Влияние сжимаемости воздуха

Диаметр отверстия = 6 мм, его коэффициент расхода р = 0,6. Плотность воздуха р = 1,2 кг/м (влиянием сжимаемости воздуха на расход через отверстие пренебречь). [c.326]

Мы рассматривали сопротивление диффузора в таких условиях, когда можно пренебрегать влиянием сжимаемости воздуха, которая, как показывают опыты, начинает сказываться на величине коэффициента потерь лишь в том случае, если скорость во входном отверстии диффузора близка к скорости звука ( 1.>0,7). [c.459]

Сваливание на крыло. С учетом влияния сжимаемости воздуха при увеличении скорости полета критический угол атаки а р уменьшается более интенсивно, чем увеличивается скорость. С увеличением высоты полета кр достигается при меньших значениях W. Сваливание самолета на малых высотах (при большой плотности воздуха) и при большой перегрузке происходит более резко, и поэтому оно более опасно. Противоречивые требования борьбы с перегрузкой и со сваливанием самолета на крыло усложняют действия летчика. [c.29]

Таким образом, при отсутствии влияния сжимаемости воздуха сумма скоростного напора и статического давления в струйке есть величина постоянная. [c.137]

Теория элемента лопасти основана на схеме несущей линии. Кроме того, чтобы найти аналитическое решение, мы будем считать нагрузку на диск малой и пренебрежем возможностью срыва и влиянием сжимаемости воздуха. На рис. 2.6 показаны сечение лопасти, скорости обтекающего его воздуха и действующие на него силы. Сечение установлено под углом 6, отсчитываемым от плоскости вращения до линии нулевой подъемной силы. Скорость воздуха, обтекающего сечение, разложим на составляющие и-г и Ыр, соответственно параллельную и перпендикулярную плоскости диска. Тогда величина скорости и [c.62]

Эта кривая подтверждает ранее высказанное соображение о том, что применение температуры поверхности пластины в качестве средней температуры в пограничном слое должно приводить к преувеличению влияния сжимаемости воздуха (числа М оо) на коэффициент сопротивления пластины. [c.718]

Пропорциональность между ризб и скоростным напором, т. е. постоянства коэффициентов давления, с изменением скорости нарушается при таких числах М, когда становится заметным влияние сжимаемости воздуха. Например, перед лобовой частью крыла, где поток подторможен, избыточное давление положительно и плотность воздуха за счет сжимаемости повышается, а уплотнение воздуха усиливает его напор на поверхность крыла. И наоборот, в тех точках, где местная скорость выше скорости набегающего потока, уменьшение плотности заставляет воздух двигаться быстрее, [c.43]

Под влиянием сжимаемости воздуха эффективность элеронов при сверхзвуковых скоростях значительно уменьшается (рис. 6). Одновременно на эффективность элеронов может влиять и аэроупругость, так как вызываемые отклоне- [c.101]

Если не учитывать влияния сжимаемости воздуха на величину Су , т. е. полагать, что в полете не зависит от [c.168]

Все это вызывается скорее разрушением непрерывного безвихревого потока, чем непосредственным влиянием сжимаемости воздуха. Явления, возникающие до разрушения безвихревого движения, были исследованы различными методами. [c.59]

Можно сделать общий вывод при отсутствии теплоотдачи и не слишком больших значениях < 2 влияние сжимаемости воздуха на характеристики пластинки сравнительно мало. Иное наблюдается ири сильном охлаждении пластинки. Как было показано еще в предыдущем параграфе, при этих условиях изменение числа М значительно сказывается на полях скоростей и температур. [c.578]

В - м сек влияние сжимаемости воздуха на динамическое давле- [c.200]

С подъемом на высоту температура воздуха и скорость звука уменьшаются, поэтому влияние сжимаемости воздуха на полет самолета на больших высотах сказывается сильнее. Приведем некоторые значения скорости звука при t = 0° С для азота 337,3, водорода 1300 и воды 1450 м/с. Для твердых тел, которые менее сжимаемы, чем газы, скорость звука еще больше в дереве скорость звука равна 2800, в стали 5000 и в стекле 5600 м/с. [c.8]

Величина погрешности, определяемой влиянием сжимаемости воздуха, выраженная в процентах, равна 1 = ЮО (Рк Рк)/> к [c.317]

Герой Социалистического Труда, академик Сергей Алексеевич Чаплыгин (1869—1942) в 1903 г. написал работу О газовых струях , в которой дал новый метод учета влияния сжимаемости воздуха для ряда задач аэромеханики. В этой работе, значение которой для развития авиационной техники открывается с должной полнотой только в наши дни, С. А. Чаплыгин изложил свои исследования в области аэромеханики больших скоростей. [c.11]

Рассмотрим, как изменяется под влиянием сжимаемости воздуха поле скоростей, вызываемое вихревой нитью. Обратимся к основному уравнению газовой динамики, которое для пространственного случая имеет вид [c.428]

