Маха для этого метода

Контроль по средним значениям и раз махам (рис. 49). Обычно для этого метода я = 5, 4 или 3 шт. Измеренные результаты по каждой очередной пробе записывают в нижней части графика и из них определяют среднюю арифметическую в пробе. V и размах R R равно разности между наибольшим и наименьшим значениями в измеренной пробе). [c.359]

При таком большом числе Маха набегающего потока воздух за скачком будет диссоциирован и задачу о скачке необходимо решать с учетом влияния диссоциации. Воспользуемся для этого методом последовательных приближений. Задаваясь в первом приближении значением Д1/=1, соответствующим предположению о полном торможении потока за ударной волной (1 2=0), находим в первом приближении давление за ним [c.496]

Примеры. Расчеты для иллюстрации метода проведены для осесимметричного случая при = 1,4. Основные данные сведены в таблицу 6. В этой таблице М — число Маха набегающего потока, связанное с и оо формулой [c.163]

Контроль ко.эффициента преломления оптических элементов, выявление неоднородности стекла, включений типа пузырей и свилей являются важными. этапами контроля качества оптических изделий. С конца прошлого столетия основным оптическим инструментом, применяющимся для количественных измерений прозрачных неоднородных материалов, был интерферометр Маха-Цендера, на основе которого разработаны теневые и интерференционные методы контроля. Ограничением ЭТИХ методов являются аберрации оптических систем самого интерферометра. Методы голографической интерферометрии позволяют компенсировать аберрации и тем самым существенно улучшать качество проводимых измерений. [c.105]

До настоящего времени не проводилось даже частных расчетов общих полей потока, пограничный слой которого состоит из отдельных областей, при одновременном учете вязкости в общем пограничном слое и непрерывном изменении всех физических параметров. В настоящей работе делается попытка восполнить этот пробел. Как и для большинства аналогичных задач, здесь применяется метод малых возмущений, который в настоящее время является наиболее плодотворным. Этим методом можно рассчитать все параметры потока во всем поле потока. С помощью параметров потока для различных чисел Рейнольдса и Маха можно приближенно оценить как давление на стенке, так и поле давлений вне пограничного слоя, в отношении которых в перечисленных выше экспериментальных работах имеется большой опытный материал. [c.295]

Измерения приращений оптического пути для различных точек поперечного сечения элемента производятся интерференционными методами. В работе [99] для этих целей использовался интерферометр Маха — Цендера, который позволяет наблюдать поле приращений вдоль всего поперечного сечения элемента. Настройку интерферометра в этом случае целесообразно производить на полосы бесконечной ширины. [c.190]

В связи с этим нельзя будет говорить о конусах Маха, пронизывающих весь поток. Это понятие сведется к бесконечно малым местным конусам Маха, определяющим распространение давления в бесконечно малой окрестности некоторой точки. Ось такого бесконечно малого конуса будет параллельна направлению местной скорости, а угол при вершине будет соответствовать местному числу Маха. В этом случае метод наложения частных решений, пригодный в линейной теории для всего поля, должен быть заменен методом последовательного построения сетки для плоского потока и пространственного потока с осевой симметрией такое последовательное интегрирование можно выполнить численными или графическими методами. [c.51]

Для методов второго, по существу эмпирического, направления является характерным использование степенного профиля скорости, позволяющего получить степенную зависимость коэффициента трения от числа Рейнольдса. При течении с большими скоростями, кроме числа Рейнольдса, на показатель степени оказывают влияние еще число Маха ж температурный фактор, что делает эти методы расчета турбулентного пограничного слоя в газе удовлетворительными лишь в сравнительно ограниченном диапазоне изменения указанных параметров (обзор работ второго направления с обширной библиографией см. в ранее цитированной статье Д. Сполдинга и С. Чи). [c.541]

