Большая техническая энциклопедия
0 1 3 4 9
D V
А Б В Г Д Е Ж З И Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ь Э Ю Я
ДА ДВ ДЕ ДИ ДЛ ДО ДР ДУ ДЫ ДЮ

Дальнейшее увеличение - угло - атака

 
Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к отрыву пограничного слоя от профиля и резкому возрастанию лобового сопротивления.
Дальнейшее увеличение угла атаки, сопровождающееся аэродинамической тряской, может привести к покачиванию самолета с крыла на крыло.
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.
Распределение скорости по профилю в компрессорной решетке при разных углах атаки.| Зависимость аэродинамических характеристик компрессорной решетки от угла атаки. 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.
Фирмпроиапис и разрушение вихревой структуры трсугши. ноги. И наконец, при дальнейшем увеличении угла атаки обтскамне треугольного крыла становится сходным с отрыиным обтсканпсм прямоугольного крыла.
Возникновение разности давлений на верхней и нижней поверхностях профиля при дозвуковой скорости полета. 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.
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.
Отрыв потока ( при г0) приводит вначале к прекращению роста коэффициента подъемной силы Су, а при дальнейшем увеличении угла атаки - к уменьшению Су ( фиг.
Зависимость аэродинамических коэффициентов от угла атаки. Когда угол атаки становится очень близким к критическому, самолет, как правило, начинает покачиваться с крыла на крыло и дальнейшее увеличение угла атаки недопустимо.
Автомат выдает сигналы экипажу ( звуковые, световые), если по какой-либо причине самолет выходит на режим полета, при котором дальнейшее увеличение угла атаки будет небезопасным.

При этом угле атаки начинается интенсивный срыв потока с верхней поверхности профилей и потери значительно возрастают. Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к падению угла поворота, сопровождаемому интенсивным ростом потерь.
У многих самолетов срыв развивается постепенно, и еще до выхода самолета на критический угол атаки наблюдается тряска. Такие самолеты как бы предупреждают летчика о недопустимости дальнейшего увеличения угла атаки.
У многих самолетов срыв развивается постепенно, и еще до выхода самолета на критический угол наблюдается тряска самолета. Такие самолеты как бы предупреждают летчика о недопустимости дальнейшего увеличения угла атаки.
На коэффициент подъемной силы крыла данной формы влияет угол атаки и число М полета. С увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы растет ( рис. 4.7); по достижении критического угла атаки якрят коэффициент подъемной силы достигает максимального значения су макс. Дальнейшее увеличение угла атаки из-за срыва потока приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы. Полет с критическими углами атаки недопустим, поэтому в реальных условиях используются углы атаки меньше критического.
Интерференция оперения и крыла при возникновении скачков уплотнения. В этом случае характеристики оперения улучшаются благодаря тому что вихри, сбегающие с крыла, пройдут под оперением на значительном удалении. Однако по мере увеличения угла атаки его верхние консоли приближаются к вихрям и неблагоприятное влияние интерференции усиливается. После того как при дальнейшем увеличении угла атаки оперение пройдет через вихри и будет удаляться от; них, неблагоприятное влияние снижается.
При угле атаки 5 наблюдается отрыв потока с выпуклой поверхности - профиля. В результате коэффициент потерь несколько увеличивается. В данном случае отрыв потока не приводит к существенному изменению картины течения, ибо точка отрыва находится вблизи выходной кромки. Угол отклонения потока при увеличении угла атаки до 5 все еще возрастает. При дальнейшем увеличении угла атаки до 7 5 точка отрыва несколько смещается по направлению к выходной кромке в связи с возрастанием градиентов скорости на выпуклой поверхности профиля.
 
Loading
на заглавную 10 самыхСловариО сайтеОбратная связь к началу страницы

© 2008 - 2014
словарь online
словарь
одноклассники
XHTML | CSS
Лицензиар ngpedia.ru
1.8.11