Отсюда заключаем, что для крыла в дозвуковом потоке сжимаемою жидкости-индуктивные скорости на несущей линии (и на всей поверхности, проходящей через нее перпендикулярно скорости набегающего потока) будут теми же, что. и для крыла в несжимаемой жидкости с тем же распределением циркуляции по размаху. Влияние сжимаемости воздуха сказывается только на изменении, характеристик сечений крыла. [c.431]

Как было установлено, влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики профиля крыла в некотором диапа- зоне чисел М может оказаться весьма существенным. [c.431]

В пневмогидравлической головке (рис. 7) для поступательного перемещения шпинделя служит пневматический привод. Для регулирования скорости движения шпинделя имеется гидросистема, в которой масло переходит из одной полости в другую. Этим исключается влияние сжимаемости воздуха на закон движения, так как пневматическое давление служит лишь для сообщения энергии движения. Сжатый воздух через отверстие а в штоке поршня / подается в [c.21]

Исследованиями в натурной трубе Т-104 в 1940 — 1943 гг. было показано существенное влияние сжимаемости воздуха на аэродинамиче- [c.289]

В дальнейшем было исследовано влияние сжимаемости воздуха на внешнее обтекание капотов двигателей воздушного охлаждения (П. М. Кантор). [c.291]

С вводом в строй большой скоростной трубы появилась возможность поставить систематические опыты на полноразмерных моделях в большом диапазоне чисел М и получить вполне убедительные четкие результаты о влиянии сжимаемости воздуха на флаттер крыла. [c.309]

Рассмотрим подробнее вопрос о влиянии сжимаемости воздуха на величину динамического давления при полетах на больших скоростях. [c.398]

Чтобы установить, с какой скорости практически сказывается влияние сжимаемости воздуха на правильность показаний прибора, предположим, что указатель скорости градуирован по закону изменения скоростного напора без учета сжимаемости, т. е, по уравнению [c.398]

Положение Ц. д. зависит от формы тела, а у движущегося тела может ещё зависеть от направления движения и от свойств окружающей среды (её сжимаемости). При движении со сверхзвуковой скоростью Ц.д. значительно смещается к хвосту из-за влияния сжимаемости воздуха. Изменение положения Ц.д. у движущихся объектов (самолёт, ракета, мина и др.) существенно влияет на устойчивость их движения. Чтобы их движение было устойчивым при случайном изменении угла атаки а, Ц. д. должен сместиться так, чтобы момент аэродинамич. силы относительно центра тяжести (положение к-рого также может изменяться в процессе полёта) вызвал возвращение объехта в исходное положение. [c.424]

Ограничения дозвуковых самолетов. Дозвуковые самолеты летают с небольшими числами М и для них влиянием сжимаемости воздуха пренебрегают. Поэтому ограничения по числу М для них не устанавливаются, а устанавливаются только по величине приборной скорости исходя из условий прочности или флаттера. На некоторых дозвуковых самолетах величина приборной скорости вообще не ограничипается, так как даже на максимальном режиме работы двигателя они не могут разогнаться до этих скоростей. [c.61]

Случай А — криволинейный полет с такой же перегрузкой, как и в случае А, но при наибольшей возможной или допустимой скорости 1 максмакс самолета. Для истребителей скорость этого случая соответствует скорости пикирования, лсоэффициентсу меньше, чем су макс> а коэффициент f = 1,5. Этот случай введен потому, что суммарная нагрузка на крыло здесь такая же, как в случае А, но распределение нагрузки при малых углах атаки из-за влияния сжимаемости воздуха другое центр давления,сдвинется назад, и элементы крыла, расположенные к задней кромке, нагружаются больше, чем в случае Л изменяется также распределение нагрузки по размаху крыла. [c.94]

В 1902 г. Чаплыгин опубликовал классическую работу О газовых струях , в которой разработал метод, поз-воляюнщй во многих случаях найти решение ранее поставленной задачи о прерывном течении сжимаемого газа. Работа Чаплыгина О газовых струях явилась его докторской диссертацией. В то время она не получила широкого признания. Одной из причин этого было то обстоятельство, что при скоростях, которые тогда использовались в авиации, не было необходимости в учете влияния сжимаемости воздуха, а в артиллерии наибольший интерес представляли исследования при скоростях, больших скорости звука. Все значение этой работы для задач авиации раскрылось в начале 50-х годов XX в., когда скорости самолетов возросли настолько, что вопрос об учете вл>ияния сжимаемости воздуха стал важнейшей проблемой. [c.276]

Рассмотрим изменение Н и Пет по Са- При неизменном значении окружной скорости (ык= onst) вместо изменения Н можно рассматривать изменение -ад.ст, а изменение Са можно заменить изменением осевой скорости Сы- При этом для упрощения будем вести анализ вначале при малых окружных скоростях, когда влияние сжимаемости воздуха несущественно, кроме того, вход воздуха в ступень будем полагать осевым. [c.127]

