Труба аэродинамическая натурная

В аэродинамической трубе переменной плотности испытывается модель крыла с хордой = 150 мм. Скорость воздушного потока в трубе У = 25 м/с, а температура воздуха Т = 303 К. Определите, при каком давлении надо проводить испытания, чтобы обеспечить аэродинамическое подобие по числу Re. Натурное крыло имеет хорду = 1,2 м, а скорость его движения У = 90 м/с. [c.75]

Для моделирования сопротивления при посадке самолета изготовлена его модель, уменьшенная в три раза. Определите скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы в предположении, что лобовое сопротивление обусловлено в основном трением, а посадочная скорость натурного самолета К = 45 м/с. [c.76]

Проектируемая ракета в виде тела вращения имеет скорость К. =-= 1000 м/с на высоте // = 10 км. Определите параметры воздушного потока в закрытой рабочей части сверхзвуковой трубы, обеспечивающие аэродинамическое подобие по силам сопротивления трения и силам, вызванным влиянием сжимаемости, натурной ракеты и ее модели, уменьшенной в 20 раз. Температура воздуха в форкамере аэродинамической трубы = 288 К. [c.76]

Рис. И. Фото натурной аэродинамической трубы.

При проведении данного исследования целесообразно было использовать метод локального теплового моделирования. В связи с этим на рабочем участке аэродинамической трубы устанавливалась не модель пучка с измененными в принятом масштабе геометрическими характеристиками, а укороченный натурный пучок. Длина трубок в данном случае принципиального значения не имеет, так как устанавливаемый пучок можно рассматривать как вырезку с натурными по двум осям размерами. [c.177]

Закономерности теплообмена между профилем и обтекающей его средой исследовались в ряде работ 4, 8]. Подавляющее большинство экспериментальных исследований выполнялось на плоских решетках профилей, установленных в аэродинамических трубах с различной степенью предварительной подготовки потока. Приводимые некоторыми авторами данные о средней по профилю интенсивности теплообмена в условиях натурной турбины весьма противоречивы. Например, по данным работ [5, 6], зависимости, полученные при опытах в натурной турбине, хорошо согласуются с результатами исследований, проведенных на плоских решетках, а по данным работ [7, 9], в натурной турбине из-за повышенной степени турбулентности потока интенсивность теплоотдачи в 1,4—2,0 раза выше, чем в плоской решетке профилей, продуваемых в аэродинамической трубе. [c.61]

В опытах, проведенных в 1966 г., степень турбулентности потока в обеих установках не измерялась, однако есть все основания полагать, что в воздушной турбине она близка по своему значению к величинам, характерным для натурных турбомашин, а в аэродинамической трубе — к величинам, характерным для лабораторных установок такого рода. [c.62]

Протяженность участков, занятых ламинарным и переходным пограничными слоями, на сопловой лопатке натурной турбины заметно меньше, чем при продувке в аэродинамической трубе. Полностью турбулентное обтекание профиля в проведенных опытах не наблюдалось. [c.70]

Потребная мощность мотора компрессора (62.5) пропорциональна произведению МР . Пропорциональность мощности квадрату числа Р есть основная причина того, что в аэродинамических трубах соблюдение подобия по Р часто не представляется возможным. В установках для исследования решеток с высокими числами М в области слабой зависимости характеристик потока от числа Р целесообразно задавать Р меньше натурного, так как это значительно уменьшает величину N. Из выражения (62.5) очевидна также возможность уменьшения М, при прочих равных условиях, путем применения (в замкнутой системе) газов с большим молекулярным весом и, соответственно, малой величиной газовой постоянной R. По тем же соображениям целесообразно также увеличивать давление р и, в особенности, уменьшать температуру Т ). Наконец, весьма существенным является повышение коэффициента аэродинамического качества установки р. В некоторых аэродинамических трубах, имеющих диффузор за рабочей частью, этот коэффициент достигает 3. В известных установках для исследования решеток, по крайней мере до 1949 г., диффузор не применялся и коэффициент р был меньше 1. [c.481]

Несмотря на высокий уровень развития теории и численных методов аэроупругости, на практике в ряде случаев наблюдаются заметные расхождения между результатами расчетов и экспериментов, проводимых G упругими моделями и натурными конструкциями. Это обстоятельство подчеркивает важность моделирования явлений аэроупругости в аэродинамических трубах [48]. [c.194]

