Зона спутная

На уменьшение степени путевой статической устойчивости самолета на сверхзвуковой скорости может оказывать влияние заметное уменьшение местного скоростного напора в области расположения вертикального хвостового оперения, когда последнее оказывается в зоне спутной струи крыла и фюзеляжа (затенение вертикального оперения спутной струей крыла и фюзеляжа). Это может произойти на самолетах со стреловидным крылом и особенно на самолетах с крылом малого удлинения, у которых диапазон эксплуатационных углов атаки и корневая хорда крыла по сравнению с самолетами, имеющими крыло большего удлинения, значительно больше. На работу вертикального оперения могут заметно влиять и вихри сравнительно большой интенсивности, сбегающие с длинного остроносого фюзеляжа па больших углах атаки. Путевая устойчивость самолета может ухудшаться также и из-за интерференции потоков, обтекающих хвостовую часть фюзеляжа и вертикальное хвостовое оперение. [c.96]

Имеющиеся экспериментальные данные о воздействии продольного магнитного поля на слой смешения (в начальном участке струи) относятся к случаю, когда начальная толщина слоя смешения не равна нулю, так как спутные потоки стекают с разделяющей стенки, по обе стороны которой имеются пограничные слои. Если считать, что начальная толщина зоны сме- [c.264]

Заметим, что все вышеприведенные расчеты выполнены без учета нарастания пограничного слоя на обтекаемых поверхностях. Влияние пограничного слоя может быть учтено введением поправки в контур тела на толщину вытеснения б. Для этого необходимо применить какой-либо численный или интегральный метод расчета ламинарного или турбулентного пограничного слоя (гл. VI) совместно с изложенным выше методо<м сквозного счета. При наличии интенсивных скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке возможен отрыв пограничного слоя (гл. VI, 6). Отрыв пограничного слоя приводит к картине течения в канале, существенно отличающейся от идеального расчета. Оставаясь в рамках приведенной выше методики расчета, можно попытаться в первом приближении учесть влияние отрыва на характеристики течения. С этой целью предлагается использовать зависимости для отношения давлений в зоне отрыва дг/ро и для длины отрывной зоны Ь/б (гл. VI, 6). При расчете течения методом сквозного счета от сечения, где начинается отрывная зона, как и в случае струи, на границе задается давление, равное давлению в зоне отрыва. Заметим также, что при расчете струи, вытекающей из сопла во внешний поток, возможно учесть влияние спутного потока, решая соответствующую задачу о взаимодействии двух сверхзвуковых потоков на границе струи. [c.293]

Ций к воздушному потоку. Спутное направление газа И воздуха несколько затягивает горение и удаляет зоны высоких температур от устья амбразуры. В отличие от ранее рассмотренного котла ПК-10, сжигавшего газовый [c.112]

При несовпадении осей двух параллельных одинаковых встречных струй между ними образуется циркуляционная зона (рис. 14). Интересно отметить, что угол раскрытия, образованный касательными к внешним контурам этого объединенного потока, соответствует меньшим углам раскрытия тех же струй, взятых отдельно (пунктир) это объясняется также, как и для спутных струй, меньшим вовлечением в потоки окружающей среды. [c.44]

Давление газов в циркуляционных зонах зависит от расположения последних и скорости движения. В центре циркуляционных зон, где движения нет, давление является промежуточным между давлением у стенки во встречной ветви и давлением у струи в спутной ветви циркуляционного потока с поправкой на [c.90]

Наиболее протяженная зона горения газообразного топлива (х = = 0,9-f-l м Жр/ экп 20) наблюдалась при организации смесеобразования по третьей и четвертой схемам, т. е. при горении в спутных потоках. [c.83]

В определенных условиях на поверхности пленки возникают волны. При большой скорости потока и достаточной толщине пленки с волн срываются гребни, образуя вблизи стенки струю капель. Она повышает в этой зоне и без того большую концентрацию влаги. Таким образом над пленкой формируется капельный слой. Совокупность пленки и спутного капельного слоя будем называть бинарным слоем. [c.71]

