Угол атаки теоретический

Угломеры оптические — Технические характеристики 345 Углы ахроматических клиньев преломляющие — Определение 320 Угол атаки теоретический 674 --бесциркуляционного обтекания профиля 674 возмущения—Определение 695, 697 [c.735]

Переход с турбинного режима работы на компрессорный. Одним из главных аспектов поставленной задачи является определение точки перехода ступени с заданными геометрическими размерами с турбинного режима работы на компрессорный. При работе реальной, ступени в режиме G = О прикорневая область РК работает как компрессор, нагнетая рабочее тело от выхода ко входу, а периферийная — в турбинном режиме. Суммарный расход G рабочего тела через ступень равен нулю. Теоретически значение числа и /Сд, соответствующее точке перехода, можно определить из следующих соображений. Поскольку расход рабочего тела в этой точке равен нулю, то равна нулю и расходная составляющая скорости на входе в РК Тогда щ = Ui, и угол атаки РК i = 90°. Считая, что кинетическая [c.184]

Экспериментальные и теоретические исследования последних лет раскрывают общую картину развития динамического срыва, хотя еще нельзя сказать, что протекание срыва в нестационарных условиях полностью изучено. Рассмотрим профиль, угол атаки которого периодически изменяется с большой амплитудой от значения, намного меньшего критического угла атаки в стационарных условиях, до значения, превосходящего угол атаки начала динамического срыва. Такой диапазон типичен для первой гармоники изменения угла атаки при полете вперед, причем среднее его значение соответствует большому значению параметра нагружения Ст/а, При увеличении угла атаки срыв затягивается вследствие нестационарности, так что линейный закон изменения подъемной силы и небольшие моменты на профиле сохраняются при значениях угла атаки, превышающих критический угол атаки в стационарных условиях. После того как угол атаки профиля превысит угол атаки начала динамического срыва (который в свою очередь зависит от скорости а изменения угла атаки), подсасывающая сила на передней кромке профиля пропадает, а с поверхности вблизи передней кромки начинает отходить пелена интенсивных поперечных вихрей. Эти вихри движутся над верхней поверхностью профиля по направлению к задней кромке со скоростью, значительно меньшей, чем скорость набегающего потока. Вызванное вихрями возмущение поля давления приводит к смещению назад области разрежения. В возникшем переходном процессе [c.799]

Представляет интерес тот факт, что чем больше возмущение потока, в данном случае чем больше угол атаки, тем меньше интервал чисел М<х>, в котором сохраняет свою силу линеаризованная теория. Изложенная в настоящем параграфе теория не дает количественного объяснения этого важного факта. В дальнейшем будут приведены более общие соображения о связи между линеаризованными обтеканиями тел в дозвуковом течении газа и потоке несжимаемой жидкости, которые теоретически подтвердят только что отмеченный факт. [c.217]

Здесь а — угол атаки, отсчитываемый от хорды профиля, а 3 — угол атаки, отсчитываемый от теоретической хорды. Углы у и 8 являются углами построения и для различных профилей Жуковского—Чаплыгина имеют различное значение. [c.167]

При больших углах атаки местоположение образующей, при котором наступает явление отрыва , по-видимому, не зависит от числа Рейнольдса. При больших углах атаки возможно появление новых линий растекания на поверхности. Как показывают экспериментальные данные, положение образующей, при котором наступает отрыв , не зависит от угла атаки, несколько большего половины угла при вершине конуса. Численные расчеты подтверждают, что местоположение образующей, вдоль которой происходит отзыв потока, слабо зависит от выбора теоретического или экспериментального распределения давления. Толщина пограничного слоя, вычисленная теоретически, совпадает на наветренной части плоскости симметрии с экспериментальными данными. На подветренной стороне сравнение показывает расхождение результатов, что свидетельствует о несостоятельности теории пограничного слоя в обычных предположениях для исследования вязкого течения на подветренной стороне, если угол атаки превышает некоторое предельное значение. [c.288]

Этот теоретический метод определения угла атаки и коэфициента момента при нулевой подъемной силе приводит к результатам, хорошо согласующимся с найденными экспериментальным путем величинами. При этом сравнении необходимо делать незначительную поправку, принимая во внимание, что в теории угол атаки измеряется от линии, соединяющей переднюю и заднюю кромку профиля, в то время как при экспериментальных данных он отсчитывается относительно касательной к нижнему абрису профиля. [c.70]

При уменьшении расхода угол атаки увеличивается, при увеличении — уменьшается. При нулевом угле атаки теоретический напор Я. , = О и V == =о-Теоретическую характеристику можно также рассматривать как зависимость Я = [c.184]