Интерес к динамически подобным движениям жидкости возникает еще и из стремления исследовать течения со сложными граничными условиями при помощи экспериментов яа геометрически подобной системе, отличающейся от исходной (натурной) только размером. Чаще всего целесообразно проводить эти исследования на системе меньшего масштаба, называемой моделью. Так, модели частей самолета или ракеты испытываются в аэродинамических трубах. С целью определения влияния предлагаемых изменений на поведение натуры создаются модели рек или эстуариев. В этих примерах 148 [c.148]

Кроме стендовых проводятся и другие виды испытаний по определению прочностных характеристик материалов, определению напряжений при помощи различных моделей из оптического активного материала, ресурсные испытания и испытания в условиях реальной эксплуатации. Испытания выполняются различными способами без вращения винтов на специальных стендах в лаборатории, на стендах с вращением — специальных башнях или винтовых приборах на базе натурного вертолета, в аэродинамических трубах. [c.29]

Испытания по флаттеру винта производятся на моделях в аэродинамических трубах, обязательно на натурном вертолете в наземных условиях при раскрутках НВ. [c.30]

Сравнение результатов расчетов по этой формуле с экспериментальными данными различных авторов [30] (25 результатов) при различных углах конуса, отношениях радиуса притупления к радиусу миделя, числах Рейнольдса и Маха показали удовлетворительное согласование расчетных и экспериментальных данных. В табл. 6.4 представлены отдельные результаты. В большинстве этих работ донное давление определено в натурном эксперименте, а не в аэродинамических трубах, где существенное влияние на донное давление оказывают неравномерность потока, наличие державки и другие факторы, искажающие измеряемые параметры. [c.137]

В экспериментах, проводимых в аэродинамических трубах на моделях, величины д и г для трубы и для модели будут меньше, чем те же величины для натурного объекта, в то время как коэффициент вязкости V будет одинаковым в обоих случаях. Это приводит к необходимости применять аэродинамические трубы, работающие на сжатом воздухе, для того чтобы можно было уменьшить величину V = ц/д за счет повышения д. [c.561]

Фпг. 233. Натурная аэродинамическая труба. [c.587]

ПЛОСКОСТИ, перпендикулярной к потоку) составляет 8000 л. с. В этой трубе можно испытывать модели самолетов с размахом крыльев до 14 м при этом числа Рейнольдса опыта могут достигать значения 7 10 (а для моделей дирижаблей—значения 21 10 ). Помещенная здесь фотография (фиг. 234) дает представление о размерах этой трубы и испытываемых в ней моделей. Другая натурная аэродинамическая труба (более поздняя, по времени ее постройки) имеет поперечное сечение рабочей части с [c.588]

Фпг. 234. Испытание самолета с мотором в натурной аэродинамической трубе. [c.588]

Широко известным приемом моделирования турбулентных потоков является использование свойства автомодельности при больших числах Рейнольдса. Числа Рейнольдса для моделей, продуваемых в аэродинамических трубах, обычно меньше натурных. Однако это может не быть серьезным ограничением, поскольку, начиная с некоторого значения числа Рейнольдса, основные параметры воздушного потока остаются практически постоянными. [c.261]

При измерениях в аэродинамической трубе важную роль играет относительная величина продольных пульсаций знание этой величины необходимо для возможности переноса на натурный объект результатов, полученных для модели в трубе, а также для сравнения результатов, полученных в разных трубах. О том, что переход ламинарной формы течения в турбулентную сильно зависит от величины пульсационной скорости, было сказано уже в 4 главы XVI. Величина средней пульсационной скорости в аэродинамической трубе определяется, очевидно, размером ячеек в решетках и сетках, установленных в трубе для выравнивания и успокоения потока воздуха. На некотором расстоянии позади сеток существует так называемая изотропная турбулентность, т. е. такое турбулентное течение, в котором средняя пульсационная скорость одинакова во всех трех координатных направлениях. Следовательно, при изотропной турбулентности [c.515]

В 90-х годах прошлого века зарождается новый метод экспериментального исследования силового воздействия потока воздуха на обтекаемые тела —. метод испытаний в аэродинамических трубах, ставший ныне важнейшим методом исследований не только моделей самолетов и отдельных его частей, но и натурных самолетов и крыльев, фюзеляжей и т. д. [c.11]