Если же газ и воздух поступают в топку раздельными (например, спутными) потоками, то процесс смешения газа с воздухом осуществляется при высокой температуре в объеме горящей струи. В данных случаях замедленность смешения обусловливает локальный прогрев газовых потоков (до поступления воздуха в зону подогрева) и крекинг углеводородов с образованием более простых веществ, в том числе атомарного углерода. [c.96]

ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА В СПУТНОЙ ЗОНЕ [c.43]

Поле вертикальных скоростей. Вихревая зона создает поле вертикальных скоростей АУу, изменяющих угол атаки крыла и оперения самолета, попадающего в спутную зону. Эпюра вертикальных скоростей по размаху крыла показана на рис. 1.19, где также показано влияние спутной струи па позади летящий самолет с размахом крыла, меньшим, чем у самолета, летящего впереди. [c.43]

Рис. 1.19. Схема возникновения кренящих моментов при полете сзади летящего самолета в спутной зоне за крылом впереди летящего самолета

Спутная зона за фюзеляжем и двигателями. Спутная зона за фюзеляжем представляет собой турбулизированную область без индуцированных скоростей. Ось струи наклонена вниз под углом до 1,5—2° по отношению к траектории полета. При попадании в спутную струю за фюзеляжем самолет, летящий позади, испытывает тряску высокой частоты, что может вызвать опасные вибрации конструкции. Длина спутной зоны за фюзеляжем составляет 100—170 м. [c.44]

Нужно помнить, что при заходе сверху в одной плоскости с целью, совмещая более или менее продолжительное время центральную точку сетки прицела (прицельную марку) с атакуемым самолетом, очень быстро можно приблизиться к спутной струе и попасть в зону действия вихрей. [c.125]

При подходе к цели снизу прицеливание может быть более продолжительным, так как самолет будет медленно приближаться к спутной струе. Однако и в этом случае попадание в зону вихрей неизбежно. Поэтому, если прихо- [c.125]

Принципиальная схема струи при спутном течении жидкостей представлена на рис. 14,8. Часть струи, в которой имеется потенциальное ядро, называется начальным участком (0—1). Зона струи, в которой течение приобретает такой же вид, как при истечении из линейного или точечного источника, называется основным участком струи (II—со). Область, заключенная между начальным и основным участками, называется переходным участком струи (I—И). [c.196]

В книге содержится весьма полное и оригинальное описание струйных течений, течений в спутной зоне и течений с кавернами. Наряду с математической теорией таких течений рассматриваются усложненные физические модели изучаемых явлений и анализируются экспериментальные данные, а также излагаются новые результаты, полученные авторами. [c.4]

Излагаются результаты исследования зоны смешения осесимметричных струй газов разной плотности (фреона-12, воздуха и гелия) в спутном потоке воздуха в пределах начального участка О < х/К < 3-30). Приводятся экспериментальные данные о влиянии различия плотностей (0.27 < п < 8.2) и скоростей (О < т < 1.7) газовой струи и спутного потока на процесс смешения. [c.269]

Зависимости Ь от х, полученные в опытах, аппроксимировались прямыми линиями, хотя и наблюдалась некоторая нелинейность функции Ь х), особенно вблизи среза сопла. Минимальное утолщение зоны смешения струи Ь° для всех исследованных п реализуется при ш = 1 -при одинаковых скоростях смешивающихся потоков. На режиме равных скоростных напоров (ш п = 1) коэффициент 6° превосходит величину для ш = 1, что особенно заметно при существенном отличии п от единицы. Так, при одинаковых скоростных напорах струи и спутного потока при ть 7 (при этом т 0.38) 6° для сопла с радиусом 25 мм в три раза больше, чем при ш = 1. [c.273]

С приближением скорости спутного потока к скорости струи влияние различия плотностей на толщину зоны смешения сильно ослабевает, а при ш = 1 - исчезает вообще. Этот факт иллюстрирует рис. 4, где представлена зависимость Ь° от п для ш = О и ш = 1. Возможно, при ш = 1 развитие зоны смешения зависит только от начальных условий истечения (пограничный слой на стенках сопла, исходные характеристики турбулентности потоков и т.п.). [c.274]

