Торможение в потоке

На рис. 4.9 представлена картина линий тока при М = 0,06 (К = -1,048, N = -0,554, Р = -0,0536) и М = 0,082 (К = -1,336, N = -0,509, Р = -0,0796). В первом случае сечение вихревого кольца имеет две точки торможения, как и на рис. 4.7 при к = 5,3. Во втором случае образуются два вихревых кольца, сечения которых имеют форму петель и по одной точке торможения. Прочие точки торможения в потоке на рис. 4.9 не показаны. При дальнейшем увеличении М петли стягиваются в точки возврата линий тока. Подобное явление в плоскопараллельных потоках уже нашло отражение на рис. 4.5 при к = I. [c.212]

Рд — давление торможения в потоке за ударной волной [c.7]

Покажите, что если изменяется энтропия или энтальпия торможения в потоке газа при переходе от одной линии тока к другой, то такой поток является вихревым. [c.138]

Перед трубкой Пито образуется прямой скачок уплотнения, поэтому ее показание Н соответствует избыточному давлению торможения в потоке за скачком [c.188]

Р(1, /(I, V(,, ( Параметры полного торможения в потоке перед решеткой, Па "С М - кг Дж кг [c.346]

Критическую скорость часто определяют через температуру полного торможения в потоке. Приравнивая константы уравнений сохранения энергии в формах (2.15) и (2.15а), получаем [c.45]

Гребенчатый насадок удобен при измерении давлений полного торможения в потоках с малым изменением углов по сечению. [c.632]

V.2. Покажите, что при изменении энтропии или энтальпии торможения в потоке газа при переходе от одной линии тока к другой поток будет вихревым. [c.384]

В [Л. 275] обнаружено, что для развитого транспорта величина (осредненная поправка на торможение частиц в потоке вследствие соударений и трения о стенки) составила И—12. Сопоставляя (2-36) и (2-1), получим [c.64]

Следует подчеркнуть, что, согласно уравнению энергии (24), в энергетически изолированном потоке идеального газа существует однозначная зависимость между температурой газа Т (теплосодержанием г) и скоростью течения w. Повышение скорости Б таком потоке всегда сопровождается снижением температуры независимо от изменения других параметров газа. Если в двух сечениях энергетически изолированного потока одинакова скорость течения, то в них будет одинаковой и температура газа, какие бы процессы ни происходили в потоке между рассматриваемыми сечениями. При уменьшении скорости течения до нуля газ приобретает одинаковую температуру Т независимо от особенностей процесса торможения и возникающих при этом необратимых потерь. [c.19]

Из последнего выражения можно получить расчетную формулу для отношения температуры торможения к температуре в потоке как функцию числа Маха [c.24]

Зависимость отношения температуры в потоке к температуре торможения от относительной скорости выглядит так [c.26]

Величина р носит название полного давления. Как и температура торможения, полное давление является удобной характеристикой газового потока, так как оно связывает сразу два фактора скорость и давление в потоке последнее обычно называют статическим давлением. Итак, отношение полного давления к статическому есть функция числа М. [c.31]

Расчеты по этим формулам достаточно точны только для дозвукового потока. Объясняется это тем, что при торможении сверхзвукового потока перед насадком возникает ударная волна, пересекая которую газовые струи претерпевают значительные гидравлические потери. Поэтому давление в трубке J пневматического насадка при сверхзвуковом течении существенно отличается от полного давления набегающего потока, что делает формулы (68) и (72) в этом случае неприменимыми. [c.33]

Уравнение (93) выражает важное свойство газового потока. При отсутствии внешних сил и сил трения увеличение скорости потока может быть вызвано только уменьшением статического давления, и наоборот, торможение потока в этом случае всегда связано с увеличением давления в нем независимо от характера других процессов, происходящих в потоке, и изменения остальных параметров газа. В интегральной форме уравнение количества движения для цилиндрической струйки запишется так [c.39]