Аэродинамическая сила, момент или тепловой поток от газа к поверхности являются результатом воздействия на тело движущегося газа, в котором одновременно протекают самые различные процессы трение, сжатие (или расширение), нагрев, изменение физических свойств и др. Поэтому надо стремиться к удовлетворению максимального количества критериев подобия. Например, целесообразно, чтобы одновременно сохранялись равенства чисел Рейнольдса и Маха натурного и модельного потоков, т. е. Не1 = Нег н М1 = Мг. Это особенно важно при исследовании аэродинамических сил, которые для тел с большой поверхностью могут слагаться из равноценных составляющих, зависящих от трения и давления, обусловленного сжимаемостью. Выполнение указанного условия может быть обеспечено при проведении экспериментов в аэродинамических трубах переменной плоскости. Если испытания проводятся в потоке газа, скорость звука в котором такая же, как в натурном потоке (02= 1), то из условия равенства чисел Маха следует, что 2 = 1- Имея это в виду и используя равенство Не1 = Нег, или, что то же самое, VlP Ll/ ll, получим условие [c.141]

Вскоре была создана модель СК-10 , проведены ее продувки в аэродинамической трубе, началось изготовление отдельных узлов натурного образца. Но постройка его в целом приостановилась в связи с отработкой ракетоплана РП-318-1 , которая велась при постоянном и непосредственном участии Королева, готовившегося совершить первые полеты на ракетоплане-лаборатории с работающим ЖРД. [c.275]

Натурная модель Та 183 в аэродинамической трубе, конец 1944 года [c.179]

Из результатов экспериментов, полученных в различных аэродинамических лабораториях, следовало, что опытные данные для геометрических подобных моделей необходимо сравнивать при одних и тех же значениях числа Рейнольдса. Кроме того, переход от опытных данных для модели к натурным условиям также должен осуществляться при соблюдении подобия по числу Рейнольдса. Последнее условие было особенно важно, так как при проектировании самолетов стали все шире пользоваться результатами продувок моделей конструкций в целом и их элементов в аэродинамических трубах (например, при создании гидросамолетов Д. П. Григоровича и тяжелого самолета В. А. Слесарева в России, аэродинамическом расчете Л. Прандтлем самолетов в Германии, проектировании самолетов Г. Эйфелем во Франции [51—53]). [c.289]

Подробное изучение работы контактных зкономайзеров проводится в СССР по трем направлениям в течение уже 30 лет 1) исследование наиболее важных вопросов работы экономайзеров, например тепломассообмена в контактной камере, возможной глубины охлаждения газов и предельной температуры воды при контакте ее с дымовыми газами, изменения качества воды, аэродинамического сопротивления насадочного слоя на специально создаваемых лабораторных, опытных и опытно-промышленных установках 2) испытание промышленных установок в натурных условиях в период пусконаладочных работ 3) изучение эксплуатационных показателей промышленных установок с целью определить влияние обработки воды на ее качество и коррозионную активность по всему водяному тракту, на эффективность применяемой антикоррозионной защиты, а также влияние выпадения влаги по газовому тракту, позволяющее определить долговечность газоходов и дымовой трубы, среднегодовые эксплуатационные теплотехнические и экономические показатели. [c.53]

Учитывая, что все теплообменные элементы регенератора находятся в одинаковых условиях, поставленную задачу целесообразно было решать методом локального теплового моделирования, т. е. проводить исследование на единичной оребренной трубке. Приведенная на рис. 5-22 установка представляет собой разомкнутую аэродинамическую трубу, воздух в которую подавался вентилятором высокого давления, обеспечивавшим изменение скоростей в пределах 5—30 м1сек. Сребренная трубка являлась одновременно электрокалориметром. Длина оребренных трубок в опытах менялась от 250 до 1100 мм. Роль трубы большого диаметра, в которую в натурном регенераторе вставляется сребренная труба, в данном случае выполняли специальные вставки в аэродинамическую трубу. На входе и на выходе из элемента создавались равномерные температурные поля с помощью перемешивающей поток крыльчатки. Для определения средней температуры стенки экспериментальной оребренной трубки устанавливалось от 10 (трубка длиной 250 мм) до 20 (трубка длиной 1100 мм) термопар. При этом 40% горячих спаев термопар впаивались под ребра, а 60% — между ребрами. [c.194]

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ — беи-размерные величины, характеризующие аэродинамические силу и момент, действующие на тело, движущееся в жидкой или газообразной среде. В аэродинамике цель моделирования — определение А. к. при испытании в аэродинамических трубах и др. эксперим. установках моделей, геометрически подобных натурным объектам. Если в модольных и натурных условиях критерии аэродинамич. подобия Маха число М, Рейнольдса число Re, Струхаля число, Sh и др.) одинаковы, а также соблюдается кинематич. подобие, то. значения А. к. модели и натуры будут равны. А. к., как и их проекции на оси координат, не зависят от размерных физ. свойств среды и размеров тола, а зависят лишь от его формы, ориентации и безразмерных критериев a jpo-динамич. подобия, отношения уд. теплоемкостей среды к—Ср су п др. Это позволяет определять нагрузки, действующие на натурный объект, но результатам модельных исследований, А. к. аэродинамич. силы И т аэродинамич. момента М соответственно раьны [c.164]

