Угол атаки теоретический критический

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]

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]

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]

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 ...