Если рассматриваемое тело представляет собой летательный аппарат, снабженный воздушно-реактивным двигателем, то в сверхзвуковой струе воздуха, которая тормозится при втекании в двигатель, также происходит скачок уплотнения. Принципиально можно представить себе и плавный переход сверхзвукового потока в дозвуковой, осуществляемый посредством специального обратного сопла, установленного на входе в двигатель. При этом не было бы потерь полного давления. Однако торможение сверхзвукового потока таким способом осуществить в полной мере не удается, в силу чего приходится мириться с существованием ударных волн и наличием соответствующего волнового сопротивления. [c.114]

При сверхзвуковом течении, для которого формула (16) также пригодна, возможны следующие режимы. Если при заданной начальной скорости К приведенная длина меньше максимальной (Х<Хкр), то в конце трубы получается сверхзвуковое течение (Яг > 1). Если приведенная длина равна максимальной (х = Хкр)> то скорость в конце трубы равна критической (Яг = 1). Если же приведенная длина, вычисленная по формуле (17), получается больше максимальной, определенной по формуле (18) при заданном значении приведенной скорости в начале трубы Яь то плавное торможение сверхзвукового потока на протяжении всей трубы невозможно в некотором сечении трубы произойдет скачок уплотнения, за которым установится ускоренное дозвуковое течение. [c.189]

Кривые изменения параметров потока и торможения в сверхзвуковом механическом сопле при Mi =0,1 представлены на рис. 5.12 и 5.13. [c.206]

Рассматривая различные типы сопел, предназначаемых для перехода через скорость звука, мы во всех случаях имели в виду переход от дозвуковой к сверхзвуковой скорости. Полученные формулы принципиально пригодны и для обратного случая, т. е. плавного преобразования сверхзвукового потока в дозвуковой, однако при торможении сверхзвукового потока могут возникнуть скачки уплотнения, которые усложняют явление. [c.215]

В потоке, параметрами торможения и приведенной скоростью газа. В 3 гл. I путем преобразования уравнения теплосодержания была получена формула (42) [c.234]

Располагая графиками или таблицами, в которых для каждого значения X приведены значения функций я (Я), е( ), т(Х), можно быстро определять параметры торможения по параметрам в потоке и наоборот. Такие таблицы для значений к = 1,40 и 1,33 приведены на с. 569—586. Имеются (с. 587, 588) вспомогательные графики, которыми можно пользоваться вместо таблиц, если не требуется высокая точность вычислений. [c.235]

ЛИШЬ осевую составляющую скорости. Это, однако, не так, поскольку при заданных параметрах торможения значения температуры, статического давления, плотности газа будут зависеть также от величины окружной (радиальной) составляющей скорости изменения последней будут влиять на значение расхода и импульса потока. Дело в том, что, согласно уравнению энергии и полученным из него соотношениям (101)—(103), связь между параметрами в потоке и параметрами торможения определяется изменением абсолютной скорости (или приведенной скорости, вычисленной по абсолютной скорости и полной температуре торможения), независимо от угла, составляемого скоростью с осью. [c.254]

Простейшие функции, которые выражают связь между параметрами газа в потоке и параметрами торможения [c.257]

Если обтекаемая пластина теплоизолирована, то g (0) = 0 и Ь = 0, g(oo) = a=l. Следовательно, в этом случае температура торможения остается постоянной в поперечном сечении пограничного слоя, а температура поверхности равна температуре торможения внешнего потока [c.293]

Здесь поправка км. учитывает влияние скоростной сжимаемости (числа Маха) и тепловой сжимаемости (отношения температур торможения в струе и внешнем потоке Q = Tq/T ) на интенсивность смешения [c.394]

Применяя диффузоры специальной формы, можно осуществлять ступенчатое торможение сверхзвукового потока посредством различных систем косых скачков уплотнения. Так как за обычным плоским косым скачком скорость остается сверхзвуковой, то для полного торможения потока нужно за последним косым скачком поместить прямой скачок или особый участок криволинейной ударной волны, элементами которой являются сильные косые скачки, переводящие поток в дозвуковой. [c.464]