Напр., установившееся обтекание тела произвольной формы (самолёт, подводная лодка) потоком несжимаемой вязкой жидкости определяется (при скоростях, не близких к скорости звука) характерным размером тела I, скоростью у неаозмущённого потока далеко впереди тела и кинематич. коэффициентом вязкости жидкости V. Т. к. в системе СИ V измеряется в л1 /с, т. е. его размерность выражается через размерности I и у, то из трёх размерностей определяющих параметров м, м/с, м с лишь две независимые. Т. о., в = 3, А = 2, в — А = 1, т. е. имеется лишь один безразмерный критерий подобия — Рейнольдса число Яе — иИ. Все безразмерные параметры, характеризующие обтекание тела, являются ф-циями этого критерия, напр. безразмерные аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления С а и подъёмной силы Су . Если эти коэф. определяются путём испытания моделей в аэро-динамич. трубах или гидротрубах, то необходимо, чтобы величина Яе при испытаниях модели, геометрически подобной натурному объекту, была такой же, как при движении натурного объекта. [c.669]

Однако в реальном газе сечения столкновений уменьшаются при увеличении относительной скорости молекул. Очевидно, что сопоставимые данные можно получить только в том случае, если сечение столкновения модельных молекул-шаров принять равным действительному сечению при столкновениях отраженных и набегающих молекул, а переход к параметрам набегающего потока производить в обоих случаях в соответствии с реальным законом изменения взаимодействия молекул. При этом надо иметь в виду, что для одного и того же газа переход к параметрам набегающего потока в условиях трубного эксперимента (особенно в гиперзвуковых трубах) и в натурных условиях может оказаться различным, Как уже отмечалось в 6.6, в аэродинамических трубах при больших числах Маха температура набегающего потока часто много ниже температуры набегающего потока в условиях натурного полета при тех же числах Маха. В соответствии с этим и относительные скорости молекул в набегающем потоке в трубных условиях много меньше, чем в натуре. Но при меньших относительных скоростях сечение столкновений изменяется. гораздо быстрее при изменении относительной скорости сталкивающихся молекул, Чем при больших относительных скоростях. В результате, например, может оказаться, что в условиях аэродинамической трубы молекулы ведут себя подобно максвелловским молекулам, В то время как в условиях натурного полета их сечение изменяется мало и, следовательно, их поведение удовлетворительно аппроксимируется молекулами-шарами. Поэтому расчет, проведенный для молекул-шаров при определенных числах Маха и Кнудсена, будет согласовываться с результатами натурных исследований при тех же числах Маха и Кнудсена, в то время как этот же расчет соответствует трубным испытаниям при другом числе Кнудсена набегающего потока. [c.413]

Экспериментальные данные о нестационарных аэродинамических характеристиках тонких затупленных конусов указывают на сильное влияние при гиперзвуковых скоростях обтекания вязких эффектов, связанных с наличием на поверхности тел пограничного слоя, тепломассообмена и перехода ламинарного режима обтекания в турбулентный. В ходе натурных испыганий были зарегистрированы режимы динамической неустойчивости ЛА, что могло быть проявлением дестабилизирующих факторов, связанных с нестационарным пограничным слоем или переходом ламинарного режима обтекания в турбулентный. На это бьшо обращено внимание и построена приближенная модель течения Ю.И. Файковым (1982 г). Поскольку перечисленные факторы плохо воспроизводятся при испытаниях моделей в аэродинамических трубах, важную роль приобретают расчетные методы. [c.6]

Уилбер (1867-1912) и Орвилл (1871-1948) Райт не были профессиональными учеными. Одпако опи были знакомы с практическими идеями в области аэродинамики, разработанными до пих различными исследователями, и, кроме замечательного таланта конструкторов, у них была возможность использовать эксперименты с моделями для своей натурной конструкции. Фактически для этой цели опи исиользо-вали простую и малогабаритную аэродинамическую трубу. Более того, опи выполнили почти тысячу полетов па планере. [c.33]

Можно прос.ледить по истории развития аэродинамических лабораторий весьма интенсивный рост размеров и мощности оборудования, обз словленный стремлением увеличить число Рейнольдса опыта. В настоящее время во многих странах имеются аэродинамические трубы, в которых можно испытывать небольшие самолеты в натуральную величину их иногда называют натурными трубами. Одна из таких труб изображена на фиг. 233 это—труба замкнутого типа, с открытой рабочей частью, овального поперечного сечения и с двумя обратными каналами. Размеры поперечного сечения рабочей части 18,3x9,15 л скорость потока в рабочей части достигает 53 лг/сек мощность силовых установок, приводящих в действие два вентилятора (расположенных в одной [c.587]

