X характеристики аэродинамически

Г о р б и с 3. Р., Б а X т и о 3 и н Р. А., Об аэродинамической характеристике графитовых частиц, Изв. высших учебных заведений, Энергетика , 1961, № 11. [c.403]

В качестве примера рассмотрим пересчет коэффициентов моментов тангажа и нормальной силы, а также соответствующих производных устойчивости, вычисленных относительно центра приведения, расположенного в точке О, для нового положения этого центра Ох, находящегося на расстоянии X (рис. 1.1.5). Аналогичная задача решается, в частности, при определении аэродинамических характеристик оперения относительно центра масс, который является центром вращения летательного аппарата в полете и совпадает, следовательно, с центром моментов. [c.22]

Аэродинамическая характеристика центробежного дымососа двустороннего всасывания типа Д-25 X 2ШБ. [c.167]

Исследование кавитационных характеристик одиночных профилей. Институтом механики высоких скоростей успешно выполнен ряд исследовательских работ, сыгравших важную роль в создании в Японии осевых быстроходных гидротурбин и насосов, и гребных винтов для скоростных судов. На изолированных профилях с хорошо изученными аэродинамическими характеристиками, обычно применяемыми для лопастных механизмов, и профилях специальной формы, так называемых X-профилях, были подробно изучены следующие вопросы 1. Условия зарождения и развития кавитации. [c.13]

Ниже излагаются результаты экспериментального исследования аэродинамических и акустических характеристик прямоугольных выемок на плоской поверхности в присутствии устройств, предназначенных для подавления пульсаций давления на поверхности выемки [10.6]. Исследования проводилось на пластине размером 1 мх1 м и толщиной 0,05 м с профилированными носовой и кормовой частями и боковыми шайбами высотой 0,15 м. Исходный вариант прямоугольного выреза шириной 400 мм имел сечение 60 X 60 мм. Глубина выреза могла варьировался за счет перестановки по вертикали съемного дна. Испыгания проводились в аэродинамических трубе с открытой рабочей частью диаметром 2,2 м при установке пластины под нулевым углом атаки. Для турбулизации пограничного слоя перед вырезом на поверхности пластины вблизи носка был закреплен проволочный турбулизатор диаметром 0,6 мм. [c.227]

Рис. 8. Зависимость аэродинамических (А7 , % — кривая 2) характеристик механического шумоглушителя от угла а (3-й вариант в = 135°, тг = 2.8, Т = 723 К, 7 = 1.1 а — N = 8, х = 0.07, — 5 = 0, о — 5 = 18 б— N = 6 X = 0.07, 5 = 18, неравномерное расположение турбулизаторов,

В этом распределении обозначает среднюю безразмерную индуктивную скорость. Коэффициенты kx и ky являются функциями (X, так как они должны обращаться в нуль на режиме висе-ния. При больших скоростях полета kx I, а коэффициент ky несколько меньше но абсолютной величине и отрицателен. В разд. 4.2.2 было получено несколько приближенных формул для этих коэффициентов. Линейное распределение можно рассматривать как сумму первых членов разложения в ряд произвольной индуктивной скорости , (г, я ). Члены низшего порядка в этом разложении существенны для аэродинамических характеристик винта и махового движения лопастей, а члены высшего порядка (которые могут быть велики на некоторых режимах полета)—для нагрузок и вибраций лопасти. До сих пор мы рассматривали равномерное распределение индуктивных скоростей. Теперь нужно найти те изменения в аэродинамических нагрузках несущего винта и в маховом движении, которые обусловлены добавочной индуктивной скоростью [c.204]

Глава IX—Аэродинамические характеристики профилей крыльев. Глава X—Аэродинамические характеристики крыльев. [c.7]

Основой теоретико-вероятностного (или, как чаще говорят, статистического) подхода к теории турбулентности является переход от рассмотрения одного единственного турбулентного течения к рассмотрению статистической совокупности аналогичных течений, задаваемых некоторой совокупностью фиксированных внешних условий. Для того чтобы понять, что это означает, рассмотрим какой-либо конкретный класс течений, например течения, возникающие в аэродинамической трубе при обтекании прямого кругового цилиндра. Основное различие между случаями ламинарного и турбулентного обтекания состоит в следующем. При ламинарном обтекании, поместив одинаковым образом два равных цилиндра и две идентичные трубы (или, что то же самое, повторив дважды наш опыт с одним и тем же цилиндром в одной и той же трубе), мы через заданное время 1 после включения мотора в заданной точке X рабочей части трубы будем иметь одно и то же значение и х, () компоненты скорости вдоль оси Ох и других гидродинамических характеристик течения (которые можно, во всяком случае в принципе, найти с помощью решения некоторой задачи с краевыми и начальными условиями для системы уравнений Навье—Стокса). В случае же турбулентного обтекания влияние малых неконтролируемых возмущений в течении и в начальных условиях приводит к тому, что, проведя два раза один и тот же опыт в практически одинаковых условиях, мы получим два различных значения величины 1/1 (х, 1) и других характеристик. Однако в таком случае можно ввести в рассмотрение множество всех значений величины и , получающихся во всевозможных опытах по турбулентному обтеканию цилиндра при заданных [c.169]