В первом случае (рис. 10.57, а) сверхзвуковой поток, набегающий на решетку под нулевым углом атаки, частично тормозится в косом скачке с последующим торможением в течении сжатия при обтекании вершины профиля. В дальнейшем течении расширения происходит разгон потока с одновременным его поворотом. [c.78]

Здесь (TITi) — отношение статической температуры к температуре торможения в потоке непосредственно за пределами пограничного слоя конуса. Это отношение может быть определено исходя из значения числа Маха перед конусом и угла при вершине конуса с помощью обычного соотношения для случая обтекания конических тел [15]. [c.402]

В 5-1 отмечалось, что энтальпия торможения в потоке вязкого газа с неравномерным распределением скоростей является переменной величиной и условие /о=соп51 не может служить характеристикой течения и интегралом уравнения энергии адиабатического потока. [c.306]

Интерес представляют не только прямо- и противо-точные потоки, но и перекрестные. Для теплообмена в плотном движущемся слое перекрестный и многоходовой ток газа может создать особые преимущества перед противотоком в связи с большой равномерностью распределения газового потока в слое. Очевидно, что могут быть получены и другие формы существования дисперсных потоков (здесь и в дальнейшем слово сквозных для краткости опускается). В противоточной газовзвеси, часто называемой по предложению 3. Ф. Чуханова падающим слоем , торможение падающих частиц создается встречным потоком газа (аэродинамическое торможение). В ряде случаев все большее значение приобретает противоточная газовзвесь с механическим торможением твердого компонента (с помощью сетчатых и тому подобных вставок). Увеличивающееся при этом время контакта компонентов потока (время теплообмена, химического реагирования и т. п.) позволяет при несколько усложненной конструкции увеличить компактность устройства. В отличие от механически торможенной газовзвеси пульсирующая газовзвесь, исследуемая в ИТиМО АН БССР, характеризуется периодически изменяемой скоростью несущей фазы. Весьма перспективен принцип встречных струй , предложенный и исследованный И. Т. Эльпериным Л. 212, 337, 338]. Повторяющееся столкновение двух прямоточных потоков газовзвеси позволяет резко увеличить местную относительную скорость, концентрацию и, как следствие, интенсифицировать теплообмен. Можно также указать на циклонные и др. потоки, формирующиеся под действием различных искусственно налагаемых полей (электромагнитных, ультразвуковых и др.). В дальнейшем криволинейные и усложненные различными дополнительными устройствами и силами дисперсные потоки, как правило, рассмат- [c.14]

При течении газа у поверхности какого-либо тела вследствие сил внутреннего трения происходит торможение потока, что вызывает увеличение температуры тела. Температура адиабатно изолированного тела, помещенного в поток газа, называется собственной, или равновесной. Собственную температуру можно определить неподвижным теплоизолированным термометром, находяш,имся в потоке перемещающейся жидкости. Термодинамическую температуру можно определить термометром, который перемещается вместе с газом. Разность между собственной и термодинамической температурой равна [c.439]

При f = 1,98 точка торможения оказывается на оси х. Это значение к находится из условия и = 0 при а = г = 0. Ви>февое образование перегораживает центральную часть течения, и поток обтекает эту преграду с внешней стороны. При к = 2L = 1,98, х = г = 0 величина drfdx для линий тока ip = 0 равна 0, Ъ1у/2- ЗбМ/к = 3,93. В процессе дальнейшего уменьшения величины к точка торможения, в соответствии с (3.65), разделяется на две, и при г = 0 координаты х этих точек стремятся к -00 и оо при к — 0. [c.210]

