Аэродинамическое воздействие поток

В связи с этим возникает вопрос, существует ли вообще в такой ситуации какая-либо общая скорость разрушения или при нагреве композиционный материал распадается на отдельные составляющие, поведение которых не зависит друг от друга. Оказывается, для большинства разрушающихся теплозащитных материалов такая общая скорость су- ществует и практически всегда удается обнаружить последовательность (схему) процессов разрушения — в дальнейшем она будет называться определяющим механизмом разрушения, которая обусловливает появление такой скорости и позволяет при любых заданных условиях обтекания рассчитывать результирующие характеристики поведения данного материала в целом. У композиционных материалов механизм разрушения обычно определяется поведением какой-либо одной компоненты, массовое содержание которой в материале достаточно велико, либо она в состоянии образовать механически прочный каркас, обладающий лучшей среди других компонент способностью противостоять аэродинамическому воздействию потока при высоких температурах. [c.118]

С учетом формулы (X, 10) формула (X, 9) трансформируется в выражение, позволяющее определять величину аэродинамического воздействия потока [c.303]

Предположим, что летательный аппарат движется по криволинейной траектории под нулевым углом атаки (рис. 2.4.2) в продольной плоскости. Исследование демпфирования можно осуществить в предположении, что это движение с точки зрения аэродинамического воздействия эквивалентно вращению аппарата около центра масс с некоторой угловой скоростью 2 г-Вследствие такого вращения оперение и часть корпуса под ним будут находиться под некоторым местным углом атаки, равным Да = й 1(> ц.т)оп/ , где ( ц.т)оп —расстояние от центра масс аппарата до центра тяжести площади оперенного участка й г(Хц.х)оп — скорость дополнительного вертикального потока V — скорость возмущенного потока, набегающего на оперение. [c.183]

Кроме этого, рассеяние энергии колебаний происходит в результате газодинамического воздействия потока, так называемого аэродинамического демпфирования колебаний. [c.95]

Аэродинамические, воздействующие на воздушный (газовый) поток вне рабочего колеса вентилятора. К числу простейших, но малоэкономичных устройств этого типа относятся дроссельные шиберы, устанавливаемые в любой точке тракта. Очень большое распространение получили направляющие аппараты, устанавливаемые непосредственно к всасывающему патрубку вентилятора и закручивающие на частичных нагрузках входящий поток. [c.86]

При проектировании обычно отсутствуют точные данные о величине переменных возмущающих сил, действующих на рабочие лопатки. Вследствие этого строго ограничивают величину расчетных допускаемых напряжений от воздействия пара на рабочую лопатку, так называемых напряжений парового изгиба, т. е. суммарных напряжений парового изгиба от аэродинамического воздействия парового потока и от перепада давления на рабочую лопатку. Последний представляет собой разность давлений в зазорах перед и после рабочей лопатки давление, как правило, изменяется в радиальном направлении (по длине лопатки). [c.116]

Адиабата ударная 132 Аэродинамические характеристики диффузоров 269, 272 Аэродинамическое воздействие на поток 283 [c.378]

Таким образом, при изменении размеров запыленной поверхности величина аэродинамической силы изменяется, хотя скорость потока остается постоянной. Для соблюдения идентичных условий отрыва прилипших частиц, т. е. для реализации одинаковых величин силы аэродинамического воздействия, необходимо соблюдать условия моделирования, выраженные в критериальной форме. [c.323]

Задача об определении силового воздействия потока на тело сводится с помощью формул (4) и (6) I задаче об определении шести коэффициентов сопротивления трех коэффициентов силы сопротивления Су, с. и трех коэффициентов аэродинамического момента т ., тпу, т.. [c.559]

В 90-х годах прошлого века зарождается новый метод экспериментального исследования силового воздействия потока воздуха на обтекаемые тела —. метод испытаний в аэродинамических трубах, ставший ныне важнейшим методом исследований не только моделей самолетов и отдельных его частей, но и натурных самолетов и крыльев, фюзеляжей и т. д. [c.11]

