Угла - атака
Cтраница 2
 |
Решетка профилей. [16] |
Поэтому каждому углу атаки данного профиля ( крыла) соответствует свой коэффициент, обозначаемый са. [17]
Тн) увеличиваются углы атаки на рабочих лопатках первых ступеней компрессора и уменьшаются на лопатках последних ступеней. С возрастанием я о повышение напора первых ступеней становится определяющим и вызывает увеличение работы всего компрессора. Наоборот, при малых значениях лк суммарная работа компрессора снижается. [18]
Возможность воздействия на углы атаки у лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора поворотом лопаток ВНА наглядно показана на рис. 4.42. При пониженных значениях приведенной частоты вращения первая ступень работает с пониженным коэффициентом расхода са и с повышенными углами атаки. Соответствующий этому случаю треугольник скоростей изображен на рис. 4.42 сплошными линиями. Там же сплошными линиями изображены контуры лопаток ВНА в исходном ( расчетном) положении. Если же повернуть эти лопатки в положение, показанное пунктиром, то вследствие изменения направления вектора скорости GI треугольник скоростей сдеформируется ( см. пунктир на рис. 4.42) и угол атаки при неизменном значении расходной составляющей скорости воздуха уменьшится. [19]
 |
Номограмма для выбора гидромуфт при S 3 %.| Коэффициент потерь в гидромуфте. [20] |
Коэффициент потерь от угла атаки при этом принимается равным единице и отклонение потока не учитывается. [21]
При oi 12 углы атаки б с уменьшением е при всех значениях и / Со уменьшаются. [22]
Получим выражение для угла атаки аа. Угол атаки при произвольном положении базиса е относительно вектора скорости потока VQ ( рис. 6.19) - это угол между вектором нормальной составляющей скорости потока vn и вектором е3, направленным по оси симметрии сечения. [23]
На нерасчетных режимах углы атаки на рабочих лопатках первой ступени могут сильно возрасти ( см. гл. Поэтому при распределении работы сжатия между ступенями первые одну-две ступени приходится нагружать значительно слабее остальных. В последующих ступенях, имеющих обычно уже более высокие значения Я, нагрузка соответственно увеличивается. [24]
Статическая устойчивость по углу атаки определяется реакцией вертолета на изменение угла атаки - угла между направлением скорости полета и плоскостью несущего винта. [25]
Производные сопротивления по углу атаки и углу скольжения необходимы, как увидим в дальнейшем, для определения производных сопротивления по линейным скоростям. [26]
Передаточный коэффициент по углу атаки Kl ( Да / Дб9) уСт характеризует статическую управляемость при установившемся движении ( Q z const) - способность изменять угол атаки при отклонении органов управления. В случае возрастания степени статической устойчивости передаточный коэффициент уменьшается. [27]
Кривые зависимости Су от угла атаки, рассчитанные теоретически и найденные экспериментально, показаны на рис. IX.2. Из рисунка видно, что на всех углах атаки теоретические значения коэффициента подъемной силы больше соответствующих величин, определенных экспериментально. Такое снижение коэффициента подъемной силы объясняется влиянием вязкости. [28]
В этой статье рассматриваются углы атаки 6 и 9; на фиг. [29]
Если крылья тонкие и углы атаки равны, взаимное воздействие проявляется посредством дополнительной циркуляции, величина которой пропорциональна углу атаки. [30]
Страницы: 1 2 3 4