К. Вигхардт исследовал большое число отдельных элементов шероховатости, расположенных на гладкой поверхности. Измерения проводились в Гёттингенском институте в специальной аэродинамической трубе с четырехугольным поперечным сечением 140 X X 40 см и длиной 6 м. Все стенки трубы были гладкие, но в нижней стенке (1,4 X 6 м ) могла передвигаться вдоль трубы вставная прямоугольная планка размером 50 X 30 см с укрепленными на ней отдельными элементами шероховатости, подлежаш,ими исследованию. Измерение сопротивления производилось посредством аэродинамических весов. Разность сопротивлений вставной планки с элементом шероховатости и без него давала искомое дополнительное сопротивление АИ , вызванное элементом шероховатости. Это дополнительное сопротивление состоит в общем случае из двух частей, а именно из сопротивления формы элемента шероховатости и из сопротивления, возникаюш его вследствие изменения распределения скоростей, а вместе с тем и касательного напряжения в окрестности элемента шероховатости. Так, например, если элементом шероховатости является прямоугольная рейка, то позади нее возникает область возвратного течения, что и влечет за собой изменение распределения скоростей в окрестности рейки. Важным параметром, определяющим возможность переноса полученных экспериментальных результатов на натурные объекты, в данном случае — на корабли и самолеты, является отношение /с/б, т. е. отношение высоты элемента шероховатости к толщине пограничного слоя. Для изменения этого параметра в условиях опыта вставная планка с одним и тем же элементом шероховатости устанавливалась на различных расстояниях от входа в трубу. Далее, для возможности переноса экспериментальных результатов на натурные объекты важно ввести правильным образом составленный безразмерный коэффициент дополнительного сопротивления. К. Вигхардт взял для него следующее выражение [c.589]

По данным отечественной и зарубежной практики до 85 % основных характеристик новых моделей самолетов выявляются конструкторами задолго до первого полета, в процессе так называемых наземных испытаний. Это математическое, полунатурное и натурное моделирование, глубокие расчеты, всесторонняя проверка в лабораториях, аэродинамических трубах, на стендах, имитирующих работу систем, и т.п. Например, системы [c.77]

Предположим, что в аэродинамической трубе путем измерений получена сила лобового сопротивления, которая в соответствии с (1.3.5) равна Хм = Схч( м5м. Теперь выясним, когда можно использовать полученный результат для определения силы лобового сопротивления натурного тела в соответствии с формулой н=с н<7н5я, в которой коэффициент сопротивления Схн для этого тела является неизвестной величиной, а скоростной папор <7н и характерная площадь заданы. Разделив почленно формулы для Хп и Хм, получим [c.132]

Но требованию заместителя наркома авиационной промышленности по опытному самолетостроению Александра Яковлева планер самолета БИ был подготовлен к исследованиям в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Продувки БИ проводились под руководством Георгия Бюшгенса (через 45 лет он будет давать заключение по аэродинамике Бурана ). Сразу после завершения аэродинамических исследований начались летные испытания самолета БИ в планерном варианте на буксире за самолетом Пе-2 . [c.280]

После гибели Бахчиванджи недостроенные 40 самолетов БИ-ВС были демонтированы, но работы по этой теме продолжались еще некоторое время. С целью изучения возможности увеличения продолжительности полета ракетного истребителя-перехватчика типа БИ , составлявшего всего 2 минуты, в 1943-1944 годах рассматривалась модификация этого самолета с прямоточными воздушно-реактивными двигателями на концах крыла. На шестом экземпляре БИ-б установили такие двигатели. Самолет испытали в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101 весной 1944-го, но дальше этих экспериментов дело не пошло. [c.286]

Эти испытания выявили не вполне удовлетворительные характеристики устойчивости, и планер 302П отправили в ЦАГИ, где испытали в натурной аэродинамической трубе. [c.290]

ДЛЯ проведения предварительных испытаний и снятия летных характеристик на скорости до 500 км/ч в 1950 году на заводе при ОКБ построили деревянный планер 466 , по-вторяюгций по схеме самолет 486 . Начались его продувки в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Однако к этому времени стало очевидно, что применение ЖРД на боевых самолетах нецелесообразно, так как продолжительность полета слишком мала. Поэтому в июне 1951 году финансирование темы было прекрагцено. [c.319]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...