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]

При а = О или 6 = будет бесциркуляционное обтекание профиля. Следовательно, угол а определяется направлением скорости набегающего потока и направлением бесциркуляционного обтекания профиля. Этот угол часто называют теоретическим углом атаки. Если профиль не имеет острой задней кромки, то постулат Жуковского—Чаплыгина может быть использован только при дополнительном допущении о расположении задней критической точки. [c.212]

Острый угол а между направлением скорости набегающего потока и направлением бесциркуляционного обтекания назовем теоретическим углом атаки в отличие от практических углов атаки, определяемых как углы между направлением скорости на бесконечности и хордами крыла, задаваемыми разнообразными способами. [c.183]

Таким образом, из теоретических выкладок следует, что угол отставания в решетке на рабочем угле атаки р. при течении вязкой жидкости описывается следующим соотношением [c.89]

А. С. Гиневским (1951) были рассчитаны теоретические характеристики решеток телесных профилей в широком диапазоне изменения их параметров, позволяющие определять их суммарные аэродинамические характеристики при произвольном угле атаки. Эти характеристики были использованы для систематических расчетов, которые позволили для достаточно густых решеток (т > 1,3) при углах выноса Рг <С 40°, когда угол выхода потока Од не зависит от угла входа д , получить следующую интерполяционную формулу для определения [c.842]

Повернем ось Ох так, чтобы ее направление совпало с направлением бесциркуляционного обтекания или, что все равно, с направлением нулевой подъемной силы тогда угол нулевой подъемной силы ео обратится в нуль, угол набегания потока 0х> станет равным теоретическому углу атаки а, и выражение момента относительно фокуса будет [c.253]

Таким образом, в действительности значения (A,i)max будут всегда меньше теоретических. Но из формулы (2,64) следует, что и при наличии потерь можно иметь (A,i)max=l, т. е. достичь звуковой скорости в набегающем на решетку потоке. Для этого необходимо только увеличить в достаточной мере /г//ь т. е. увеличить угол атаки. Но практически в решетках, применяемых в дозвуковых компрессорах, обычно не удается реализовать эту возможность, так как увеличение угла атаки при больших числах М набегающего потока приводит в этих решетках к столь резкому увеличению потерь (падению 0г), что Мшах растет с ростом /г/Д очень медленно (см. рис. 2.36, кривая 2), а аэродинамическое качество решетки резко падает. Если же использовать специально подобранные профили лопаток, обеспечивающие малые потери во входном участке межлопа-точного канала при /r//i>l, то можно обеспечить нормальную работу компрессорных решеток и при сверхзвуковых скоростях набегающего потока (кривая 3 на рис. 2.36). [c.90]

В работе [И.51] проведено теоретическое исследование влияния нестационарности и пространственности обтекания лопасти несущего винта на срыв в условиях полета вперед. Используются стационарные аэродинамические характеристики профилей, а в угол атаки вводится нестационарная поправка. Максимальный коэффициент подъемной си лы сечения зависел от местного угла скольжения Л согласно соотношению / акс [c.814]

Безусловно, у теории Прандтля есть ограничения, как и у любой теории. Ее первое ограничение вызвано явлением срыва потока. Это то же ограпичение, о котором я уже говорил нри обсуждении двумерной теории Кутта и Жуковского а именно, величину циркуляции нельзя предсказать теоретически, если угол атаки превышает определенный предел, потому что течение отрывается от новерхности. [c.62]

Рассмотрим крыло самолета как балку. Балка имеет так называемую упругую ось если на эту ось действует подъемная снла, то в результате появляется простой изгиб без соиутствуюгцего ему кручения. Но еслн подъемная сила действует в передней части упругой оси, то в результате деформации появляются изгиб и кручение, последнее стремится увеличить угол атаки. Это, в свою очередь, увеличивает подъемную силу, и, следовательно, кручение. Конечно, упругость крыла сопротивляется этой деформации. Однако поскольку аэродинамическая сила увеличивается приблизительно с квадратом скорости полета, тогда как упругость независима от скорости, то теоретически должна сугцествовать критическая скорость, нри которой оба воздействия рав- [c.161]

Сравним между собою формулу (81) и формулу (61), которая давала значение циркуляции, накладываемой на пластинку для того, чтобы задняя ее кромка была точкой плавного схода струй. Формулы эти станут тождественными, если заметить, что направление бесциркуляционного обтекания пластинки совпадает с направлением самой пластинки, а теоретический угол атаки а равен углу боо скорости на бесконечности с осью Ох. В этом случае, производя отображение пластинки длины 2с на круг радиуса а, убедимся, что произведение аМоа равно с. [c.276]

