Точка критическая задняя передняя

Точки, в которых скорость равна нулю, обычно называются критическими. Очевидно, что при обтекании плоскопараллельным потоком круглого цилиндра такими точками будут 0 = О и 0 = = 2я. Первая точка А называется передней критической точкой, а вторая В — задней. [c.168]

А (е = л) и В (б = 0) скорости равны нулю эти точки называются критическими точками потока. При направлении движения, указанном на рис. 63, точка А называется передней критической точкой, точка В — задней. [c.174]

Из этой формулы следует, что при плоском безвихревом обтекании круглого цилиндра идеальной жидкостью скорости на его поверхности распределяются по закону синуса. В точках А w. В разветвления потока Й=тг и 0 = 0 скорость обращается в нуль. Точки потока, где скорость движения обращается в нуль, называют критическими точками потока. При направлении движения, указанном на рис. 65, точка А называется передней критической точкой, точка В — задней . [c.241]

Причем и в этом случае интегрирование должно быть выполнено вдоль всей обтекаемой поверхности от передней критической точки до задней кромки. [c.132]

При обтекании жидкостью тела имеется линия тока, которая у тела разделяется. Точка, где это происходит (фиг. 2, точка Р ), называется передней критической точкой. У кормовой части тела, в задней критической точке Р.,, линия тока опять смыкается. В критических точках скорость потока относительно тела равна нулю. [c.403]

Отсюда следует, что при плоском безвихревом обтекании, круглого цилиндра идеальной жидкостью скорости на его поверхности распределяются по закону синуса. Точки А(е = п) и 5(е = 0) разветвления потока называются критическими точками потока. В рассматриваемом случае обтекания круглого цилиндра скорости жидкости в этих точках равны нулю. При направлении движения, указанном на рис. 57, точка А называется передней критической точкой, точка В — задней. [c.209]

Формула (3.62) описывает распределение скоростей по поверхности цилиндра. В точках Л и В при 0 = я и 0=0 скорость равна нулю. Точка А называется передней критической точкой. В этой точке поток раздваивается. Точка В, в которой потоки вновь соединяются, называется задней критической точкой. [c.55]

Очевидно, что полученное соотношение неприменимо для областей поверхности газового пузырька вблизи передней и задней критических точек. [c.252]

Картина бесциркуляционного обтекания профиля обладает следующими основными особенностями. Набегающий поток разделяется у профиля на две части, обтекающие соответственно его верхнюю п нижнюю поверхности (рис. 10.8, а). Точка А, в которой струи разделяются и поток имеет нулевую скорость, называется передней критической точкой пли точкой раздела струй. Точка С, где струи вновь сходятся, называется точкой слияния струй или задней критической точкой. [c.22]

Изменение угла атаки приводит к изменению по.ложения передней и задней критических точек. Например, в случае, изображенном на рис. 10.8, при увеличении угла атаки передняя критическая точка движется по нижней поверхности, приближаясь к задней кромке профиля, а задняя критическая точка, перемещаясь по верхней поверхности, приближается к лобовой части профиля уменьшение угла атаки приводит к перемещению [c.22]

Рассмотрим теперь другой крайний случай обтекания крыла — чисто циркуляционное обтекание. Под чисто циркуляционным течением будем понимать течение, обусловленное только наличием циркуляции вокруг профиля при отсутствии набегающего потока, когда и = О, Г 0. Примером чисто циркуляционного течения является рассмотренное в гл. II круговое течение, поле скоростей которого вызвано одиночным вихрем. В случае чисто циркуляционного течения отсутствуют передняя и задняя критические точки, и линии тока представляют собой замкнутые кривые, огибающие профиль. Такое течение независимо от значения циркуляции требует наличия бесконечной скорости в точке, лежащей на задней кромке профиля и, следовательно, так же как бесциркуляционное течение, не может быть реализовано без отрыва потока. [c.23]

Так как значение координат на переднем и на заднем концах пластины г = а, то получим, что на заднем конце скорость будет равна Ыо>, а на переднем конце пластины скорость обращается в бесконечность. Как видно из рис. IX.9, при циркуляционном обтекании пластинки передняя критическая точка А не лежит на передней кромке, и, следовательно, на передней кромке скорость будет равна бесконечности. Таким образом, обеспечить в решении задачи конечность скоростей как на задней, так и на передней кромках пластины мы не можем. [c.214]

