След аэродинамический

След аэродинамический 122 Слой пограничный 10, 121 Сопло 343 [c.354]

В результате получаем следующие аэродинамические характеристики [c.70]

Соответственно мы приходим к следующим аэродинамическим характеристикам [c.72]

Куном проведено сопоставление затрат материалов на создание воздухонагревателя типа газовзвесь и обычного регенератора для мартеновских печей на 3 и 90 г, а также каупера домны. Показано, что во всех случаях затраты шамота, кирпича, бетона, металла более чем на порядок уменьшаются при переходе к теплообменникам типа газовзвесь . При этом отмечается небольшая тепловая инерция аппарата и возможность быстрого его разогрева. Следует отметить, что по опытным данным Л. Купа коэффициент аэродинамического торможения насадки k в среднем составлял 0,7. [c.373]

В некоторых случаях, чтобы воспроизвести истинные условия обтекания отдельных деталей того или иного объекта, испытуемых в аэродинамических (гидродинамических) трубах или иа специальных стендах, требуются профили скорости специальной формы. (Например, при испытании отдельных элементов электрофильтров, батарейных циклонов, котлов, гребных винтов, помещаемых в вихревом следе за судном, н т. д.). Необходимые профили скорости в этом случае могут быть также созданы с помощью решеток, но специальных форм. [c.11]

R чМо совпадают, эквивалентны. Отсюда следует, что для задания (или определения) любой системы сил, действующих на твердое тело, достаточно задать (определить) ее главный вектор и главный момент относительно некоторого центра, т. е. шесть величин, входящих в левые части равенств (49) и (50) [в случае рассмотренной, в 15 плоской системы сил — три величины, входящие в равенства (27)]. Этим нередко пользуются на практике, например, при задании (определении) аэродинамических сил, действующих на самолет, ракету, автомобиль, или при определении внутренних усилий в частях конструкции (см. задачу 26 в 20). [c.77]

Из уравнений (2.88) получаем следующую систему уравнений равновесия гибкой-ленты с учетом сил веса и силы аэродинамического сопротивления ql [c.51]

Аналогичный результат был получен и в статике прямой подстановкой всех величин в A . Окончательно получаем следующие выражения для проекции аэродинамической силы лобового сопротивления, действующей на движущийся стержень [c.237]

При исследовании нелинейных колебаний следует, аналогично силам лобового сопротивления, из выражений (8.16) вычесть соответствующие статические составляющие, что дает следующие выражения для проекций касательной аэродинамической силы на неподвижные оси (7, ) = [c.238]

Уравнения изгибно-крутильных колебаний прямолинейных стержней. В 7.1 были получены уравнения (7.49) свободных изгибно-крутильных колебаний прямолинейного стержня переменного сечения, имеющего ось симметрии (рис. 8.6) для случая, когда линия центров тяжести сечений не совпадает с линией центров жесткости. С учетом аэродинамических сил (8.64), (8.65) имеем следующие уравнения [c.254]

Для того чтобы в рабочей части (р. ч.) аэродинамической трубы получилась нужная сверхзвуковая скорость (Мд), скачок уплотнения следует поместить в конце рабочей части. За скачком (в сужающемся канале диффузора) дозвуковой поток ускоряется и только в горле диффузора скорость вновь становится критической. За горлом диффузора образуется дополнительная сверхзвуковая зона, завершаемая скачком, интенсивность которого тем больше, чем сильнее разрежение, создаваемое эксгаустером трубы. [c.489]

Из (42) и (43) следует, что для выхода аэродинамической трубы на заданное значение сверхзвуковой скорости относительное сечение горла диффузора должно быть не меньше следующей величины [c.490]

Из этих выражений для составляющих сил давления следует, что в потенциальном потоке несжимаемой жидкости величина равнодействующей всех аэродинамических сил, приложенных к профилю в решетке, равна произведению плотности жидкости на величину геометрической полусуммы скоростей и на значение циркуляции вокруг профиля [c.11]

