Увеличение - угло - атака
Cтраница 1
Увеличение угла атаки приводит к увеличению разрежения на верхней поверхности профиля и, следовательно, к уменьшению величины Мкр. [1]
 |
Обтекание затупленных тел с иглами под большими углами атаки. [2] |
Увеличение угла атаки ( рис. 6.1.4 а) приводит к тому, что оторвавшийся на подветренной стороне поток / не попадает на поверхность тела. [3]
 |
Распределение падающего теплового потока несветящегося ( а и светящегося ( 6 факелов. 1. [4] |
Увеличение угла атаки факела в последнем случае обусловлено введением в топливные струи компрессорного воздуха в количестве 0 4 - 0 5 м3 / м3 природного газа, подаваемого на горелку. [5]
С увеличением угла атаки интенсивность изнашивания возрастает. [6]
 |
Зависимость cnb / t от угла атаки для густой решетки пластин при обтекании ее турбулентным потоком газа. [7] |
С увеличением угла атаки до t Kp равнодействующая сила сначала возрастает от нулевого значения до максимального, а затем монотонно уменьшается. С увеличением числа Mi точка максимума силы сдвигается в сторону меньших углов атаки с одновременным увеличением коэффициента силы; при некотором значении числа Mi 1 величина i Kp достигает нулевого, значения. [8]
С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро приближается от задней кромки крыла к передней. [9]
С увеличением угла атаки аэродинамические характеристики крыла малого удлинения становятся нелинейными и линеаризованная теория плоской вихревой поверхности дает при углах атаки, представляющих реальный практический интерес, результаты, существенно расходящиеся с данными эксперимента. Нелинейность сказывается тем сильнее, чем меньше удлинение крыла. Нелинейность в протекании моментных характеристик оказывается более значительной, чем в изменении подъемной силы, что приводит, в частности, к смещению центра давления у крыла малого удлинения к задней кромке по мере роста угла атаки. Нелинейным характеристикам крыла малого удлинения была посвящена работа В. В. Голубева ( 1935), в которой делалась попытка учесть обтекание боковых кромок крыла с помощью представления о поперечной циркуляции. Создание точной нелинейной теории крыла конечного размаха связано с большими трудностями, которые обусловлены существенным влиянием вязкости и отрыва на этих режимах. В работе Г. Ф. Бураго ( 1944) вихревая поверхность заменяется одним несущим вихрем и граничные условия удовлетворяются по хорде в среднем. Угол скоса свободных вихрей принимается равным половине угла атаки; приводится приближенная формула для коэффициента подъемной силы, из которой следует его квадратичная зависимость от угла атаки для очень малых удлинений. Пастухов ( 1959) дали возможность оценить не только подъемную силу, но и момент. У них крыло заменяется системой П - образных вихрей, причем угол скоса свободных вихрей принимается равным углу атаки, С. Д. Ермоленко ( 1960) принял углы скоса П - образных вихрей на концах прямоугольного крыла равными индуктивным углам скоса потока от присоединенных и свободных вихрей. Метод обобщается им на случай крыла малого удлинения вблизи земли. [10]
 |
Изображен резуЛЬ - Разных числах Рейнольдса Re U l / v ( Г есть полупе. [11] |
С увеличением угла атаки минимум давления на подсасывающей стороне профиля становится все более и более выраженным и при этом перемещается вперед, к носику профиля; на напорной стороне наблюдается обратная картина: минимум давления становится все более и более расплывчатым и при этом перемещается назад. Следствием этого является перемещение нейтральной точки при увеличении угла атаки на подсасывающей стороне вперед, а на напорной стороне - назад. При этом на подсасывающей стороне нейтральные точки для всех чисел Рейнольдса лежат, вследствие резко выраженного минимума давления, близко от точки минимума давления, а на напорной стороне, где минимум давления выражен очень нечетко, далеко одна от другой. Из рис. 17.8 отчетливо видно решающее влияние распределения давления на положение нейтральной точки: даже при очень больших числах Рейнольдса положение нейтральной точки ( следовательно, и точки перехода) впереди точки минимума давления почти не изменяется, в то время как позади точки минимума давления обычно сразу возникает неустойчивость, следовательно, и переход ламинарного течения в турбулентное. [12]
С увеличением угла атаки усиливается диффузорность течения на верхней поверхности, что увеличивает расхождение между экспериментом и теорией. На больших ( закритических) углах атаки возникает отрыв пограничного слоя от верхней поверхности крыла; это приводит к резкому падению коэффициента подъемной силы Су в возрастанию коэффициента лобового сопротивления Сх, причем наблюдается существенное различие между данными эксперимента и теории потенциального обтекания крылового профиля. [13]
 |
Эксперименцальные кривые Су ( а и сх ( а для единичного профиля. [14] |
С увеличением угла атаки усиливается диффузорность течения на верхней поверхности, что увеличивает расхождение между экспериментом и теорией. [15]
Страницы: 1 2 3 4