Первой деталью, выбранной для этой программы, была хвостовая секция самолета Г-111, расположенная между двумя двигателями. Деталь имела следующие размеры полную длину 3764 мм (от отсека фюзеляжа, расположенного на отметке 610, отсчитываемой от носовой точки самолета, до отсека, расположенного на отметке 770), глубину 1219 мм, ширину 914 мм. Предназначенная для испытаний задняя (расположенная между отметками 673— 770 от носовой точки) секция этой детали имела длину 2464 мм. Передняя часть детали была спроектирована так, чтобы обеспечить разрушение в испытательной секции. Одной из задач программы являлось исследование возможностей применения трех типов перспективных композиционных материалов эпоксидных боро- и углепластиков и алюминия, армированного борными волокнами. Вследствие сокращения поставок борных волокон вскоре после начала выполнения программы основное внимание было уделено углепластикам. Для упрощения технологии и снижения стоимости оборудования форма поперечного сечения первой фюзеляжной детали была выбрана постоянной в отличие от основной алюминиевой конструкции, имеющей переменное сечение. Расчетные нагрузки определяли из типовых критических расчетных условий для каждого узла. [c.159]

Q— = tg - -tg U2 j определяет в пределах 0, <( 6g < 2ir две различные критические точки 9g= 0gi и 6g= Sgj, соответствующие передней и задней критическим точкам на профиле. [c.80]

Дана решетка профилей L в плоскости г с периодом Т — И, величина скорости в бесконечности перед решеткой и положение на профиле передней 5, и задней критических точек (рис. 57, а). Очевидно, в указанной постановке задачи поток через решетку определяется единственным образом. Будем искать распределение скорости на профиле V = К (5), а также углы м потока в бесконечностях. [c.154]

На передней части цилиндра существует ламинарный пограничный слой, который отрывается в точке I (0 г= 80°). На задней части цилиндра при отрыве давление ниже, чем на передней, что и вызывает сопротивление формы. При достижении критического числа Ре ламинарный слой становится турбулентным до точки отрыва. Поскольку турбулентный слой способен преодолеть больший градиент давления, то отрыв смещается в точку I при 0 110° (а мини.мум давления в точку при 0 = 90°) . Так [c.185]

Укручение заднего фронта импульса в конце концов приводит к образованию оптической ударной волны аналогично тому, как развивается акустическая ударная волна на переднем фронте звуковой волны [37]. Критическую длину формирования ударной волны огибающей можно определить из уравнения (4.3.10) устремляя в точке образования ударной волны д1/Вт к бесконечности, получаем [40] [c.98]

Исследование этих вопросов непосредственно на плазмотроне Звезда было нецелесообразно из-за большой трудоемкости изготовления набора различных охлаждаемых конфузорных каналов. Поэтому соответствующие эксперименты были проведены с неохлаждаемыми медными конфузорами на модельном однофазном плазмотроне (рис. 5.1). Он содержит затыльник 1, передний и задний охлаждаемые электроды 2, 4 длиной 200 мм и внутренним диаметром 50 мм каждый, конический конфузор 3, медную втулку 5 и сопло 6 (диаметр критического сечения 10 мм). Ввод воздуха производится тангенциально через изоляторы в процентном соотношении, указанном на рисунке. Сменные медные втулки служат для приближенного определения длины дуги по ее следам на внутренней поверхности втулки. За время эксперимента, которое не превышало 3 с. конфузор еще не начинал разрушаться, и в то же время все параметры достигали установившихся значений. [c.143]

Таким образом, при заданном угле падения, а следовательно, при заданных 6 и отражение от тонкого слоя прямо пропорционально частоте. Анализ выражения (3,24) показывает, что при углах падения 9i, больших критического (а мнимое), уже не происходит полное внутреннее отражение на слое, как это имеет место на границе полупространства. Волны во второй среде, бегущие параллельно передней границе слоя, на задней границе будут иметь известную амплитуду, величина которой при достаточно малых толщинах слоя d или при углах падения, близких к критическому, мои<ет быть достаточно велика. Таким образом, вдоль второй (задней) границы будут двигаться волны сжатия и разрежения, что неизбежно вызовет возмущения в среде за слоем и приведет к возникновению проходящей волны во второй среде. Нетрудно показать, что в очень тонком слое почти вся энергия будет проходить через него даже при углах, больших критического. При углах падения, близких к 90°, волны во второй среде очень сильно ослабевают уже при проникновении на глубину одной волны. Отсюда ясно, что при скользящем падении на слой, толщина которого больше X, получится очень малое проникновение звука через слой, т. е. почти полное отражение. [c.51]