Рассмотрим изменение массовой концентрации дисперсной фазы (конденсата) аз при гомогенной конденсации в струях. В паровоздушных струях поперечное распределение параметров таково, что область, где скорость нуклеации становится достаточной для начала гомогенной конденсации, находится в слое смешения спутных потоков. Дальнейшее развитие этой области вниз по потоку и перемещение ее в приосевую зону зависят от соотношения между кинетическими процессами (конденсации, испарения) и поперечной диффузией капель. [c.508]

При Пзо Ф О в потоке могут одновременно развиваться процессы гомогенной и гетерогенной конденсации. Па рис. 2 приведены результаты численного моделирования гомогенной (А о = О, кривые 1) и гомогенно-гетерогенной (А о = см , го = 1 мкм, кривые 2) конденсации в спутной струе при тех же условиях, что и в случае рис. 1. Введение в струю примесных частиц приводит к существенному увеличению содержания влаги на ее периферии (более чем на три порядка) и к соответствующему уменьшению содержания пара в зоне конденсации. При этом концентрация пара в приосевой области определяется процессами его диффузии, приводящими к снижению а на оси струи, и кинетическими процессами. [c.509]

При примерно одинаковых начальных сечениях двух струй направление слившейся струи можно найти путем построения параллелограмма векторов движения этих струй. При параллельном течении сливающихся струй отсутствуют силы, деформирующие струи, и границы струй сохраняют свое направление. При спутном движении струй дальнобойность их и скорость в сечении возрастают, при встречном — уменьшаются, причем в последнем случае образуется осесимметричная циркуляционная зона> потоков, а при одинаковом начальном количестве движения встречные струи растекаются в направлении, перпендикулярном начальному. Если оси двух встречных параллельных струй не совпадают, то между ними образуется циркуляционная зона (рис. 7, и). [c.28]

Компоновка оперения. За крылом поток заторможен. Это приводит особенн на больших углах атаки и при больших числах М к снижению эффективност оперения, а завихрения от крыла могут вызвать бафтинг. Для предупреждени этого горизонтального оперения располагают ниже или выше зоны спутной стру крыла. [c.246]

При попадании в периферийную зону РК частицы негазооб-разной фазы отстают от спутного потока рабочего тела, входят в соударение с лопатками радиальной решетки. После многократного соударения с поверхностями рабочих и сопловых лопаток эти частицы разрушаются, производя сильный эрозионный износ. Отдельные частицы могут выноситься потоком через проточную часть. Эрозионный износ наиболее интенсивен на выходных кромках сопловых лопаток со стороны спинки, а также на входном участке периферийной зоны радиальных лопаток со стороны низкого давления. Износ лопаток приводит к дополнительным потерям энергии и снижению прочностных свойств, суш,ественным образом снижает межремонтный ресурс. Обычные методы эрозионной заш,иты (т. е. стеллитовые наплавки) не решают достаточным образом задачу увеличения надежности. [c.87]

Таким образом, горение раздробленного на отдельные струи потока газо-воздушной смеси происходило в присутствии спутных струй парога-за, расположенных по периферии и окружающих зону сгорания. [c.188]

Рассматривавшееся до сих пор сплошное потенциальное обтекание профилей в действительности не реализуется. Наибольшее отличие потока от теоретической схемы всегда происходит на выходной кромке профилей, в окрестности задней критической точки. В этой точке па гладком профиле в потенциальном потоке восстанавливается полное давление р. Как известно, в действительном потоке с учетом сколь угодно малой вязкости жидкости это невозможно и поток обязательно отрывается от профиля. В случае течения маловязкой жидкости за кромкой профиля, как и за любым плохо обтекае.мым телом, образуется так называемая застойная или спутная зона с приблизительно постоянным давлением. На границах этой зоны, представляющих собой поверхности разрыва скоростей, скорость потока постоянная и соответствует давлению в застойной зоне. Согласно классической теории струй Кирхгофа застойная зона [c.124]