Энергетические и аэродинамические характеристики решеток зависят как от их геометрии, так и от режимных параметров. Существующие теоретические методы определения коэффициентов I, X и угла выхода, особенно с учетом вязкости, сжимаемости, влажности, нестационарности и неравномерности потока, весьма громоздки, трудоемки и недостаточно точны. Поэтому в настоящее время аэродинамические характеристики определяют чаще всего опытным путем или на основании обобщения экспериментальных исследований. [c.51]

Геометрические характеристики дозвукового профиля 1) средняя линия или дуга — геометрическое место центров окружностей, вписанных в профиль 2) хорда Ь — отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки средней линии 3) относительная толщина С= отношение максимального диаметра вписанной в профиль окружности к длине хорды. Для современных профилей С=4. .. 20% 4) относительная абсцисса x =xdb — отношение расстояния от передней кромки до сечения максимальной толщины к длине хорды хс = 0,2. .. 0,4 5) относительная кривизна f=flb — отношение максимальной стрелы прогиба осевой линии к длине хорды / = 0... 40% 6) относительная абсцисса Xf=Xf/b — отношение абсциссы сечения с максимальной стрелой прогиба к длине хорды x/ i0,2. .. 0,5 7) угол атаки а — угол между направлением вектора скорости Woo невозмущенного потока и хордой профиля 8) угол атаки Оо нулевой подъемной силы — угол между хордой и направлением вектора скорости невозмущенного потока при подъемной силе Ry = 0, т. е. при бесциркуляционном обтекании профиля на рис. 18.1, ао<0 9) аэродинамический угол атаки ад — угол между направлением скорости невозмущенного потока и направлением нулевой подъемной силы ОА = а—ао- [c.342]

Важной характеристикой режима полета вертолета для аэродинамического расчета несущего винта является коэффициент притекания X. Коэффициентом притекания называется отношение составляющей скорости потока, направленной по оси несущего винта к окружной скорости на конце лопасти [c.68]

По найденным расчетным полям газодинамических переменных определялись локальные аэродинамические характеристики конуса коэффициент давления Ср-(р- р коэффициенты сопротивления трения в радиальном (с ,. = x,Jq ) и окружном = Хе,У(7 ) направлениях. Поскольку в эксперименте визуализация картины обтекания острого конуса не проводилась, то о структуре поля течения и ее изменении в зависимости от угла а и числа Ке можно судить только по результатам расчетов. [c.128]

Обнаружено, что в изотермических и неизотермических условиях сопротивление движущегося слоя практически не зависит от его скорости и близко к аэродинамическому сопротивлению неподвижного слоя с такой же пористостью. Режимные характеристики теплообменника расход греющих газов Gi = 300 2 ООО кг/ч расход нагреваемого воздуха 02 = 50 800 кг/ч расход насадки Gx = 200- 2 ООО кг/ч средние температуры греющих газов на входе / i =б00ч-1 400° С температуры нагрева насадки f x = 600-b 1 200° С температуры воздуха /"2 = = 200-ь980°С средние скорости фильтрации i = 3-v-8 л/се/с, воздуха г 2 = 0,5- 6,2 м1сек, насадки г т = 0,05- [c.380]

Работы с аэродинамическими трубами позволили получить на основании единой методики новые научные результаты по аэродинамике, в том числе аэродинамические характеристики крыла и винта. В последней трети XIX в.— начале XX в. аэродинамические трубы были созданы в России В. А. Пашкевичем, К. Э. Циолковским, Н. Е. Жуковским на Западе — Ф. Уэнхемом, Г. Филлипсом, Л. Махом, X. Максимом, братьями В. и О. Райт, Г. Эйфелем, Л. Прандтлехм и др. В аэродинамических трубах, построенных в 90-х годах XIX в., были достигнуты скорости воздушного потока в диапазоне 4—18 м/с [27]. [c.284]