Поток у задней кромки не заворачивает вокруг нее, а сверху и снизу направлен вдоль крыла, омывает крыло с обеих сторон и смыкается за задней кромкой так, чго скорости направлены вдоль крыла. У передней кромки картина примерно такая же, как и в идеальной жидкости имеется критическая точка, и поток огибает переднюю кромку, обычно закругленную, а не острую, как задняя, и, прилегая к верхней поверхности крыла, достигает задней кромки. [c.398]

Твердые тела, построенные вышеуказанным способом с помощью подходящего распределения источников и стоков, имеют как практическое значение, так и представляют интерес для теории, поскольку если известно распределение источников, то легко рассчитать скорость и давление. Сравнение расчетных результатов с наблюдениями показывает, что распределение давления хорошо согласуется с теоретическими расчетами давления на передней части. Отклонение имеет место только вблизи задней критической точки, где наблюдается внезапное падение давления ниже теоретического значения. Это падение давления обусловливает лобовое сопротивление тела, что имеет место на практике. [c.437]

До Ке ЮО ООО максимальные значения теплового потока были зафиксированы в передней (0°) и задней (180°) критических точках, а минимум теплового потока имел место в окрестности точки ф = 80. При 170 ООО <Не ,<426000 и Ве =426 ООО существовали два других максимума в окрестности ф = 115°, причем тепловой поток в точ- [c.98]

При малых числах Рейнольдса след весьма устойчив и более заметна асимметрия относительно направления течения (слева направо), вызванная свободной конвекцией. Переход происходит при Ве = 1600 (фиг. 12). Вычисленные по результатам измерений величины Nu представлены в прямоугольных и полярных координатах на фиг. 13—15. Видно, что охлаждающее действие потока воздуха на нагретый цилиндр неоднородно. При малых числах Рейнольдса теплопередача от передней части цилиндра (особенно в передней критической точке) больше, чем от задней. При больших числах Рейнольдса точка отрыва смещается вниз по потоку. При этом отношение теплового потока в задней критической точке к среднему тепловому потоку от цилиндра становится меньше 15 [c.101]

При Al < Л2 <0 особая точка - узел с отрицательными собственными нанравлениями (рис. 2). При такой особенности площадь и амплитуда любого ограниченного в пространстве возмущения стремятся к нулю, а передний и задний фронты движутся к критической точке. [c.646]

На рис. 4.1.20 приведена построенная по данным табл. Б векторная диаграмма коэффициеета деления, а на рис. 4.1.2I- 4.1.24 — графики функций р= (х) р=12 у), Р= 4(У - При построении этих диаграмм и графику с помощью интерполяции были найдены положения критической точки С, где рс=ро=1, и точек, для которых р=0 (одна из таких то чек совпала с точкой А передней кромки), а также значение коэффициента давления рв в точке В задней кромки (см. рис. 4,1.20 4.1,24). [c.172]

Из полученных результатов можно вывести заключение о том, что при обтекании тела в том или ином месте его поверхности должен произойти отрыв. Действительно, на заднем, как и на переднем, конце тела имеется точка, в которой при потенциальном обтекании идеальной жидкостью скорость жидкости обращалась бы в нуль (критическая точка). Поэтому, начиная с некоторого значения х, скорость U(х) должна была бы начать падать, обращаясь в конце концов в нуль. С другой стороны, ясно, что текущая вдоль поверхности тела жидкость тормозится тем сильнее, чем ближе к стенке находится рассматриваемый ее слой (т. е. чем меньше у). Поэтому, раньше чем обратилась бы в нуль скорость U(x) на внешней границе пограничного слоя, должна была бы обратиться в нуль скорость в непосредственной близости от стенки. Математически это, очевидно, означает, что производная dvxjdy во всяком случае должна была бы обратиться в нуль (а поэтому отрыв не может не возникнуть) при некотором X, меньшем, чем то его значение, при котором было бы U x)=0. [c.236]

Визуализация движения потока позволяет раскрыть некоторые структурные особенности этого движения. При числах Рейнольдса, близких к критическим (Ке Ке,,р), наблюдаются волнообразные (колебательные) перемещения частиц среды поперек потока. С увеличением числа Рейнольдса амплитуды волн растут, при этом волны взаимодействуют, создавая хаотическое движение вязкой среды во всех направлениях. Возникшие в ламинарном потоке турбулентные центры сравнительно быстро увеличиваются в поперечном направлении, образуя так называемые турбулентные пробки . Э. Р. Лингрен, наблюдая продвижение турбулентной пробки через два сечения трубы, а также измеряя давление в этих сечениях, определил местную скорость турбулентной пробки /322 - 364/. Измерения показали, что местная скорость на переднем конце турбулентной пробки больше местной скорости на заднем конце пробки. Турбулентные пробки по мере своего продвижения по трубе растут, сливаются друг с другом и образуют ра ши-тое турбулентное движение /128, 238, 328/. [c.11]