Из изложенного следует, что силовое воздействие потока на помещенное в нем тело, характеризуемое коэффициентом аэродинамического сопротивления С[ , зависит в общем случае от формы тела, ориентировки его относительно потока и критериев подобия R, F, [c.220]

Учитывая, что обтекание скользящей пластинки определяется (в смысле аэродинамического воздействия на нее потока) обтеканием этой пластинки плоскопараллельным потоком, направленным перпендикулярно к передней кромке. [c.463]

Вторым недостатком водяных завес является неустойчивость водяного экрана (пелены), вследствие специфических аэродинамических условий воздействия потоков воздуха от работы множества душирующих вентиляторов и других причин. Поэтому наряду с водяными завесами изготовляются и другие защитные приспособления. [c.190]

Установлено, что в том диапазоне скоростей V потока и размеров пластинок (имитирующих, в частности, крылья лет ельных аппаратов), который представляет практический интерес, сила воздействия потока воздуха на пластинку пропорциональна так называемому аэродинамическому напору ( р - плотность воздуха). Коэффициент пропорциональности зависит от формы пластинки (в п шне) и от так называемого угла атаки об который составляет вектор ]/ скорости потока с плоскостью пластинки. [c.8]

Пусть тело имеет угловую скорость О. Разные точки тела имеют и разную скорость. Как теперь построить эквивалентный поток Вопрос этот отнюдь не академический. Гипотеза об обратимости позволяет определять характеристики воздействия потока среды на тело экспериментально (в аэродинамических трубах и гидроканалах). Поэтому от ответа на сформулированный вопрос зависит, какими должны быть эксперименты, которые позволят максимально адекватно (и в то же время достаточно экономно) воспроизвести условия, в которых находится тело, движущееся в среде. [c.13]

Отдельные элементы конструкций, тросы и провода линий электропередачи, которые могут быть также чувствительны к аэродинамическим воздействиям, включая возникновение реакции поперек потока и (или) на кручение, рассмотрены в разд. 8.5. [c.216]

Здесь К - вектор силы аэродинамического воздействия падающей частицы на поток воздуха [c.155]

Шумовые эффекты от ВЭУ имеют разную природу и подразделяются на механические (шум от редукторов, подшипников и генераторов) и аэродинамические воздействия. Последние, в свою очередь, могут быть низкочастотными (менее 16-20 Гц) и высокочастотными (от 20 Гц до нескольких кГц). Они вызваны вращением рабочего колеса и определяются следующими явлениями образованием разряжения за ротором или ветроколесом с устремлением потоков воздуха в некую точку схода турбулентных потоков пульсациями подъемной силы на профиле лопасти взаимодействием турбулентного пограничного слоя с задней кромкой лопасти. [c.166]

Кинематика жидкости — один из важнейших разделов аэромеханики. Решение основной задачи аэродинамических исследований, связанной с нахождением в каждой точке потока параметров, определяющих движение жидкости (давление, плотность, температура и др.), можно свести при определенных условиях к нахождению поля скоростей, т. е. к решению кинематической задачи. По известному распределению скоростей можно вычислить остальные параметры течения, суммарное силовое воздействие, а также определить теплообмен между телом и омывающим газом. [c.39]

Изменение аэродинамических характеристик летательных аппаратов или их отдельных конструктивных элементов (крылья, корпус, оперение, рули) может быть достигнуто за счет управляющего воздействия на обтекающий поток, которое вызывает требуемое перераспределение давления, параметров трения и теплопередачи. Непосредственное управление процессами обтекания составляет один из важнейших разделов современной аэродинамической теории управления. [c.7]

