Углы Крылова

Построить унитарную матрицу Q по углам Крылова. [c.151]

Аналогичную форму записи имеют уравнения (4. 33) и матрица (4.34) в функции углов Крылова или другой системы углов. Всего существует 12 систем углов и, соответственно, столько же форм записи (4.33) и (4.34) [12, 19] , что приводит к определенным неудобствам при их использовании. [c.92]

Углы Крылова удобны тем, что при небольших углах вращения кинематические выражения принимают простейших вид. Так, из (4. 40) следует, что при этом [c.96]

Экспериментально установлено, что для широкого диапазона крыловых профилей удлиненной формы и для достаточно широкого диапазона их углов атаки имеет место плавное обтекание со сходом струй с задней кромки (рис. 16.11), [c.268]

Из изложенного следует, что если крыловой профиль обтекается потоком со скоростью в бесконечности, направленной под углом а = во к вещественной оси, то обтекание будет бесциркуляционным, причем в точке заострения скорость имеет конечное значение. При этом положение профиля относительно вещественной оси будет вполне определенным, зависящим от угла Bq. [c.247]

Кавитация влияет и на подъемную силу. На рис. 10.12 приведены экспериментальные зависимости коэффициента подъемной силы от числа кавитации для крылового профиля (автор — Кер-мин, см. [11 ]). При углах атаки а > 2° после возникновения кавитации (штриховая линия) уменьшение числа к приводит сначала к возрастанию коэффициента подъемной силы, а затем к его резкому уменьшению, от эффект связан, по-видимому, с тем, что возникновение кавитации приводит к расширению области низкого давления на верхней поверхности профиля и соответствующему увеличению подъемной силы. Однако при дальнейшем уменьшении числа кавитации происходит перестройка потока, которая ведет к ее падению. [c.405]

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]

Из изложенного следует, что если крыловой профиль обтекается потоком со скоростью в бесконечности, направленной под углом а = Вд к вещественной оси, то обтекание будет бесциркуляционным, причем в точке заострения скорость имеет конечное значение. При этом положение профиля относительно вещественной оси будет вполне определенным, зависящим от угла в . Если теперь повернуть профиль на угол а 0, что равносильно повороту вектора скорости, то получим обтекание профиля под некоторым теоретическим углом атаки, который равен углу между направлением вектора скорости обтекающего потока и направлением бесциркуляционного обтекания. [c.263]

Точка 0 совпадает с центром тяжести тела, а оси О х, 0 у, O z — главные центральные оси инерции тела А, В, С — моменты инерции тела относительно этих осей. Колебания твердого тела будем изучать в неподвижной системе координат О, I, Т1, в которой положение его определяется шестью обобщенными координатами тремя линейными перемещениями g, т], по осям 0 , От), О и тремя углами Эйлера 0, ijj, ф, выбранными по способу А. Н. Крылова [2]. Уравнения движения составляем так же, как в работе [1]. После введения малого, параметра (а, учитывающего малость членов второго порядка относительно координат т], [c.52]

Здесь приняты углы Эйлера, предложенные А. Н. Крыловым [2]. При малых колебаниях тела эти углы остаются малыми величинами. [c.150]

При числах Re, меньших критического, характеристики решетки заметно изменяются. Прежде всего, как и у изолированных крыловых профилей, возрастает коэффициент сопротивления при данном угле атаки, что приводит к значительному снижению качества решетки. Кроме того, снижение Re приводит к уменьшению угла поворота потока Лр (при неизменном угле атаки), т. е. к увеличе- [c.90]

Для вывода уравнений колебаний тела вблизи положения статического равновесия воспользуемся неподвижной O vf, и подвижной О- хуг (связанной с телом) системами координат (рис. 1). При этом в положении равновесия предполагаем совпадающими точки О и О], а также оси 0 , Ог, 0 соответственно с осями ОхХ, Oji/, OiZ. Углы Эйлера 6, и ф выберем по способу А. Н. Крылова. [c.265]

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]

Этот постулат получил общее признание и широко известен как постулат Жуковского — Чаплыгина. Опыт показывает, что для каждого крылового профиля сушествует диапазон углов атаки, в котором профиль обтекается без отрыва жидкости от его поверхности, с плавным сходом с задней кромки. [c.181]

Крыловые профили, отвечающие постулату Жуковского — Чаплыгина, обычно называют хорошо обтекаемыми, остальные — плохо обтекаемыми. Само собой разумеется, что обтекаемость не есть чисто геометрическое свойство профилей. В дальнейшем будет показано, что обтекаемость зависит не только от формы профиля, но и от скорости потока, от угла атаки, от физических свойств жидкости, присутствия вблизи профиля других тел и др. [c.181]

Для двух геометрически подобных крыловых профилей гидродинамическое подобие потребовало бы еще одинаковости углов атаки и, кроме того, выполнения постулата Чаплыгина о конечности скорости на задней острой кромке. Пространственные обтекания геометрически подобных тел, подобно размещенных в однородных потоках идеальных несжимаемых жидкостей с различными скоростями, подобны между собой. [c.367]

Аналогичные замкнутые отрывные зоны наблюдались в окрестности передней кромки крыловых профилей при сравнительно больших углах атаки ) и на поверхности эллиптического цилиндра ). Следует отметить, что образование пузыря наблюдалось только в трубах малой турбулентности. [c.541]

Существующие так называемые несущие профили, имеющие обычно значительную кривизну, не обладают этим свойством. С поверхности такого рода крыловых профилей при больших углах атаки срывается турбулентный слой. На таких профилях возрастание рейнольдсова числа не приводит к увеличению критического угла атаки а р, а даже, наоборот, может привести к уменьшению их. Это объясняется уменьшением ламинарного участка на верхней поверхности крыла за счет смещения вверх по потоку точки перехода и, как следствие, утолщения турбулентного слоя, что приводит к смещению точки отрыва турбулентного слоя в направлении носка крыла, т. е. к ухудшению обтекания ). [c.543]