ПОТОК конический, преобразованные уравнения неразрывности и количества движения численно интегрировались по методу Крэнка — Никольсона, описанного Холлом [32] и другими, при допустимых затратах машинного времени. Отрыв возникает в том месте, где угол р между поверхностными линиями тока и образующими обращается в нуль, и критерием отрыва служит величина Я = а/0с, где а — угол атаки, 0с — полуугол при вершине конуса. Если при % < 0,5 отрыв не возникает вообще, то при X = 0,5 поток отрывается почти точно на подветренной образующей конуса. Поскольку характер особенности в месте отрыва известен из работы Брауна [33], положение отрыва определяется довольно точно путем простой экстраполяции теоретического решения (фиг. 18, 19). [c.133]

В связи с весьма широким диапазоном параметров решеток осевых вентиляторов в ЦАГИ и в ряде других организаций для определения угла установки и кривизны профилей их лопаток используются теоретические характеристики решеток, а густота решетки и угол атаки выбираются на основании обобщенных результатов испытаний плоских решеток и кольцевых решеток турбомашин в относительном движении при помошр аппаратуры, вращающейся вместе с рабочим колесом. [c.842]

Рассмотрение опытных материалов показывает, что формула (30), как интегральная, справедлива в несколько более ш ироком интервале чисел Мос < 1, чт локальная формула (29). На рнс. 94 приводятся для сравнения результаты опытного определения Су тонкого (относительная толщина 6,57о), мало изогнутого винтового профиля при двух углах атаки 2 и 4°. Можно заметить, что при угле атаки 4° экспериментальная кривая (пунктир с кружками) уклоняется от теоретической (сплошная линия) кривой (30) ранее, чем при угле атаки 2° (пунктир с крестиками). Представляет интерес тот факт, что чем больше возмущение потока, в данном случае чем больше угол атаки, тем меньше [c.284]

Для многих типов пролетных строений мостов момент, вызываемый горизонтальным воздушным потоком, является отрицательным, т. е. закручивает пролетное строение таким образом, что создает отрицательный угол атаки для набегаюш,его ветра, который при этом воздействует на верхнюю часть балки жесткости. Такие пролетные строения не очень чувствительны к дивергенции при обычном интервале скоростей ветра. Однако если угол наклона кривой с1См1(1а от а положителен, то теоретически дивергенция все же возможна. [c.231]

Использование принципа струйного закрылка для предотвращения наступления срывного режима в решетках лопаток предлагалось в работах [9.27] и [9.28]. Экспериментально показано, что угол атаки, при котором наступает срывной режим в компрессорных решетках, можно увеличить на несколько градусов, если использовать принцип струйного закрылка [9.29]. Этот результат был подтвержден теоретическими исследованиями (см. [9.30]), выполненными на основе теории потенциального течения, разработанной Шольцем [7.9]. Экспериментальные исследования струйных закрылков были проведены также в работах [9.5, 9.31—9.33]. [c.266]

Диаграмму перемещения тела пилота желательно рассчитывать, руководствуясь не только теоретическими со-ображенияв1Ш, но и используя данные продувок конкретного дельтаплана. В ходе расчета задаются все геометрические данные, вес пилота и аппарата, угол атаки. Используя общие для всех летательных аппаратов аэродинамические зависимости", определяются следующие аэромёханические величины угол планировавия, скорость полета, величина подъемной силы, общее аэродинамическое сопротивление аппарата и пилота. [c.52]

Зависимость Су и Сх несимметричного профиля от угла атаки а приведена на рис. 18.6. Для несимметричного профиля угол нулевой подъемной силы отрицателен (ао= —7" ). При а<ао подъемная сила направлена вниз Ry O, Су<0. Вначале Су возрастает пропорционально а, что качественно соответствует теоретической зависимости (18.6), однако измеренные значения Су получаются меньше теоретических за счет влияния вязкости. При критическом угле атаки сскр коэффициент подъемной силы достигает максимума и при дальнейшем увеличении резко падает, а С возрастает. Это объясняется тем, что отрыв пограничного слоя при увеличении а в области акр распространяется на все большую часть верхней поверхности профиля. Это приводит, с одной стороны, к уменьшению давления на кормовую часть, что увеличивает Сх, и к увеличению давления на среднюю часть верхней поверхности профиля, разрежение над которой имеет наибольшее значение в образовании подъемной силы. Все это происходит за счет уменьшения циркуляции скорости около профиля при отрывном обтекании задней ост- [c.349]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...