Управление обтеканием, проявляющееся в непосредственном воздействии на поток газа около летательных аппаратов, используется для улучшения их аэродинамических свойств и позволяет решать две основные задачи. Одна из них связана с таким воздействием на обтекающий газ, при котором достигаются заданные суммарные аэродинамические характеристики или их составляющие. Например, может обеспечиваться нужное значение максимального коэффициента подъемной силы или наивыгоднейшее аэродинамическое качество, требуемое изменение (повышение или снижение) лобового сопротивления, сохранение устойчивости ламинарного пограничного слоя и, как результат, уменьшение трения и теплопередачи. Решение второй задачи позволяет формировать таким образом управляющий поток, чтобы улучшить условия обтекания органов управления и стабилизирующих устройств (оперения) и тем самым повысить управляющий и стабилизирующий эффекты. Кроме того, соответствующие устройства, управляющие движением газа, используются для повышения эффективности реактивных двигателей (в частности, путем улучшения обтекания воздухозаборников), а также отдельных средств механизации летательных аппаратов (щитки, предкрылки, закрылки и др.). [c.103]

Влияние интерференции. Между оперением и другими элементами летательного аппарата (крылья, корпус) возникает интерференция, которую следует учитывать при исследовании аэродинамической стабилизации. Физическая природа интерференции заключается в изменении картины обтекания и характера возмущений, вызванных каждым элементом аппарата в отдельности, что приводит к перераспределению давления и изменению силового воздействия. Наиболее важное проявление эффекта интерференции связано с образованием за крылом вихревой газовой пелены, которая вызывает скос потока у оперения, уменьшает за счет этого угол атаки и, как с.дед-ствие, снижает нормальную силу оперения. [c.194]

Формула (4.1.1) определяет силу тяги в условиях воздействия на летательный аппарат неподвижной атмосферы. Однако наличие воздухозаборных и сопловых устройств, возникновение струй продуктов сгорания топлива изменяют картину обтекания летательного аппарата воздушным потоком. Это необходимо учитывать при определении аэродинамических характеристик, в частности следует принимать во внимание влияние скачка уплотнения, образующегося перед воздухозаборником, повышение давления на внешних поверхностях воздухозаборников и сопл, интерференцию между воздухозаборниками и крылом (или корпусом), а также воздействие струй на поток воздуха у поверхности летательного аппарата. При определенных условиях внешние возмущения на обтекающий воздушный поток могут распространяться внутрь сопла двигателя и изменять силу тяги (управляющее усилие). [c.301]

Вдув газа навстречу сверхзвуковому потоку, обтекающему головные части летательных аппаратов, представляющий собой одно из средств управления аэродинамическими характеристиками, может осуществляться через проницаемую (пористую) обтекаемую поверхность. При известных условиях эффективность такого управления оказывается выше, чем при вдуве из отдельных отверстий (дискретный вдув). Вдув через проницаемую поверхность открывает возможность моделирования сложного процесса уноса теплозащитных покрытий летательных аппаратов, разрушающихся под воздействием разогретого омывающего газа, а также исследования влияния этого уноса на аэродинамические характеристики. [c.412]

Коэффициент аэродинамического сопротивления. Введем коэффициент динамического воздействия или волнового сопротивления передней поверхности тела в потоке газовзвеси, ранный отношению динамической силы F, действующей вдоль этой [c.397]

Казалось бы, программа поиска оптимальных теплозащитных систем должна сводиться к термодинамическим расчетам различных рецептур и выбору материалов с максимально высокими температурой и теплотой сублимации или газификации. Однако в действительности при таком подходе приходится считаться с рядом серьезных ограничений, обусловленных специфическими особенностями воздействия аэродинамического потока высокотемпературного газа на материал. Обычно вводят два параметра Г и AQ UJ, которые характеризуют степень реализации заложенных в материале термодинамических возможностей при заданных параметрах внешнего обтекания. [c.121]

Эффект от воздействия аэродинамических сил зависит от скорости потока. При малых скоростях потока аэродинамические силы демпфируют колебания начиная с некоторой скорости потока, называемой критической скоростью флаттера, эти силы вызывают колебания лопаток, амплитуда которых непрерывно увеличивается. Колебания при скоростях, больших критической скорости флаттера, равносильны колебаниям с так называемым отрицательным демпфированием. Нарастание при этом амплитуд колебаний может привести к поломке вибрирующей детали. Для того чтобы предотвратить возникновение флаттера, необходимо изучить факторы, от которых зависит его критическая скорость. [c.98]