Для определения влияния винтовых гофров на аэродинамические характеристики самокомпенсирующихся труб в ЦАГИ им. Жуковского были проведены исследования аэродинамического сопротивления и скосов потока в трубопроводе длиной 100 калибров (Z = 40 м) из труб диаметром 325 X 1,2 мм. Исследования показали, что аэродинамическое сопротивление труб с винтовыми гофрами с шагом 500 мм и углом наклона 60° находится в диапазоне чисел Re — 8 - 10 10 , что соответствует всел1у диапазону применяемых в газо- и нефтепроводной практике диаметров и давлений, практически не отличается от гладкой цельнотянутой трубы с величиной шероховатости 0,0001. [c.234]

Следует отметить одну особенность рассмотренных выше работ. Она состоит в том, что при двухчастотном акустическом возбуждении турбулентной струи на основной частоте и ее субгармонике удается добиться существенного эффекта управления аэродинамическими характеристиками струи только при низких частотах. Здесь двухчастотное акустическое возбуждение приводит к существенной интенсификации смешения по сравнению с одночастогным возбуждением. Заметное ослабление турбулентного смешения в струе при ее высокочастотном двухчастотном акустическом возбуждении по сравнению с одночастогным возбуждением в рассмотренных работах не было зафиксировано. Ряд экспериментальных исследований такого возбуждения были проведены лишь на участке струи протяженностью X = (О - 0,8)d и I = (О - l,5)d. [c.97]

Ниже представлены результаты экспериментального исследования влияния формы воздействующего на струю акустического сигнала на ее аэродинамические характеристики. Экспериментально исследовано изменение средней скорости и продольных пульсаций скорости в фиксированной точке на оси струи (x/d = 8) при поперечном акустическом облучении струи при различных-Ma TOTax, уровнях и форме звукового сигнала [2.19]. Экспериментальная установка описана в работе [2.22]. Ее основные параметры диаметр сопла d = 0,02 м, скорость истечения uq = 10 и 20 м/с, соответствующие числа Рейнольдса Re = uod/u = 1,4 10 и 2,8 10 . Начальный пограничный слой был близок к ламинарному. [c.102]

Качественно разные режимы течения и формы спутных следов обусловливают различные значения аэродинамических характеристик. № рис. 4.15 приведены зависимости коэффициента нормальной силы с и безразмерной координаты центра давления от безразмерного времени для симметричного и несимметричного (новорог пластины) обтекания. При симметричном обтекании коэффициент с при больших X принимает среднее значение, близкое к 1, колебательный характер течения выражен сравнительно слабо, центр давления распоиожен строго на середине хорды. Если реализуется несимметричное обтекание, то периодический характер следа приводит на больших X к более сильным колебаниям коэффициента с и положения центра давления, чем при симметричном обтекании, причем среднее значение с несколько [c.96]

При периодическом движении крыла по крену также имеет место гистерезис аэродинамических характеристик. Рассмотрим колебание треугольного крыла но крену с зако1юм у = 30°sin т (рис. 17.19), и с изменением угловой скорости крена в диапазоне -0,52 < O j <0,52. Угол тангажа при этом остается неизменным — v = 30°, а диапазоны изменения углюв атаки и скольжения составляют 26,6°< (X < 30° [c.387]

Позднее были сконструированы и внедрены в серийное производство вентиляторы ВРН, ВРС, ЭВР (вентиляторы конструкции Рысина низкого, среднего давления и штампованные вентиляторы, предназначенные для непосредственного соединения с электродвигателями). Штампованные вентиляторы этого типа со шкивами именуются ВР. Также были сконструированы и внедрены вентиляторы типа Ц9-55 (или, как они иногда обозначалась, ЦВ-55), ЦАГИ-СТД, Ц6-46 (видоизмененные пылевые вентиляторы ЦАГИ), Ц7-40 (пылевые вентиляторы Боброва, доработанные МИИГС и ВНИИСТО), а также отдельные образцы и некоторых других типов. Аэродинамические схемы и характеристики всех этих вентиляторов приведены в приложениях X—XX. [c.120]

Для прямоугольных крыльев с удлинениями Х = 6 4 2 получаем такие же аэродинамические характеристики, какие дает метод Прандтля (метод несущей линии), но для X <[ 2 результаты перестают быть идентичными, и в этом случае метод Бленка дает возможность более точного вычисления. [c.298]