Рассмотрим теперь постановку граничных условий в обратных задачах профилирования сопел и каналов в сверхзвуковой области. Воспользуемся для этого теорией характеристик для сверхзвуковых течений. Для случая течений идеального газа с неравновесными физико-химическими превращениями эта теория изложена в [1, 11, 27], где приведены также различные численные схемы метода. Здесь лишь отметим, что при сверхзвуковом течении существуют три семейства характеристик, два семейства линий Маха (характеристики С+ и С ) и линии тока (характеристики Со). Каждая из характеристик задается уравнением направления [например, (1.122)], при этом газодинамические параметры на ней связаны уравнениями совместности [см. например, уравнения (1.123) для и С ]. Отметим, что уравнение направления для линии тока есть уравнение (1.100, 1.101), а уравнения совместности — уравнения (1 98, 1 99). [c.35]

Если число Маха мало по сравнению с единицей и если волну рассматривают в течение не слишком долгого времени или на не слишком большом участке ее распространения, то можно учесть нелинейность путем введения малой поправки к решению линеаризованного уравнения, отыскивая поправку методом малых возмущений. Для этого как члены в точном уравнении, так и искомое решение представляют в виде ряда по степеням малого параметра — числа Маха — и, разделяя в уравнениях члены разных порядков, отыскивают последовательные члены решения. Следует иметь в виду, что в воздухе число Маха не превышает 0,0015 даже для болевого порога, поэтому число Маха действительно можно считать в ряде случаев малым параметром задачи. [c.412]

В последние два десятилетия большие усилия были направлены на изучение тер.модинамики растворов. Это позволило разработать намного более точные методы выбора растворителя. Эти методы основаны на лучшем понимании природы. молекулярных притяжений в жидкостях и признании аддитивности. молекулярных притяжений в систе.мах из нескольких растворителей. Редко, чтобы один и тот же растворитель. можно было использовать для разных случаев. Поэто.му новейшие. методы, основанные на концепции параметра раствори.мости, позволяют осуществлять более рациональный выбор с.месей растворителей в соответствии с возникающей необходимостью. [c.26]

Одним из методов, который оказался вполне приемлемым для дозвуковых и небольших трансзвуковых скоростей потока, является метод локальной линеаризации [5.30]. Поскольку для уравнений течения полностью сжимаемого газа невозможно установить никакого вариационного принципа, в работе [5.30] линеаризованы уравнения по местному числу Маха во всем поле течения. Линеаризация проводится для каждого элемента по отдельности. Вариационный принцип для этого элемента основывается на локально линеаризованном уравнении Лапласа для течения сжимаемого газа. Такая локальная линеаризация используется в совокупности с итерационной процедурой и обеспечивает устойчивость и быструю сходимость решения для всех дозвуковых чисел Маха. [c.176]

Хороший пример сравнения результатов расчета методом установления и данных экспериментального исследования соответствующей кольцевой решетки приведен в работе [10.23]. Кольцевая решетка представляла собой сопловой аппарат турбины высокого давления. Максимальная величина местного значения числа Маха на профиле решетки составляла около 1,4.. Согласие расчетных и экспериментальных данных для этой кольцевой решетки было очень хорошим. После этого результаты [c.309]

Метод характеристик применяется для расчета сверхзвуковых течений, при этом используются физические закономерности распространения в сверхзвуковом потоке слабых волн разрежения и сжатия, волн Маха. [c.273]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Для профилирования контура сверхзвуковой части сопла воспользуемся приближенным методом, основанным на решении вариационной задачи нахождения контура сопла, соответствующега наибольшей тяге при заданных его длине с, а также давлениях в камере сгорания и в окружающей среде (ро/Рн) [Ю1- соответствии с этим методом закрнтическая часть аппроксимируется параболой Я (рис. 4.1.3) и дугой окружности с радиусом г = 0,45 г. Будем варьировать длиной д, рассчитывая такое ее значение, при котором сумма весов сопла Од и топлива 0 была бы минимальной. С этой целью удобнее задаваться числом Маха на срезе сопла (или соответствующей относительной скоростью А.Д = и)д/а ). [c.307]

Следует сказать, что для подобных волн равны любые комбинации указанных безразмерных чисел, например Е М = pjp v (число кавитации), MfE = p v/p и др. В качестве параметров подобия могут быть выбраны любые два числа. Если в Е под р, р, с понимать полное значение давления (избыючное + давление, определяющее упругость среды), а также полное значение плотности и скорости, то дня адиабатического процесса Е = у . В случае кидкостей, если применимо уравнение Тэта, Е = Г . Решение уравнений гидродинамики невязкой жидкости должно зависеть от числа Маха и этого нелинейного параметра уравнения адиабаты ).Методы теории подобия полезны тем, что они дают общие закономерности, позволяющие систематизировать экспериментальные данные и подойти с общей точки зрения к проблеме распространения волн конечной амплитуды. Однако они не позволяют получить точного решения той или иной задачи. [c.55]

