростей (давлений) в возмущенной области течения, включая контур профиля, а также вычислен коэффициент подъемной силы. [c.191]

Характеристики сил, действующих на крыло, определяются обычно испытаниями в аэродинамических трубах. Геометрические параметры крылового профиля даны на рис, 15-16. Углом атаки называют угол между линией хорды и направлением свободного потока. Экспериментальные данные, полученные при исследовании двумерного обтекания некоторого дозвукового крылового профиля, приведены на рис. 15-17 [Л. 16], где даны зависимости от угла атаки коэффициентов Свс и С А, отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления и положения центра давления. Оптимальное отношение подъемной силы к силе сопротивления для этого крыла имеет место при угле атаки около 1,5°, а подъемная сила увеличивается линейно [c.413]

Таким образом, изложенные выше обобщенные зависимости позволяют решить так называемую прямую задачу теории решеток, т. е. определить для плоской компрессорной решетки, заданной своими геометрическими параметрами и параметрами профиля л обтекаемой дозвуковым потоком, угол отклонения потока и коэффициент потерь полного давления при любом угле атаки и числе М набегающего потока. [c.35]

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]

Олнако, в конструктивном отношении наиболее выгодным можно считать такое крыло, у которого профили всех элементов геометрически подобны между собою, а угол атаки —один н тот же для всех элементов, т. е. постоянен по всему размаху. В этом случае наша задача решается просто форму крыла надо взять такую, чтобы его глубина была пропорциональна заданной Д1я рассматриваемого сечення подъемной СИЛС. Следовательно, для того чтобы крыло имело эллиптическое распределение подьемной силы, ему необходимо придать форму, составленную из двух полуэллипсов, напрнмер изображенную на фнг. 174. Благодаря такой форме центры давления отдельных профилей распола- [c.210]

Более выгодным способом создания самоустойчивого крыла является закрутка крыльев. Закрутка крыльев предусматривает такое распределение циркуляции по размаху, при котором крыло начинает работать как устойчивое. Закрутка может быть или геометрическая или аэродинамическая. В первом случае крыло имеет постов н-ный профиль по размаху и изменяющийся к концу угол атаки. Во втором случае в корневой части крыла ставится более несущий профиль, чем в концевой. Трапецевидные крылья, имеющие профиль переменной толщины по размаху, являются аэродинамически закру- [c.40]

Когда нагруженность диффузорного лопаточного венца приближается к срывному уровню, срыв возникает вначале вследствие небольших геометрических отклонений или же возмущений в потоке на одной из лопаток. После этого срыв распространяется по всему лопаточному венцу. Начавшись на профиле А (рис. 8.5), срыв приводит к загромол<дению межпрофильного канала, образованного спинкой профиля А и корытцем профиля В. Вследствие этого набегающий поток отклоняется к профилям Z я С, причем на профиле Z угол атаки уменьшается, а на профиле С увеличивается. Поскольку режим течения уже был близок к срывному, профиль В будет обтекаться со срывом [c.236]

Основные особенности формы профилей (каналов) сопловых решеток на влажном паре капельной структуры сводятся к следующим. На мелкой влаге при дозвуковых скоростях потери, обусловленные тепло- и массообменом, будут уменьшаться с уменьшением градиентов скорости вдоль каналов. Очевидно, что сопловые каналы в этом случае должны иметь меньшую суммарную и локальную конфузорность. Снижению интенсивности процесса коагуляции способствует уменьшение кривизны спинки и вогнутой поверхности при заданном угле поворота потока и радиуса скруг-ления входной кромки. Так как при мелкой влаге пленки образуются только локально, то выходные кромки следует выполнять относительно тонкими, а шаг лопаток выбирать близким к оптимальному для перегретого пара. Профилирование сопловых решеток для парокапельных потоков с крупной влагой осуществляется с учетом механического взаимодействия фаз. На выходе из рабочей решетки предшествующей ступени (на входе в сопловуЮ решетку последующей ступени) имеет место рассогласование скоростей по значению и направлению. В этом случае целесообразно несколько увеличить геометрический угол входной кромки и. уменьшить тем самым угол ее атаки потоком крупных капель. Кроме того, отличие профилей для крупной влаги состоит в более толстых выходных кромках и несколько уменьшенном относительном шаге, выбранном из соображений оптимальной внутриканаль-ной сепарации, включающей отсос пленок на спинке и выходной кромке или наддув пограничного слоя греющим паром. Важна правильная организация потока на спинке в косом срезе, где течение диффузорное его следует выполнить менее криволинейным с тем, чтобы предотвратить возможный отрыв пленки и слоя. [c.145]

Примером реактивного профиля может служить разработанный МЭИ профиль ТС-ЗБ для околозвуковых скоростей на выходе (рис. 18). Профиль разработан для сопловых лопаток поэтому геометрический угол входа составляет приблизительно 90°. Значительный радиус скругления обеспечивает известную атако-устойчивость при углах р ф 90°. [c.18]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...