Величины Z,/i 2 и Vj.(u)/Vf, зависят от геометрических размеров аппарата и кинематики движения газа, а параметр Vr u)TIRi характеризует собой аэродинамическое воздействие потока на частицы. [c.86]

Установленные профессором Комолом аналитические зависимости показывают, что эффективность пылеотделения в прямоточных аппаратах является также комплексной функцией кинематики движения газа, геометрических размеров аппарата, характеристики пыли и аэродинамического воздействия потока на частицы. [c.88]

Разрушению валов способствовало аэродинамическое воздействие потока рабочей среды на ротор. Трещина зарождалась в углу шпоночного паза, являющегося концентратором напряжений, вблизи торцевого сечения диска и распространялась на значительную часть поперечного сечения. Это приводило к полному разрушению вала. Излом имел явно усталостный характер, в сечении видны фронтальные линии усталости. В развитии трещин существенную роль сыфало снижение усталостной прочности из-за прес- [c.335]

При полном подводе пара к рабочему колесу суммарные напряжения парового изгиба не должны превышать 400 кгс/см . При этом обязательным условием является требование, чтобы изгибные напряжения от аэродинамического воздействия парового потока не превышали 350 кгс/см . В некоторых случаях допускается увеличение суммарных изгибных напряжений до 600 кгс/см при ааэр 350 кгс/см . В колесах, расположенных перед большими паровыми объемами (перед ресивером, камерой отбора на трубопровод и т. п.), не следует допускать высокие напряжения парового изгиба. [c.116]

Рис. 10.12. Схемы аэродинамического воздействия на поток а —диффузор со щелевым отсосом потока б — диффузор с отсосом потока через перфорацию в — использование естественного перепада давления с целью отсоса потока из предотрывной зоны г —диффузор с пристеночным вдувом d — двухступенчатый диффузор с пристеночным вдувом е — осерадиальный диффузор с разрезным дефлектором, обеспечивающим пристеночный вдув потока на выпуклой поверхности дефлектора

Ламбирис и др. [104] предложили физическую картину горения в двухкомпонентном ракетном двигателе они выделили две зоны одну — у смесительной головки и другую — ниже ее по потоку. На рис. 76 показано, как сталкивающиеся струи окислителя и горючего образуют веерообразные факелы распыла, которые при последующем столкновении разбиваются на струйки и, наконец, на отдельные капли. Веерообразные факелы распыла разных компонентов при столкновении образуют зоны, в которых каждый компонент присутствует в виде жидкостных сгустков крупных и мелких капель. Впрыскиваемые струи, сгустки и капли окружены горячими газами, частично диссоциированными и способными реагировать с парами обоих компонентов, передавать тепло жидким окислителю и горючему, вызывая их нагрев и испарение, и оказывать аэродинамическое воздействие на жидкие частицы, усиливая их дробление и испарение, увеличивая осевую скорость. Активизация взаимодействия между жидкостью и горячими газами приводит к дополнительному газовыделению. Часть этих газов циркулирует вблизи смесительной головки, поддерживая определенные температуру и состав в этой зоне, а остальной газ ускоряется и истекает через сопло со сверхзвуковой скоростью. [c.142]

МИ. D общем случае реальная среда, в которой движется крыло, является вязкой и силовое воздействие потока на него может быть сведено к двум системам распределения нагрузок — нормальным давлениям и касательным напряжениям. Появление последних вызвано вязко-с гыо среды. Во многих случаях можно с достаточной для практики точностью определять нормальные давления и касательные напряжения раздельно. Это позволяет при расчете давлений и соответствующих аэродинамических характеристик пренебрегать вязюэстью среды, считая ее идеальной. [c.27]