В работе Г.Ф. Теленина (1959 г.) применительно к задаче сверхзвукового обтекания колеблющегося конуса бьш сформулирован метод линейной теории тел конечной толщины для определения нестационарных аэродинамических характеристик ЛА. В рамках этой теории решение нестационарной задачи сводится к системе нелинейных уравнений для параметров стационарного обтекания и системы линейных уравнений по каждому из кинематических параметров. Этим методом Ю.М. Липницким (1967, 1968 г.г.) была решена задача об обтекании различных типов ЛА тонких притупленных конусов, сегментально-конических тел и тел с положительными и отрицательными изломами образующей. При этом внутренние разрывы на изломах вьщелялись в явном виде. В работах Г.Г. Скибы (1980 г.) в такой же постановке была рассмотрена задача расчета характеристик тонкого притупленного конуса, колеблющегося вокруг некоторого балансировочного угла атаки, и получены аэродинамические характеристики в широком диапазоне чисел Маха набегающего потока и углов атаки. Исследования [c.5]

Литье этим методом обеспечивает высокую точность отливок, отклонения размеров которых находятся в пределах 4—5-го класса точности для элементов заготовки, полученных в одной полуформе, и 7-го класса точности для элементов, полученных в обеих полуфор-мах. Чистота поверхности отливок соответствует 4-му классу по ГОСТу 2789-51. В связи с высокой точностью отливок значительно уменьшаются припуски на обработку вместе с тем сокращается расход металла на литники. Значительно уменьшается также трудоемкость очистки литья и последующей механической обработки отливок. Этот метод применим для литья как черных, так и цветных металлов. [c.183]

Слабой стороной этого метода является то, что для эллиптических уравнений дозвукового течения решается не краевая задача, а задача с начальными данными, которая оказывается неустойчивой (см. разд. 3.2.8). Успешность применения этого метода определяется применением одиннадцатиточечной интерполяции для сглаживания производных от начальных данных вдоль ударной волны. Если между ударной волной и телом брать более семи точек, то может наступить неустойчивость. Однако для гладких тел при больших числах Маха метод дает быструю сходимость и применяется для расчетов. [c.336]

Из фиг. 5 следует, что для конуса а = 10° наблюдается значительное расхождение между значениями вычисленными двумя методами. Конус а = 10° при сверхзвуковом обтекании водой нельзя рассматривать как тонкое тело. Для этого конуса численный расчет показал, что в диапазоне чисел Маха 1 < М < 1.2 головной скачок уплотнения отсоединен от поверхности конуса, а величина скорости на его поверхности превышает скорость звука только при М > 1.46 [15]. Такое течение не описывается в рамках теории малых возмущений. Вторая особенность применения теории тонкого тела к расчету сверхзвукового обтекания конуса-кавитатора заключается в том, что эта теория дает точные результаты, если угол полураствора конуса находится в диапазоне О < а 5°. Следует отметить, что для дозвукового кавитащ1онного течения теория тонкого тела находит более широкие пределы применения. Например, в [7] определено кавитационное течение за тонкими конусами, угол полураствора которых имеет значения 5°, 10°, 15°. Полученные в [7] результаты согласуются с численными расчетами и законом сохранения импульса. [c.80]

При реальном обтекании летательного аппарата или его элементов (крыла, фюзеляжа, оперения и т.п.) при определенных углах атаки и числах Маха могут возникать отрывы пограничного слоя, приводящие к появлению нелинейности в суммарных аэродинамических характеристиках. В настоящее время идентифицировать отрывное обтекание при больших дозвуковых скоростях позволяют как количественные, основанные на измерении местной скорости (термоанемометр, лазерно-допплеровский измеритель скорости), так и качественные (пневмометрические, жидкая пленка, оптические) методы измерений. В качестве вариации пневмометрического метода измерений для определения перехода пограничного слоя на крыле использовался метод пульсаций полного давления [1]. В принципе такой метод может быть использован и для определения отрьша пограничного слоя. Однако для этого необходимо перемещать насадок полного давления вдоль поверхности или устанавливать поверхностные козырьки (трубки Стантона). [c.114]