Уравнение теплосодержания объясняет следующий весьма интересный факт. При течении газа возле твердой поверхности йез теплообмена температура последней близка к температуре торможения в газе. Дело в том, что в связп с вязкостью газа возле твердой стенки всегда образуется тонкий пограничный слои, в котором скорость газа относительно стенки меняется от величины, равной скорости обтекающего потока, до нуля (на стенке). Но раз частицы газа непосредственно возле стенки затормаживаются, то при отсутствии теплообмена температура на стенке должна быть равна темлературе торможения. Так, например, в рабочей части аэродинамической трубы сверхзвуковых скоростей (рис. 1.3), где скорость газа очень велика, его температура Гр ч должна быть значительно ниже, чем в предкамере, из которой покоящийся газ (Го) поступает в трубу. Например, при скорости в рабочей части Wp., = 600 м/с и температуре торможения в предкамере Гц = Го = 300 К получается температура в потоке [c.20]

Нужно отметить, что истинное давление, которое получается при торможении струи газа, может существенно отличаться от полного давления, определенного но формуле (68). Объясняется это тем, что в действительности торможение струи часто протекает не по идеальной адиабате, а с более или менее существенными гидравлическими потерями. Например, в диффузоре при дозвуковом течении газа уменьшение скорости обычно сопровождается вихреобразованиями, вносящими значительные сопротивления в газовый поток. При торможении сверхзвукового потока почти всегда образуются ударные волны, дающие специфическое волновое сопротивление. Итак, действительное давление в за-торможенно11 струе газа обычно ниже полного давления набегающей струи. [c.32]

На применении уравнения Бернулли основан пневматический способ определения скорости потока, который состоит в том, что в поток вводится насадок (рис. 1.5), состоящий из двух трубок. Открытое отверстие одной из этих трубок (i) размещается в носовой части насадка (перпендикулярно к потоку), а отверстия второй трубки (2) расположены в боковой поверхности насадка (вдоль потока) при дозвуковой скорости замедление струи газа от встречи с насадком проходит 6ei3 каких-либо потерь, так как трение и вихреобраэование возникают уже на боковой поверхности насадка, т. е. после того, как струя минует область своего полного торможения, размещающуюся перед самым носиком насадка. По этой причине в первой трубке создается давление, почти в точности равное полному давлению набегающего потока во второй трубке, если ее входное отверстие достаточно удалено от носика, устанавливается давление, близкое к статическому давлению потока. Трубки J и 2 сообщаются с манометром, измеряющим давление. Отношение измеренных давлений [c.33]

Случай, когда образуется прямой скачок, является напболео простым, так как при этом сразу получается дозвуковое течение. После косого скачка поток замедляется, но, как мы видели, может оставаться сверхзвуковым. В таком случае последующее торможение должно сопровождаться вторым скачком, который может быть как прямым, так и косым. В последнем случае может понадобиться еще один скачок. Итак, полное торможение сверхзвукового потока требует либо одного прямого скачка, либо системы из нескольких косых скачков, обычно завершаемой слабым прямым скачком. Можно представить себе такую систему скачков, в которой потери меньше, нежели в одном прямом скачке ). [c.137]

Пример 1. В сечении 1 дозвуковой части идеального сопла Лаваля и. шестны давление в потоке pi = 16-10 Н/м , температура торможения Т = 400 К, приведенная скорость Xi = 0,6. Требуется определить приведенную скорость Хз и давление газа в сечении 2, где температура Гз равна 273 К. [c.235]

Здесь р = ОдРк— полное давленые во входном сечении диффузора (за системой скачков) Тд= Т — температура торможения во входном сечении диффузора, равная температуре торможения в набегаюш ем невозмущенном потоке fвх = Кр — площадь входного сечения диффузора. [c.471]

Величина адиабатной температуры стенки зависит от результирующего эффекта двух параллельно протекающих процессов выделения теплоты, обусловленное торможением газа в пограничном слое, которое вызвано силами вязкости отвода теплоты в поток, который осуществляется в основном путем теплопроводности благодаря температурному градиенту в пограничном слое. При Рг = 1 эти эффекты уравновешиваются и г = 1, а, = Т). При Рг < 1 коэффициент восстановления те1мпературы также меньше единш1ы. [c.377]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...