В окрестности дефекта на поверхности раздела в нагруженном композиционном теле локальные напряжения резко возрастают, особенно около границ дефекта. Если уровень локальных напряжений достаточно высок, то дефект становится неустойчивым и может развиться до столь больших размеров, что тело разрушится. При исследовании динамических задач теории упругости было установлено, что динамическая концентрация напряжений выше концентрации, рассчитанной для соответ-ствуюш,ей статической задачи. Вследствие этого может оказаться, что дефект на поверхности раздела будет развиваться или нет в зависимости от того, прикладывается ли внешняя нагрузка внезапно, скачком, или же возрастает постепенно. Распространение дефекта вдоль поверхности раздела двух соединенных упругих тел с различными упругими константами и различными плотностями изучалось в работе Брока и Ахенбаха [17]. Было установлено, что развитие дефекта вызвано концентрацией напряжений, возникающей в тот момент, когда система горизонтально поляризованных волн достигает границы дефекта. Предполагалось, что разрыву адгезионных связей предшествует течение в слое, связывающем тела в единую систему. Была вычислена скорость перемещения переднего фронта зоны течения для различных значений параметров, определяющих свойства материала, и различных систем волн. Оказалось, что по достижении критического уровня пластической деформации происходит разрыв материала на заднем фронте зоны течения. [c.387]

Скорость в этих точках обраща-ется в нуль (01=0, 02—я), и их принято называть передней (точ- -з ка А) и задней (точка В) критическими точками или точками полного торможения потока. Максимальная скорость достигается в точках Е п F при угле 9 = л/2 [c.89]

Зависимость (4.20), представленная графически на рис. 4.11 (кривая 1), показывает, что максимального значения коэффициент давления р достигает в передней и задней критических точках ( =1). В точках, где скорость макси мальна (%= п12), значение р минимально (рмин=—3) Следовательно, до точек Е и F (рис. 4.10) поток ускоряет ся, а затем происходит его торможение до нулевой скоро сти в задней критической точке В. Участок, где скорости в направлении движения жидкости растут (d fdx>0), называют конфузорным, а там, где скорости падают (d /dx<0), — д,яф ф у 3 о р н ы м. [c.89]

Волновое сопротивление наблюдается и при дозвуковых скоростях полета, но превышающих критическую, т. е. в условиях волнового кризиса. Возникновение волнового сопротивления в этом случае легко понять из рис. 2.05, если обратить внимание на то, что дополнительное разрежение действует на заднюю, а дополии-тельное давление — на переднюю поверхность крыла. [c.60]

Остановимся на особенностях обтекания крыла, связанных с характером течения около кромок и изломов. Рассмотрим картину обтекания некоторого сечения крыла. № рис. 1.4 представлены типы течений, отличающиеся характером обтекания передней и задней кромок. Опыт показывает, что течения, в которых задняя критическая точка сдвинута относительно задней кромки (рис. 1.4, й, б), в сформировавшемся течении, как правило, не реализуются. Они могуг иметь место лишь D первый момент после начала движения, когда циркуляция еще не образовалась и свободные вихри не сошли с крыла в поток (бесциркуляционное течение). При плавном обтекании образуется течение, когда поток не огибает заднюю кромку, а сходит с нее (рис. 1.4, с). Скорость жидкости у Задней кромки в этом случае оказьгаается конечной (выполняется гипогеза Чаплыгина — Жуковского). [c.28]

Сравнивая эту картину с соответствующим бесциркуляционным обтеканием пластинки на рис. 71, видим, что при выбранном значении циркуляции (61) задняя критическая точка В со-вмести.аась с задней кромкой F пластинки на передней кромке F скорость остается равной бесконечности, что при действительном обтекании приведет к отрыву потока. [c.257]

При Л1 > Л2 > О особая точка - узел с положительными собственными направленпями. Поведение интегральных кривых для этой особенности дано на рис. 1. Из (И) и рис. 1 видно, что любое непрерывное возмущение неограниченно растет со временем в ее окрестности. Передний и задний фронты такого возмущения движутся от критической точки. Если один пз фронтов - ударная волна, то скорость его движения растет с ростом ее интенсивности. Любое стационарное решение, проходящее через критическую точку данного типа, неустойчиво. Рост возмущений приведет к установлению нового стационарного решения, в котором знак с не меняется и совпадает со знаком начального возмущения нри х = 0. [c.645]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...