Иа рис. 8.15 показан сформировавшийся спутный след за плоским диском. Ближайшая к диску часть следа представляет собой зону возвратного течения, а за ней имеется дорожка кольцевых вихревых ком-К013. Подобная картина течения наблюдается и в эксперименте. [c.185]

Когда самолет подходит к зоне возмущенного потока от спугной струи (при входе в периферийную часть вихрей), летчик начинает ощущать небольшую тряску. По этому сигналу рекомендуется прекращать набор высоты, если подход был снизу (с принижением), или снижение, >если подход к цели был сверху (с превышением). Если летчик все-таки попал в спутную струю и почувствовал энергичные кренения или броски из одной стороны в другую, следует спокойно парировать возникающие крены элеронами, сохраняя первоначальное направление полета но углу тангажа. [c.125]

При содержании пара в спутной струе на срезе сопла а о < 0.01 гомогенная конденсация практически отсутствует, однако возможно ее развитие в гетерогенном режиме. Па рис. 3 и 4 приведены профили концентрации влаги аз в двух сечениях струи х = 500, кривая 1, и X = 1000, кривая 2). Показано также изменение осевых значений 5 и Sf Sf - замороженное значение 3) и концентрации влаги аз (соответственно сплошная, штриховая и штрихнунктирная линии) при ауо = 0.01, А о = 10 см , = 1 мкм и таких же, как и ранее, прочих условиях. Профиль в зоне неравновесной конденсации (х = 500) имеет резко выраженный максимум, а область, где > О, граничит с областью, где 5 < 1 (на оси струи 5 0.5 при х = 500). Изменение кинетических параметров на оси струи определяется процессами поперечной диффузии капель из периферийных областей и их конденсационного роста. При больших х процесс конденсации на оси струи близок к равновесному режиму. [c.510]

Ввод материала в плазменный поток. Дан1 ая группа способов наиболее широко используется в различных технологических процессах. Они обеспечивают плавное изменение технологического режима, например, за счет изменения скорости и места ввода материала, его количества и т. д. В эту группу входят способы ввода материала спутно или встречно с потоком, под углом к нему или ввод материала в зону смещения потоков. [c.26]

Исследования показали, что градиент скорости имеет наибольшие значения вблизи стенки, так как вязкая среда испытывает торможение вследствие прилипания к поверхности обтекаемого тела. Скорость потока изменяется от нуля на стенке (см. рис. 1.1.4) и постепенно увеличивается по мере удаления от поверхности. В соответствии с этим изменяется напряжение трения — у стенкя оно значительно больше, чем вдали от нее. Тонкий слой жидкости, прилегающий к поверхности, характеризующийся большими градиентами скорости по нормали к поверхности и, следовательно, значительными напряжениями трения, называется пограничным слоем. Физическое представление о пограничном слое можно получить, ссли представить себе, что обтекаемая поверхность покрыта красящим веществом, растворимым в обтекающей жидкости. Очевидно, краска будет диффундировать в толщу жидкости и одновременно сноситься вниз по потоку. Следовательно, окрашенная зона будет представлять собой слой, постепенно утолщающийся вниз по потоку. Окрашенная область жидкости приблизительно совпадает с пограничным слоем. Эта область отходит от поверхности в виде окрашенной спутной струи (аэродинамического следа см. рис. 1.1.4,0). [c.26]

Внешний поток воздуха испытывает сильное воздействие проникающей в него струи, из-за чего образуется поле давлений на поверхности, окружающей истекающую струю. Положительные давления возникают впереди струи, в то время как высокоскоростной поток вокруг струи и спутный след вязкой струи создают отрицательные давления вдоль струи, а также срывные зоны отрицательных давлений за струей. Область отрицательных давлений может распространяться на 10—15 диаметров во все стороны от струи [12] и в комбинации с областью положительных давлений создают кабрирующий момент тангажа. Величина образующейся подъемной силы и момента тангажа зависит от отношения скоростей свободного потока и струи (У/Сс) и от отношения площади поверхности самолета к площади среза сопел. При малых значениях отношения скоростей область отрицательного давления стремится распростра- [c.241]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...