На рис. 7.3 находим минимальный коэффициент давления /Jminn = —0,8 и определяем по этому коэффициенту из графика Христиановича (см. рис. 1.1.15 [20]) критическое число Маха M ,j,p = 0,58. Так как заданное число = 0,5 меньше Моокр = 0,58, режим обтекания профиля сжимаемым потоком докритиче-ский и для пересчета давления можно использовать метод Христиановича. По числу Мао = 0,5 дляй = 1,4 вычисляем относительную скорость к о = 0,5345 (см. задачу 7.11). [c.181]

Из решения задачи 9.72 известно, что для определения производных потенциальной функции в зоне влияния источников необходимо найти в этой зоне скосы потока дР1ду]. Рассмотрите метод расчета этих скосов на крыле в возмущенной области, ограниченной передней, боковой кромками и линиями Маха с вершинами в соответствующих точках крыла, а также на вихревой пелене. [c.258]

Эти соотношения выражают зависимость между оптическим эффектом и напряжениями через абсолютные разности хода. Ими воспользовался Фавр для определения отдельно каждого из главных напряжений посредством интерферометра Маха — Цендера [2]. Величины главных напряжений можно определить этим путем очень точно, но это производится по точкам и является очень тонким и длительным. Поэтому в поляризационно-оптическом методе исследования в большинстве случаев проводят с использованием зависимости между оптическим эффектом и касательными напряжениями, которая рассматривается в следуюш ем разделе ). [c.63]

К сожалению, опытные данные, которые позволили бы разрешить это противоречие, отсутствуют. Если провести тот же расчет по методу определяющей температуры, предложенному Эккертом, то при использовании физических свойств воздуха при умеренных температурах получим п = —0,19, т = —0,27. Однако метод расчета Эккерта не имеет достаточного физического обоснования. Поэтому можно сделать лишь тот вывод, что при То1Тос< <1 пит, видимо, заключены между О и —0,4. Для 7 о/7 оо>1 отсутствуют как опытные данные, так и аналитические расчеты. Однако некоторые выводы можно сделать на основании косвенных данных. Согласно большинству опытных данных для турбулентного течения в трубах наиболее вероятное значение п = —0,5. Трудно представить себе, что соответствующее значение п для турбулентного внешнего пограничного слоя значительно отличается от этой величины. Кроме того, в следующей главе будет показано, что число Маха влияет на теплообмен и сопротивление через изменение физических свойств с температурой. Согласно аналитическим и экспериментальным данным для турбулентных высокоскоростных потоков значения лит лежат в диапазоне от —0,5 до —0,6. [c.324]

На рис. 9-23 показано сравнение экспериментальных значений Н и о с расчетными, а также изменение по обтекаемой поверхности расчетных значений С) (в опытах коэффициент трения не измерялся) при М оа — 3. Конечное число Маха составляло 1,9 поток замедлялся па протяжении 10 толщин пограничного слоя. Входящий в интегральные уравнения градиент давления определялся по измеренному распределению давления по длине стенки. Расчет дает удовлетворительное согласование с опытом для большей части области сверхзвукового течения расхождение наблюдается вниз по течению к концу криволинейной поверхности, что, по-впдимому, является результатом действия поперечных градиентов давления, возникающих под влиянием сильного изменения скорости сверхзвукового потока. Доказательством надежности рассматриваемого расчетного метода является и тот факт, что в полном соответствии с данными измерений расчет показывает отсутствие отрыва пограничного слоя. С другой стороны, предложенные в [Л. 162, 197, 232] методы расчета показывают, что в этих условиях течения должен наступить отрыв пограничного слоя или по крайней мере предотрывное состояние. [c.259]