Здесь М — масса самолета, X, Y его скорость, Р — тяга двигателя, р углы возвышения траектории, атаки, тангажа, поворота руля высоты, Izz S,b — момент инерции, характерные плогцадь и линейный размер, Сх,Су, ш ,... — выражения для аэродинамических характеристик. Будем считать М, Izz = onst, поскольку далее рассматривается движение на временах, сугцественно меньших полного времени полета, когда изменением массы за счет выгорания топлива можно пренебречь. Примем также для простоты р = onst. Случай М, р ф onst приведен в [3. [c.183]

Срыв на лопатках отдаляется до больших значений аэродинамической нагрузки, если использовать эффект щелевого закрылка. При этом аэродинамическое качество не только не уменьшается, но даже возрастает, что приводит к увеличению кпд. Это было показано в США X. Шитсом (1956), а также А. И. Луговским и В. Г. Бедимом (1964) в СССР на разработанных ими вентиляторах. Однако вентиляторы с такими лопатками обладают некоторыми эксплуатационными особенностями, связанными с формой характеристики, и имеют повышенный критерий шумности. [c.843]

Основой теоретико-вероятностного (или, как чаще говорят. Статистического) подхода к теории турбулентности является переход от рассмотрения одного-единственного турбулентного потока к рассмотрению статистической совокупности аналогичных потоков, задаваемых некоторой совокупностью фиксированных внешних условий. Чтобы понять, что это означ ает, рассмотрим какой-либо конкретный класс гидродинамических потоков, например класс потоков, возникающих в аэродинамической трубе при обтекании прямого кругового цилиндра. Основное различие между случаями ламинарного и турбулентного обтекания состоит в следующем. При ламинарном обтекании, поместив одинаковым образом два равных цилиндра в две идентичные трубы (или, что то же самое, повторив дважды наш рп т с одним и тем же цилиндром в одной и той же трубе), мы через заданное время t после включения мотора в заданной точке X рабочей части трубы будем иметь одно и то же значение ц . х,Ь) компоненты скорорти вдоль оси 0x1 и других гидродинамических характеристик потока (которые можно, во всяком. случае В принципе, найти с цомрщью решения некоторой [c.166]

Как видно, в правую часть уравнения (9) входит в явном виде скорость X. Однако знак коэффициента при X зависит как от значения аэродинамических характеристик р (оС) 6(оС) так и от знака Это означает, что характер зависимости от скорости сил взаимодейст- [c.26]

Фомин Г. М., Блюмина Л. X., Соколов А. Г., Беспрозванная И. М. Проблемы исследования аэродинамических и аэроупругих характеристик высоких строительных сооружений. — В кн. Труды конференции по аэродинамике и аэроупругости высоких строительных сооружений. М., 1974. [c.91]

Аэродинамические силы, действующие на линейно протяженные сооружения. Рассмотрим линейно протяженное сооружение (с осью X, направленной вдоль пролета), которое испытывает бафтинг под действием атмосферной турбулентности. Если колебания сооружения по каждой вовлеченной в них собственной форме невелики, то можно принять, что аэродинамические характеристики сооружения линейны, и поэтому аэродинамические силы представляют собой суперпозицию (а) сил, соответствующих самовозбуждающимся колебаниям, такого же типа, как рассмотренные в разд. 6.5, и (б) сил, вызывающих бафтинг за счет турбулентности набегающего потока. [c.187]

Выявление и точное установление этих определяющих характеристик потока, по существу, — необходимое предварительное условие для успешного проведения любого эксперимента в аэродинамической трубе. В данном случае целевые характеристиик потока в принципе могут быть достигнуты методом проб и ошибок, который подразумевает систематическое исследование влияния на поток различных характерных особенностей устройств, вызывающих турбулентность. Такие систематические исследования были проведены, например, при изучении влияния геометрических особенностей препятствий, предназначенных для торможения потока вблизи пола трубы [9.21, 9.22] потока, обтекающего блоки размером 100 X 50 X 50 мм при различном сочетании длины участка разгона и плотности размещения на нем препятствий [9.23] образования пограничного слоя над плоской покрытой гравием поверхностью с диаметром отдельных фракций гравия 14 мм при различных участках разгона [9.23]. О подобных же исследованиях, в результате которых были успешно воспроизведены целевые характеристики потока, сообщается, например, в [9.24—9.27]. [c.264]

