Дальнейшее увеличение - угло - атака
Cтраница 1
 |
Силы, действующие на профиль при обтека нии его реальной жидкостью.| Аэродинамические характеристики крыла.| Поляра крыла. [1] |
Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к отрыву пограничного слоя от профиля и резкому возрастанию лобового сопротивления. [2]
Дальнейшее увеличение угла атаки, сопровождающееся аэродинамической тряской, может привести к покачиванию самолета с крыла на крыло. [3]
При дальнейшем увеличении угла атаки вскоре возникает срыв потока с верхней поверхности профилей, образующих решетку, что проявляется в резком увеличении сопротивления, а также в замедленном росте и последующем падении угла отклонения Ар. Угол атаки, при котором возникают эти явления, называется критическим. [4]
 |
Распределение скорости по профилю в компрессорной решетке при разных углах атаки.| Зависимость аэродинамических характеристик компрессорной решетки от угла атаки. [5] |
При дальнейшем увеличении угла атаки на спинке профиля возникает отрыв, угол отставания начинает резко возрастать, что приводит к уменьшению угла поворота. При этом возрастают также потери в решетке. [6]
 |
Фирмпроиапис и разрушение вихревой структуры трсугши. ноги. [7] |
И наконец, при дальнейшем увеличении угла атаки обтскамне треугольного крыла становится сходным с отрыиным обтсканпсм прямоугольного крыла. [8]
 |
Возникновение разности давлений на верхней и нижней поверхностях профиля при дозвуковой скорости полета. [9] |
Су макс; при дальнейшем увеличении угла атаки наступает срыв потока с крыла. На участке / - 2 летчик может вывести самолет на режим срыва при не полностью добранной ручке. [10]
Однако в полете на минимальной скорости коэффициент подъемной силы практически максимальный и дальнейшее увеличение угла атаки только уменьшит его. В результате самолет начнет сыпаться или свалится на крыло, если произойдет срыв потока на одном из крыльев. [11]
Отрыв потока ( при г0) приводит вначале к прекращению роста коэффициента подъемной силы Су, а при дальнейшем увеличении угла атаки - к уменьшению Су ( фиг. [12]
 |
Зависимость аэродинамических коэффициентов от угла атаки. [13] |
Когда угол атаки становится очень близким к критическому, самолет, как правило, начинает покачиваться с крыла на крыло и дальнейшее увеличение угла атаки недопустимо. [14]
Автомат выдает сигналы экипажу ( звуковые, световые), если по какой-либо причине самолет выходит на режим полета, при котором дальнейшее увеличение угла атаки будет небезопасным. [15]
Страницы: 1 2