Краткое содержание. Оптическими методами проведено исследование двухмерных сверхзвуковых струй воздуха. С помощью интерферометра измерялось при различных числах Маха распределение плотностей на границе струи при полном расширении, а также в условиях перерасши-рения и недорасширения. Распределение плотностей представляется в виде функций ошибок. Для случаев полного расширения и недорасширения взаимодействие между пограничным слоем и ядром струи не имеет места. Расширение области струйного перемешивания при увеличении числа Маха уменьшается. Для случая перерасширения наблюдалось взаимодействие между пограничным слоем и скачком. Возникающий в этом случае скачок уплотнения был криволинейным, а поле потока за скачком — неоднородным. [c.72]

В данной работе сделана попытка получить дифференциальное уравнение для , которое удовлетворяло бы следующим условиям во-первых, было бы достаточно простым и доступным для анализа не только численными, но и аналитическими методами во-вторых, чтобы это уравнение описывало достаточно широкий класс неавтомодельных турбулентных и переходных течений в следе, струе, канале и пограничном слое. Имеющиеся данные свидетельствуют о том, что уравнение для е может оказаться менее чувствительным к неточностям аппроксимаций и более универсальным, чем соотношения для е и L, которые используются во многих работах. Так, анализ известных данных о течении за решеткой [9], в том числе и при наличии градиента давления [10], показывает, что вдоль потока турбулентная вязкость остается приблизительно постоянной е = onst, а параметры е и L изменяются по весьма сложным законам [11]. На основе исследования смешения струй переменного состава [12] можно сделать вывод о том, что е практически не зависит от градиента плотности. Слабая зависимость е от эффектов сжимаемости при умеренных значениях числа Маха отмечается в работе [13]. Эти факты позволяют выбрать турбулентную вязкость в качестве характеристики, наиболее пригодной для обобщения экспериментальных и теоретических результатов. [c.548]

Дженни, Олсон и Лендгриб [J.10] сравнили несколько методов расчета аэродинамических характеристик на режиме висения а) простые формулы с равномерной скоростью протекания и постоянным коэффициентом сопротивления, б) элементно-импульсную теорию, в) вихревую теорию Голдстейна — Локка, г) численное решение с неравномерной скоростью протекания без учета и с учетом поджатия следа (в последнем случае структура следа была заранее задана по экспериментальным данным). Обнаружилось, что классические методы и численное решение без учета поджатия следа завышают величину потребной мощности на висении, причем ошибка возрастает с увеличением нагрузки лопасти Сг/а (а также с увеличением концевого числа Маха и коэффициента заполнения и уменьшением крутки). Ошибки были объяснены тем, что не учтено под-жатие спутной струи или, другими словами, не принята во внимание действительная форма концевых вихрей. На нагрузку лопасти сильное влияние оказывает концевой вихрь, сходящий с предыдущей лопасти, т. е. нагрузка в значительной степени зависит от положения этого вихря по радиусу и вертикали относительно лопасти. Влияние вихря заключается в увеличении углов атаки внешних (для вихря) сечений лопасти и уменьшении углов атаки внутренных сечений. При умеренных (0,06 Ст/о 0,08) и больших нагрузках лопасти вихрь может вызвать срыв в концевой части, а значит, ограничить достижимую нагрузку концевой части и увеличить ее сопротивление, снизив тем самым эффективность несущего винта. Так как в концевой части лопасти нагрузка максимальна, аэродинамические характеристики винта в сильной степени зависят от характера обтекания концевых частей, а следовательно, от небольших изменений положения вихря (а также изменений профиля и формы лопасти в плане). Эффекты сжимаемости тоже играют важную роль, так как число Маха на конце лопасти максимально. Если бы сжимаемость воздуха и срыв не сказывались, влияние концевых вихрей на распределение нагрузки было бы еще сильнее, но эти факторы действуют взаимно исключающим образом. Если поджатием следа пренебречь, то все сечения лопасти становятся внутренними для вихря и он нигде не увеличивает углов атаки. При использовании схемы распределенной по следу завихренности или даже более простых схем влияние концевых вихрей вообще нельзя оценить. Таким образом, уточнение формы следа является решающим моментом в усовершенствовании методов расчета амодинами-ческих характеристик винта на режиме висения. Положение концевого вихря по радиусу и вертикали относительно следующей лопасти, к которой он подходит очень близко, имеет [c.99]