Сравнение с экспериментальными данными. Для сопоставления численных результатов с экспериментом были использованы данные испытаний в аэродинамической трубе. С этой целью были взяты измеренные значения отношения Ps/po давления торможения к полному давлению в невозмущенном потоке в разных точках двух поперечных сечений вихря. Сечения находились за генератором вихря на расстоянии 2 и 110 мм. Чтобы сравнить эти данные с рассчитанными профилями, нужно знать начальный радиус вихря 5. Необходимо также иметь в виду, что рассмотренная теоретическая модель справедлива для вихря в безграничном потоке. Поэтому вполне возможно, что условия на внешней границе вихря, наблюдаемого в аэродинамической трубе, будут отличаться от теоретических. С учетом этого для проведения сравнения нужно определить еще один параметр - отношение давлений psjpo, которое бы соответствовало внешнему течению, если наблюдаемый в эксперименте вихрь поместить в безграничный поток. Наконец, чтобы сравнить характеристики вихря в продольном направлении, нужно знать, какое значение переменной х соответствует некоторому "опорному" сечению. В качестве такого опорного сечения было выбрано сечение, наиболее удаленное от генератора вихря. Таким образом, выбором х, O и Pse/Pi) ИЗ всех рассчитанных профилей давления торможения можно найти тот, который лучше всего соответствует экспериментальным данным. Результат представлен на фиг. 3. Значения параметров таковы начальный радиус вакуумного ядра O = 5,5 мм отношение psjpo = 0,273 (такой перепад давлений возникает на прямом скачке уплотнения для М = 3,21), координата сечения с расчетным профилем x = 1,1. Отметим, что максимальное значение угла ф в этом сечении (кривая 8 на фиг. 2) нахо- [c.115]

Задача о самоиндуцированном движении двух вихрей в идеальной жидкости. Рассматриваются два симметричных противоположно закрученных вихревых образования, сошедших с поверхности самолета в сечении х = 0. Пусть поперечный размер вихря намного меньше расстояния между вихрями, высоты вихрей над землей и продольного радиуса кривизны вихревого образования. В этом случае, так же как и в [1, 7, 8], считается, что в дальнем следе течение внутри каждого вихря осесимметрично. Закон изменения завихренности по радиусу произволен. Система координат, обозначение компонент скоростей, возмущений, геометрических и аэродинамических характеристик течения описана в предыдущем пункте. Самолет совершает гармонические колебания. Возмущения сносятся вниз по потоку со скоростью и . Высота полета /г(0). Высота вихрей над землей h x). При этом /(г, х) < h x). Нужно найти, как растет амплитуда колебаний вихрей в следе с увеличением расстояния от самолета. [c.124]

Особенности формирования такого гистерезиса в аэродинамических характеристиках, полученных для крыльев большого удлинения при малых числах Рейнольдса, изучены в [1-5]. В [1] рассматривался статический гистерезис аэродинамической зависимости Су = с ,(а) для прямоугольного крыла (X, = 5) с профилем МАСА-23012 в диапазоне чисел Ке = (1-4) 10 при дозвуковых скоростях. Результаты исследований гистерезисных зависимостей коэффициентов аэродинамических сил и моментов от угла атаки а в диапазоне числа Ке = (0.2-0.8) 10 для крыльев большого удлинения с относительными толщинами с 3= 0.12 изложены в [2-7]. Показано, что на режимах испытаний модели, соответствующих верхней и нижней границам области гистерезиса, существуют различные структуры отрывных течений на поверхности моделей. Отмечается, что при углах атаки, с которых начинается гистерезис, релизуются разлитаые структуры течений, при этом ветви зависимостей с ,(а), т, а) на обратном ходе могут не совпадать между собой [6,7]. [c.199]

Подтвердить предположение о зависимости распределения naviemm при прочих равных условиях только от нормальной составляющей скорости можно также путем смены выходного насадка на сопле дозвуковой аэродинамической трубы, подобрав его таким образом, чтобы труба давала скорость набегающего потока, равную Vo Osx- Очевидно, при правильности рассматриваемого предположения результаты продувки прямого крыла в этом случае должны совпадать с результатами косой обдувки под углом X того же крыла при скорости невозмущеньо-го потока, даваемого трубой, равной Voo. Расчет аэродинамических характеристик профиля при прямой или косой его обдувке по известному распределению коэффициентов давления производится соответственно по формулам (4.1.12), (4.1.18) и (4.1.20). [c.223]

Найдем сначала аэродинамические характеристики профиля в несжимаемом потоке. Так как профиль симметричный, то Сунсш = 2л ап, где On = a/ os X- Величина Сунсж рассчитана по скоростному напору роо VL/2. Для другой величины скоростного напора, равной 7oo = 0,5pooV , [c.577]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...