Давление в точке «торможения

TO давление в точке торможения выразится как [c.358]

Для сравнения напишем при помощи формулы (6-80) выражение для давления в точке торможения потока несжимаемой жидкости [c.358]

Здесь к — постоянный множитель, равный двум в классической теории Ньютона и значению коэффициента давления в точке торможения за прямой ударной волной в модифицированной теории Лиза-Ньютона, Vn — проекция вектора скорости набегающего потока Voo на нормаль к элементу поверхности. В аэродинамической тени значение Ср принимают равным нулю. Универсальность (т. е. независимость от формы тела) ньютонианского представления для коэффициента давления позволяет получить полезные [c.24]

На — полное давление в точке торможения за прямым скачком [c.74]

Здесь множитель — давление в точке торможения за прямой [c.135]

Здесь р — давление на сфере, ро — давление в точке торможения, 0 — угол отсчета от точки торможения. [c.216]

Для сравнения приведем формулу для давления в точке остановки, которое получилось бы в результате непрерывного адиабатического торможения газа без ударной волны (как это было бы при дозвуковом обтекании) [c.639]

Здесь ао и То — соответственно скорость звука и температура в точке торможения. Им соответствуют некоторые давление и плотность ро. Величины а , То, ро, Ро, называемые параметрами торможения, являются константами данного газового потока. Но не обязательно им приписывать смысл параметров газа в некоторой точке торможения, ибо таковой в данном потоке может и не быть. Параметры торможения можно понимать как расчетные параметры, которые мы получили бы, если бы данный поток полностью затормозили без необратимых преобразований механической энергии. Особую роль играет температура торможения То,, поскольку, как это следует из уравнения (11.26), она определяет полную энергию данного газового потока. [c.415]

Здесь йо и Го — соответственно скорость звука и температура в точке торможения. Им соответствуют некоторые давление рд и плотность Ро. Величины йд, Тд, рдИ рд, называемые параметрами торможения, служат константами данного газового потока. Но не обязательно им приписывать смысл параметров газа в некоторой точке торможения, ибо таковой в данном потоке может [c.437]

Вычислите при Мсо =0,8 коэффициент давления в точке полного торможения. [c.76]

Получим выражение для коэффициента давления в точке полного торможения, воспользовавшись соотношениями (3.23) и (3.24) [c.87]

Определите коэффициенты давления в точке полного торможения за прямым скачком уплотнения при М, = 10 для к = 1,2 и 1,4. Сравните найденные значения этих коэффициентов между собой и с их предельными величинами, полученными для М1- оо. [c.105]

Согласно измерениям температура и давление в точке полного торможения летательного аппарата равны соответственно То = 5000 К и = 9,807-10 Па. Определите скорость (число М) и высоту полета. [c.106]

Коэффициент давления в точке полного торможения за прямым скачком уплотнения [c.122]

Давление торможения / 02г в (5.76) принимаем равным соответствующему значению этого давления в точке 5, т. е. = 0,9355 р , а величину точке /7 определяем по числам Мая и М о = 3. Для этого воспользуемся уравнениями (4.29), (4.33) и [c.157]

Условия в точке торможения . Для количественной оценки влияния сжимаемости на установившееся движение рассмотрим измерение скорости дозвукового потока сжимаемой жидкости трубкой полного давления (трубкой Пито), показанной на рис. 6-Г2. Уравнение (14-37) можно применить к линии тока, проходящей между областью невозмущенного движения со скоростью С/о и носиком трубки, где скорость равна нулю. Тогда [c.358]

Для фиксированного давления в области торможения изэнтропические течения возможны при всех давлениях на выходе в диапазоне от до а также при Если давление на выходе становится равным /7, результирующая кривая давления будет st ze3. Поток является сверхзвуковым между горловиной и точкой z, где на прямой ударной волне происходит скачок давления. За ударной волной поток является дозвуковым. [c.362]

