Отрывок: Хвостовая часть профиля и интерцептор разбиваются на граничные элементы, в пределах каждого помещается точечных вихрь и контрольная точка, используется численная схема метода дискретных вихрей «% граничного элемента точечный вихрь, а на % - контрольная точка. ЧАМ позволяет получить квазианалитическое решение на носовой части профиля. Для этого ...
Полная запись метаданных
Поле DC | Значение | Язык |
---|---|---|
dc.contributor.author | Редькина, К.В. | - |
dc.contributor.author | Фролов, В.А. | - |
dc.date.accessioned | 2018-02-01 16:42:24 | - |
dc.date.available | 2018-02-01 16:42:24 | - |
dc.date.issued | 2012 | - |
dc.identifier | Dspace\SGAU\20171220\66539 | ru |
dc.identifier.citation | Редькина, К. В. Подъёмная сила аэродинамического профиля с интерцептором = Lift of the airfoil with spoiler / К. В. Редькина, В. А. Фролов // Самолетостроение России. Проблемы и перспективы: материалы симпозиума с международным участием / Самар. гос. аэрокосм. ун-т. – Самара: СГАУ, 2012. – C. 333-334. | ru |
dc.identifier.uri | http://repo.ssau.ru/handle/SAMOLETOSTROENIE-ROSSII/Podemnaya-sila-aerodinamicheskogo-profilya-s-interceptorom-66539 | - |
dc.description.abstract | A model of a stationary vortex for the potential circulation flow around airfoil-spoiler combination has been proposed. The solution is obtained for the flow of incompressible ideal fluid. The Complex Variable Function Theory is applied. For the simulation of the recirculation area, a stationary vortex is used, the location of which is found by minimizing a velocity function. Dependence of the lift on the angle of attack, relative length of the spoiler and its angle of deflection is obtained. | ru |
dc.language.iso | rus | ru |
dc.publisher | СГАУ | ru |
dc.subject | аэродинамический профиль с интерцептором | ru |
dc.subject | математическая модель течения | ru |
dc.subject | численно-аналитический метод | ru |
dc.subject | подъёмная сила | ru |
dc.title | Подъёмная сила аэродинамического профиля с интерцептором | ru |
dc.title.alternative | Lift of the airfoil with spoiler | ru |
dc.type | Article | ru |
dc.textpart | Хвостовая часть профиля и интерцептор разбиваются на граничные элементы, в пределах каждого помещается точечных вихрь и контрольная точка, используется численная схема метода дискретных вихрей «% граничного элемента точечный вихрь, а на % - контрольная точка. ЧАМ позволяет получить квазианалитическое решение на носовой части профиля. Для этого ... | - |
Располагается в коллекциях: | САМОЛЕТОСТРОЕНИЕ РОССИИ |
Файлы этого ресурса:
Файл | Описание | Размер | Формат | |
---|---|---|---|---|
333-334.pdf | Основная статья | 1.71 MB | Adobe PDF | Просмотреть/Открыть |
Показать базовое описание ресурса
Просмотр статистики
Поделиться:
Все ресурсы в архиве электронных ресурсов защищены авторским правом, все права сохранены.