Доказательство проводится одинаково для любого из четырех классов. Для определенности остановимся на I классе (углы Крылова-Булгакова). Обратимся к рис, 5. Пусть триедр произвольно ориентирован относительно триедра хуг. В общем случае плоскость у г пересекается с плоскостью т) по прямой [c.25]

В заключение приведем взятые из [8] зависимости параметров Родригл — Гамильтона от углов Крылова (повороты на углы Крылова ф, "ф и V, соответственно курса, крена и тангажа, относительно координатных осей преобразуемого базиса показаны на рис. 4. 6) [c.95]

Рис. 1U.14. Распределение давления по крыловому профилю при разных числах Маха набегающего потоком и постоянном угле атаки сплошная линия-эксперимент (Ami k I. L., NA A Т № 2174), штриховая линия — расчет по теории Прандтля — Глауэрта

Экспериментальное значение коэффициента сопротивления пластины, поставленной нормально к потоку, может достигать значений G = 2. Следует, однако, иметь в виду, что структура течения в ближнем следе, а значит, и давление на тыльной стороне обтекаемого тела существенно зависят от числа Рейнольдса. По рис. 10.2 можно проследить характер изменения структуры потока за сферой при изменении Re от 9,15 до 133, а по рис. 10.7 — за цилиндром при Re == 0,25. .. 57,7. Но возможны и другие конфигурации потока. Они в значительной степени определяются также формой и положением обтекаемого тела. Так, например, при обтекании цилиндрических тел крылового профиля при малом угле атаки (см. рис. 8.30, а) возможно практически безотрывное течение, при котором форма линий тока для вязкой жидкости близка к форме этих линий для идеальной жидкости. Но при возрастании угла атаки увеличиваются положительные градиенты давлений на выпуклой части поверхности профиля и это в итоге приводит и отрыву пограничного слоя, который быстро сверты- [c.391]

Ясинского 334, 335 Формулы для напряжений и угла закручи- вания при кручении бруса 26 V Фостернт себациновый 579 Функции Бесселя — Обозначение оШ --Крылова 217 [c.649]

Для оценки точности рассматриваемой методики получения углов р был проведен контрольный промер векторов скоростей за решеткой профилей в трех точках (/, 2, 3 рис. 1-17). Эксперимент проводился на решетке из пяти крыловых профилей стреловидной формы Об с относительной толщиной и размером профиля соответственно 6% и 100x100 (1ХЬ), с углом решетки 0 = = 23,75 и 111= 237. [c.24]

На рис. 114 приведено для иллюстрации сравнение с опытом результатов расчета коэффициента давления Ср в точке, находящейся на расстоянии 30% хорды от носика, при угле атаки а = —2° и при различных значениях числа Мсх) для верхней поверхности крылового профиля NA A 4412. [c.258]

Судя по характеру кривых рис. 210, можно думать, что в точке перехода Т происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием уже турбулентного пограничного слоя к поверхности шара. Такой турбулентный пузырь (английский термин ЬпЬПе) отрыва в развитом своем виде уже давно наблюдался на лобовых участках крыловых профилей. Появление его и исчезновение приводило к загадочным изменениям подъемной силы и сопротивлений крыльев на больших углах атаки, к гистерезису коэффициента подъемной силы при начальном возрастании и последующем убывании угла атаки и др. Одно из первых описаний этого явления можно найти в сборнике монографий, вышедшем под редакцией С. Голдстейна [c.541]

На рис. 212 приводятся кривые равных скоростей (изотахи) вблизи такого пузыря, образовавшегося за точкой минимума давления на сравнительно толстом, восемнадцатипроцентном крыловом профиле при нулевом угле атаки ). Опыты проводились в аэродинамической трубе низкой степени турбулентности. Число Рейнольдса, построенное по длине хорды с, равнялось 1,7 -10 . Границе замкнутой отрывной области на рисунке соответствует изотаха с отметкой нуль. [c.541]

Утолщение ламинарного пограничного слоя на лбу крылового профиля приводит к раннему отрыву в области передней кромки, где слой ламинарен и легко под действием обратного перепада давления отрывается. В этом случае, если наблюдение производится в малотурбулентных трубах или в натурных условиях полета в малотурбулентной атмосфере, вероятно образование пузыря отрыва, т. е. замкнутой отрывной области, которая, расширяясь с возрастанием угла атаки, превратится в полный разомкнутый срыв потока с поверхности крыла, приводящий к тому резкому нарушению циркуляции [c.542]

Все сказанное относится, конечно, только к таким крыловым профилям, на лобовой части которых при больших углах атаки создаются условия для появления кризиса обтекания, т. е. к профилям, форма носка которых обеспечивает наличие ламинарного слоя на верхней поверхности профиля и отрыв пограничного слоя при ламинарном режиме движения в нем. Таковы, например, симметричные и малоизогнутые профили со сравнительно значительным удалением от носка максимальной толщины ( ламинаризованные профили). [c.543]

Графики, приведенные на рис. 213, подтверждают, что на профиле КАСА-4412 имеет место рост с щах с рейнольдсовым числом. Можно заметить, что чем больше рейнольдсово число, тем позднее (по углам атаки) начинается отклонение Су от линейного закона, тем больше акр и Срщах-На рис. 214 приведен график роста с ртах с рейнольдсовым числом для крылового профиля с относительной толщиной 12,7% ). Как показали более поздние опыты, рост с ртах У некоторых крыловых профилей продолжается до таких сравнительно больших Ке, как 25 -Ю . [c.543]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...