Если в области отрыва перед скачком уплотнения имеется градиент скорости, как показано на фиг. 49, а статическое давление перед скачком постоянно, то давление за прямым скачком на линии тока, приходящей в точку торможения, будет меньшим, чем давление за прямым скачком в невозмущенном потоке. Если скачок уплотнения остается неизменным и сохраняет форму, изображенную штриховой линией на фиг. 49, то градиент давления по нормали к оси будет положительным, а течение за скачком будет сходящимся. Во всяком реальном течении, однако, градиент [c.58]

Здесь р о и Qo давление и плотность в точке торможения. Эти формулы совпадают с теми же для совершенного газа лишь [c.46]

Давление и энтальпия в этой области изменяются от максимальных значений в точке торможения до минимальных в районе предельной характеристики, которые, как следует ожидать,, отличаются от первых не столь значительно, по крайней мере,, с сохранением порядка величин р р , к Н. Для сферы, например, в этой области 0,5рд, /г 0,7Я. Следовательно, трансзвуковая область есть область больших давлений и высоких температур. [c.155]

Следует помнить, что во всех формулах р обозначает отношение действительного давления, имеющего место я данном сечении канала, к давлению торможения. Это давление не следует смешивать с давлением в той среде, куда поступает газ по каналу давление в канале (в частности, на срезе сопла) может быть и больше, и меньше давления среды, куда вытекает газ. [c.176]

При больших значениях параметра X давление, определенное по формуле (9.4), лишь незначительно меньше значения давления, даваемого формулой Ньютона (9.2). Для вычисления давления в точках поверхности тела в окрестности точки торможения Лиз предложил эмпирическую формулу [c.417]

Таким образом, влияние сжимаемости на давление в точке торможения характеризуется ъы ражение М, взятым в квадратные скобки. При движении воздуха с числом Маха свободного потока, равным 0,2, погрешность из-за неучета сжимаемости составляет около 1°/о. Заметим, что если измерены как рост, так и ра, то по уравнению (14-39) может быть вычислено число Маха свободного потока. Однако, чтобы вычислить далее скорость свободного Потока, необходимо еще 01Преде-Л ить скорость звука Со в свободном потоке, для чего 358 [c.358]

Из формулы (31) главы II следует (глава II, 10), что при малых скоростях движения воздушной среды (не превосходящих приблизительно 70. и/с< к) давления в потоке можно определять так, как если бы воздух был несжимаемой жидкостью погрешность при этом не превосходит 1%. Измеряя с помощью трубкн Пито давление в точке торможения потока ртах и статическое давление в набегающем потоке р , получаем, что так как в этом случае [c.433]

Таким образом, ныотояовоквб коэффициент сопротивления сферн равен давление в точке торможения. [c.35]

Рискованно также проводить проверку по какой-либо переменной только в одной точке параметры течения в разных областях задачи могут сходиться с существенно различными скоростями. Например, при использовании стационарных методов с комбинированными итерациями (см. разд. 3.1.22) было обнаружено (Текстор [1968], Текстор с соавторами [1969]), что скорость сходимости для функции меньше, чем для вихря 5 + противоположное явление наблюдается при использовании нестационарных методов. В задаче об отошедшей ударной волне давление в точке торможения сходится гораздо медленнее плотности в той же точке, а это означает, что в качестве переменной для проверки сходимости не следует брать плотность. [c.268]

Рис. 6.2.2. Распределение величины относительного давления pipa (ро — давление в точке полного торможения тела без вдува) по сферической поверхности тела при различных отношениях давлений торможения poj/po и числах Маха в выходном сечении струи

Рассматривая разные варианты с увеличивающимся размером частиц, можно увидеть, что отходы сепаратрисы Xi и ударной волны Ху увеличиваются при росте радиуса частиц а до некоторого значенияя 300 мкм. При дальнейшем увеличении радиуса частиц отраженные частицы вылетают за головную ударную волну, создавая возмущение перед ней и приводя к образованию двух волн сжатия (см. р х) и Vi x) для а = 400 мкм на рис. 4.8.3). При этом давление на теле х = 0) и, в частности, в точке торможения (х = О, у = 0) за счет дополнительного искривления линий тока газа и поперечного его отвода становится существенно меньше, чем для режима обтекания чистым газом (рзо = 0). При дальнейшем увеличении размера частиц возникает тенденция к восстановлению головной ударной волны п к обратному приближению ее к телу (см. р х) и Vi x) для а — 400 мкм и а = оо на рис. 4.8.3), когда картина течеппя газа приближается к топ, которая дается замороженной схемой на = э , соответствующей течению чистого газа. В этом диапазоне режимов с вылетом отраженных частиц за головную ударную волну преобладает тормозящее действие газа отраженными частицами, а не дополнительное пс-кривленпе линий тока газа. [c.395]