И. Н. Богачев и Р. И. Минц (1958 и сл.) на основании имеюш,ей место неоднородности распределения акустических давлений при обтекании воздушным потоком поверхности самолетных крыльев сделали вывод о неравномерном распределении напряжений в металле. При этом поток быстротекуш его газа оказывает на металлическую поверхность механическое воздействие, которое в силу неоднородности потока приводит к суш е-ственной неоднородности поля напряжений в металле. Последнее проливает свет на один из наиболее важных механизмов эрозионного разрушения. При локальном нагружении в каком-либо участке могут встретиться микрообъемы, в которых наряду с упругой деформацией будут иметь место пластическая деформация и даже микротреш ины. При этом обш ий уровень регистрируемой деформации может быть невелик, однако наличие микроразрушения является уже в известной мере опасным в отношении достаточной надежности работы конструкции. Те же авторы отмечали большое значение нагрузок, связанных с аэродинамическим воздействием газов, вытекаюш их из реактивного сопла, а также возникаюш их при этом импульсов давления с высокочастотными колебаниями и т. д. При этом оказывается, что нагрузки от указанных факторов, которые могут привести к разрушению за срок службы самолетов, встречаются довольно часто. [c.443]

Вышеприведенные результаты были получены при использовании поршневой теории для учета аэродинамического давления. Учет воздействия потока по более точным теориям не изменяет качественной картины явления [56]. Вопросы тсмперат> рного выпучивания панелей в потоке газа рассматривались в работах [13, 16, 53, 55, 82]. [c.506]

При общих предположениях о характере аэродинамического воздействия в работах Б. Я. Локшина [107-110] были исследованы вопросы существования и устойчивости стационарных режимов движения в среде. Интересна также задача об устойчивости перманентного вращения тела в потоке среды (режима авторотации [141], см. также [19] и работы В. А, Привалова и В. А. Самсонова [112-114, 131]). Специальная конструкция поверхности тела и гипотеза о квазистатиче-ском воздействии среды позволили сформулировать полную схему сил, в которую входят массовые, геометрические и аэродинамические характеристики. Исследованы режим авторотации и его устойчивость. Смоделирован эффект Магнуса, неконсервативный характер которого оказывает заметное влияние на свойство устойчивости вращения тел в среде. [c.15]

В условиях аэродинамического нагрева при воздействии потока газа с температурой до 3500 °С максимальная температура наружной поверхности пористых панелей на основе волокон нихрома при охлаждении азотом составляла в зависимости от расхода 450— 60 С, в то время как без охлаждения она повышалась до ПООХ и более. [c.207]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Применение вспомогательных поверхностей. Повышению аэродинамического качества летательного аппарата, улучшению характеристик его устойчивости и управляемости спссобствует применение некоторых вспомогательных поверхностей на отдельных элементах конструкции. К числу их относятся аэродинамические гребни (рис. 1.12.2), представ.яяющие собой небольшие выступы на верхней поверхности крыла, параллельные продольной оси летательного аппарата. На каждой консоли располагается несколько таких гребней. Их назначение состоит в том, чтобы воспрепятствовать перетеканию пограничного слоя вдоль размаха крыла и уменьшить срыв потока с его боковых кромок. Этой же цели служат и концевые шайбы (рис. 1.12.2), установленные у этих кромок. Как и гребни, они способствуют улучшению обтекания, что проявляется в меньшем воздействии на крыло концевых вихрей. В результате снижается индуктивное сопротивление, возрастает аэродинамическое качество. [c.105]

На рис. 6.2.2 представлены экспериментальные данные о давлении на сферической поверхности, полученные в результате исследования влияния струйного вдува воздуха из сферической модели в аэродинамической трубе при числе Mod = 2,5. Эти данные показывают, что воздействие струи проявляется в значительном снижении давления на обтекаемой поверхности. При этом чем больше отношение давлений торможения в струе Ро/ и в набегающем потоке рооо, тем значительнее снижение давления. Замечено так- [c.395]

В заключение параграфа несколько слов о модификации этого способа применительно к таким условиям аэродинамического нагрева, когда излучение набегающего потока соизмеримо или выще по интенсивности конвективного теплового воздействия. В этом случае целесообразно переизлучать тепловую энергию не с поверхности теплозащитного покрытия, а из пограничного слоя. [c.22]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...