Петерс и Ормистон [Р.55] распространили методы расчета установившегося махового движения на бесшарнирные винты и исследовали влияние различных элементов расчетной схемы на получаемое решение. В результате исследования они сделали следующие выводы относительно выбора расчетной схемы при анализе махового движения и нагрузок лопастей. Для надежного расчета п-й гармоники махового движения анализ должен охватывать все гармоники до т-й, где т = п при О ц 0,4 и m = п + 1 при 0,4 [X < 1,0. Зону обратного обтекания следует учитывать только при ц > 0,6, неоперенную часть лопасти — только при 1,0, а концевые потери всегда важны. Сжимаемость воздуха имеет существенное значение, но при Mi, до <0,9 достаточна простая поправка, получаемая для Гэфф = 0,75. При Ml, 90 >0,9 необходимо учитывать изменение числа Маха по радиусу и азимуту. Схема эквивалентной пружины и относа не вполне удовлетворительна при расчете формы изгиба бесшар-нирного винта гораздо предпочтительнее использовать реальные формы упругой консольно закрепленной лопасти. Для надежного расчета нагрузок и движения лопастей нужно учитывать лишь одну форму при О < [X < 0,6, две формы при 0,6 < < р, < 1,2 и три формы при 1,2 < [X < 1,6. Эти выводы применимы также к шарнирным винтам, так как шарнирно подвешенную лопасть можно рассматривать как предельный случай консольно закрепленной гибкой лопасти. [c.263]

На стадии предварительного проектирования определяются основные параметры вертолета, обеспечивающие вьшол 1ение заданных летно-технических характеристик (ЛТХ). При этом определяются размеры вертолета и его несущего винта, а также выбирается силовая установка, после чего в процессе итераций определяется полетная масса вертолета. На основе выбранных нагрузки на ометаемую поверхность, предельного числа Маха, характеристики режима и нагрузки на лопасть определяются радиус несущего винта, концевая скорость лопасти и коэффициент заполнения. Далее в результате расчета мощности, требуемой для выполнения заданных режимов полета, определяются характеристики силовой установки. При расчете ЛТХ обычно используется метод мощностей. Это простейший метод, обеспечивающий достаточо точное решение задачи в условиях, когда известны предварительные значения основных данных вертолета. В результате определяются основные размеры и общий вид вертолета. Затем производится оценка масс агрегатов по известным параметрам несущего винта и силовой установки, а также количеству топлива и полезной нагрузке, предусмотренных заданием. Массы агрегатов суммируются для определения полетной массы вертолета, и процесс итераций повторяется [c.301]

Если амплитуды гармоник нагрузки с увеличением п быстро убывают, то требуемое число их уменьшается.) Таким образом, при больших концевых числах Маха и большом числе лопастей для расчета шума вращения необходимо учитывать очень большое число гармоник нагрузки, значительно большее, чем обычно определяется расчетными или экспериментальными методами в аэродинамических исследованиях винта. В работе делается вывод, что недостатком предыдущих исследований является лренебрежение очень высокими гармониками нагрузки однако при практических расчетах данные о столь высоких гармониках обычно отсутствуют как из-за ограничений на практически приемлемое количество вычислительных операций, так и из-за недостаточной точности методов. Авторы предложили упрощенный метод, который основан на следующих предположениях на лорду каждого сечения действует импульсная нагрузка (это предположение идет в запас надежности) используется эквивалентный радиус (т. е. нагрузка сосредоточивается в одном сечении, так как расчеты показали, что шум слабо зависит от распределения нагрузки по радиусу) из анализа результатов измерений нагрузок на лопасти сделан вывод, что амплитуды высших гармоник нагрузок изменяются с ростом их номера п по закону Рп = РоП , где Fq — средняя нагрузка. Для всех внешних сечений лопасти и режимов работы винта от висения до полета вперед на режиме = 0,2 наилучшее согласие с экспериментом было достигнуто при k = 2, причем в расчетах использовалось 10 гармоник нагрузки. По некоторым признакам, для полета в неспокойной атмосфере следует принимать /г — I. Предположение, что длина корреляции изменения гармоник нагрузки по радиусу пропорциональна приближенно [c.852]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...