Значения И уд, вычисленные по формуле (8.2), несколько завышены по сравнению с опытными данными, полученными не в идеальной одномерной геометрии. Применение формулы (8.2) тем не менее полезно на практике для предварительного выбора параметров нагружающего устройства с последующим экспериментальным измеренйем величины- И уд. С помощью нагружающи.х устройств типа, изображенного на рис. 8.1, достигнуты скорости полета ударников до нескольких килбметров в секунду. По [9, 10], при длине заряда 180 мм стальная пластина толщиной 1.5 мм разгоняется до скорости И уд 5.6 км/с, пролетая путь длиной 90 мм. Путем торможения высокоскоростных ударников в материале мишени достигаются давления, в несколько раз превышающие давления при непосредственном падении детонационной волны по нормали к поверхности раздела ВВ — ударник. Например, если стальной ударник, имеющий скорость И уд = 5.6 км/с, тормозится на преграде из такого же материала, то давление в зоне стационарного течения составляет 190 ГПа, что примерно в 6 раз выше максимального давления в случае торможения продуктов взрыва тротила. [c.266]

СИГ от формы и размеров тела. Так как случай В соответствует установившемуся потоку, то это означает, что некоторая фиксированная масса жидкости должна быть заключена в области отрыва. Возрастанию давления в точке присоединения должно соответствовать отклонение внешнего потока. В общем случае рост давления уменьшается, когда точка присоединения сме-лцается наружу. Таким образом, положение равновесия для вязкого слоя определяется ростом давления до уровня, при котором разделяющая линия тока достигает точки торможения, и вследствие этого сохраняется фиксированная масса жидкости в области отрыва. [c.242]

Наибольший интерес представляет зона поворота III, граница которой показана штри.ховой линией. При движении вдоль оси струи скорость в пределах зон / и II изменяется так же, как и в свободной струе. Вблизи стенки (зона III) скорость на оси быстро уменьшается до нуля на стенке. В точке торможения давление достигает максимума. При этом распределение давлений по стенке аналогично распределению давлений торможения в струе перед разворотом. [c.177]

В точку торможения 5 приходит разделительная линия тока (рис. 3, б), прошедшая через три косых скачка. Число Маха сразу за третьим скачком не намного больше единицы. Именно, М = 1.7 в точке 1 при 1 < М < 1.7 в точке /. Эти значения М найдены из анализа с помощью ударных поляр задач о пересечении и о расщеплении скачков в точках 1 и 2. Давления торможения отвечающие М = 1.7 и 1 за скачком в предположении отсутствия дополнительных потерь полного давления между и точкой 5, равны 8.9 и 6.8. Если же принять, что в точке пересечения с разделительной линией скачок прямой, то рз = 5.7. Здесь и на рис. 3, в давление отнесено к РооУ , где V - модуль скорости. Для Моо = 6 обезразмеренное таким способом давление за прямым скачком равно 0.93. [c.208]

Рис. 1.2. Зависимость удельных теплоемкостей и энтальпии (для воздуха) от температуры Т для различных давлений р=10 ат (1,01 X ХЮ -1 МН/м ). Шкала чисел Моо связана с Т условиями в точке торможения при наземном лолете

Несоблюдение условия Энач = о приводит к тому, что уже в начальный момент движения мгновенно возрастает контактное усилие между роликом и кулачком, что является причиной их повышенного износа и, кроме того, увеличивается максимальное значение угла давления в точке перегиба профиля кулачка в момент, соответствующий началу торможения рычага, что также приводит к повышенному износу профиля кулачка в этой зоне. [c.274]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...