Зависит ли минимально допустимая приборная Kopoi Tb от высоты полета Если бы на всех высотах величина была одинакова, то одинаков был бы и скоростной напор. KG на больших высотах полег происходит при повышенных числах М, а это приводит к уменьшению и Следовательно, на больших высотах минимально допустимая приборная скорость должна быть несколько выше, чем у земли. К тО Му же влияние сжимаемости воздуха на работу указателя скорости дополнительно повышает показания прибора на больших высотах. [c.140]

Однако уже тогда были сделаны попытки расчета обтекания тел сжимаемым потоком. Первоначально был предложен метод разложения решения в ряды по степеням числа Маха О. Янцен (1913) и Рэлей (1916). В 20-х годах Прандтль указывал в своих лекциях, на основании линеаризации уравнений аэродинамики, что подъемная сила тонких тел возрастает благодаря сжимаемости воз-292 духа в 1/У 1 — раз . Этот результат был переоткрыт Г. Глауертом вследствие чего вся линеаризованная теория получила название теории Прандт-ля — Глауерта. Обстоятельное исследование влияния сжимаемости воздуха на подъемную силу крыла в постановке Янцейа — Рэлея было проведено П. А. Вальтером Наибольшее распространение в теории крыла в сжимаемом потоке получили с середины 30-х годов приближенные методы расчета, восходящие к теории газовых струй Чаплыгина . [c.292]

Проведенный анализ влияния сжимаемости воздуха на погрешности работы пневматической камеры с ламинарными дросселями — сумматора подтверждает заключение о необходимости работы с целью повышения точности при малых величинах Ро — Рг- Например, для случая, представленного на рис. 33.1,6 характеристикой б1=ф(ро — Рг) для рг=0, при ро 0,05 кГ1см погрешность, обусловленная влиянием сжимаемости, не превышает 1%. В случае, если не представляется возможным переход на малые давления, то тот же эффект может быть получен путем повышения величины рг при сохранении данного диапазона Ро — Рг согласно характеристикам, приведенным на рис. 33.1, б при Р2 = 0,5 кГ см , величины 61 уменьшаются более чем в три раза по сравнению со значениями 61 при тех же ро—рг для Р2=0. [c.319]

Указанное выше первое приближение метода Христиановича при пренебрежении деформацией профиля содержало соответствующее правило пересчета распределения безразмерной скорости по профилю, получаемого при его обтекании потоком несжимаемой жидкости, на распределение этой скорости при обтекании профиля потоком сжимаемой жидкости ). Это правило сводило также задачу об определении критического числа при обтекании профиля газом к задаче об определении на нем минимального коэффициента давления при его обтекании несжимаемой жидкостью. Расчеты по учету сжимаемости воздуха в указанном выше упрощенном виде дали удовлетворительное совпадение с экспериментом и нашли в то время широкое применение при аэродинамическом проектировании профилей крыльев, предназначенных для полета с большими дозвуковыми скоростями. Подробные исследования влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики профилей (на основе метода С. А. Христиановича) были выполнены В. С. Полядским (1943). [c.99]

Обратим внимание на то, что для дозвуковых скоростей полета,, не слищком близких к скорости звука, может быть учтено при расчете крыла и влияние сжимаемости воздуха. [c.440]

Бураго Г. Ф., Теория крыловых профилей с учетом влияния сжимаемости воздуха, ВВИА им. Жуковского, 1949. [c.476]

Развитие теории винтов далее было направлено на создание методов расчета, учитывающих конечное число лопастей и влияние сжимаемости воздуха как на характеристики сечений винта, так и на индуктивные скорости. В первом направлении, начиная с 1939 г., появляется ряд работ (Б. Л. Минухин, 1934 г. Н. И. Поляхов, 1937 г. Г. И. Майкапар, [c.289]

По мере увеличения скорости и высоты полета самолетов оказался актуальным учет влияния сжимаемости воздуха при вычислении истинной воздушной скорости. Метод учета влияния сжимаемости был разработан А. В. Чесаловым [10] и стал обязательным элементом обработки результатов летных испытаний. [c.315]

В связи с принятой большой расчетной максимальной скоростью полета в аэродинамических расчетах самолета Д учитывалось влияние сжимаемости воздуха на больших скоростях полета, для оценки которого использовались результаты экспериментальных исследований, проведенных в артиллерийской технике. Крыло самолета имело угол стреловидности 18° по передней кромке, но это определялось только компоновочными соображениями. Волновое сопротивление агрегатов планера самолета Д в соответствии с уровнем знаний того времени предполагалось уменьшить специальной профилировкой внешних обводов всех элементов самолета и ламинаризацией пограничного слоя потока, обтекающего самолет. Поэтому все внешние обводы самолета выбирались на основании специальных расчетов, проводившихся в ЦАГИ под руководством И. В. Остославского и Г. П. Свищева. В объяснительной записке проекта подчеркивалось, что задача уменьшения влияния волнового кризиса естественно приводит к применению форм элементов самолета с затянутым пограничным слоем, которые увеличивают критическое число Берстоу (число Маха по современной терминологии) и в докритической зоне уменьшают сопротивление самолета. [c.428]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...