При малых углах атаки коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх связаны с коэффициентом полной аэродинамической силы следующим образом [c.115]

Определяя аэродинамические силы, которые возникают на единичной площадке тела при свободно-молекулярном обтекании, следует иметь в виду, что проекция аэродинамической силы равна разности проекций на ту же ось количеств движения секундной массы молекул, падающих на площадку и отраженных от нее. [c.156]

В данном случае, наряду с пристенным пограничным слоем, образуется пограничный слой другого типа — гидродинамический (или аэродинамический) след ГС. Это область за обтекаемым телом, где еще заметно сохраняется неравномерное распределение скоростей, вызванное тормозящим влиянием твердой поверхности. По мере удаления от тела вниз по течению благодаря действию сил вязкости скорости выравниваются и границы между гидродинамическим следом и внешним потоком расширяются. [c.326]

Отсюда следует, что для осуществления пересчета аэродинамических коэффициентов сил и моментов из скоростной в связанную систему координат (и наоборот) требуются два угла — угол атаки а и угол скольжения р. [c.21]

При малых скоростях движения газа изменение давления в потоке незначительно, поэтому плотность изменяется мало и влияние сжимаемости невелико. Вследствие этого при скоростях до 70—80 м/с можно рассчитывать давление в потоке газа так, как для несжимаемого газа. Но в увеличением скорости ошибка в расчетах по формулам для несжимаемой жидкости возрастает. Например, при скорости полета V = 68 м/с ошибка в определении плотности составляет 2%, а при V = = 270 м/с она уже равна 35%. Поэтому при больших скоростях, аэродинамических расчетах следует пользоваться соответствующими зависимостями для сжимаемой жидкости. [c.34]

Следует отметить, что результаты, полученные в аэродинамике малых скоростей, в частности в предположении течения несжимаемой жидкости, имеют не только самостоятельное значение, но и используются в аэродинамических исследованиях при больших скоростях движения. [c.161]

Для определения аэродинамических коэффициентов тонкого профиля, обтекаемого несжимаемым потоком, следует воспользоваться зависимостями, которые приведены в [19]. Коэффициенты подъемной силы и момента соответственно равны [c.163]

Замечательно, что первые высказывания древних философов иа этот счет относятся к движению тел, а не к равновесию их. Сравнительная медленность движений, наблюдавшихся в то время, при полном отсутствии правильных представлений об инертности тел и движении по инерции (материя косна, всякое движение поддерживается силой и прекращается после ее исчезновения), не позволили древним обнаружить основное гидроаэродинамическое явление — сопротивление воды и воздуха движущимся в них телам. Наоборот, практика использования ветра для приведения в движение парусных кораблей, точно 1ак же как и применение весел для той же цели в безветрие, наталкивали наблюдателя на мысль о движущей роли воздуха и воды. Не удивителыш поэтому, что в известном трактате Физика великого античного философа Аристотеля (384—322 гг. до н. н. э.), где можно найти первые в истории науки следы аэродинамических идей, выска- >.ывается утверждение о пропульсивном, как мы сейчас говорим, т. е. двигательном действии воздуха на метательный снаряд. По воззрениям того времени снаряд не мог двигаться сам, без непрерывного приложения к нему силы. Аристотель находит источник этой силы в действии на снаряд воздуха, смыкающегося за снарядом и толкающего его вперед. Вместе с тем Аристотель ничего не говорит о направленном против движения действии воздуха на лобовую часть — сопротивлении снаряда. Пройдет много веков и Ньютон создаст теорию сопротивления, основанную на ударном действии частиц воздуха на лобовую часть обтекаемого тела, но при этом не будет учитывать указанную Аристотелем силу, действующую на кормовую часть тела, и только в середине XVIII в. Даламбер соединит эти две силы и придет к поразившему в свое время умы парадоксу об отсутствии сопротивления в идеальной жидкости. В свете этого исторического факта можно правильно оценить глубину идей Аристотеля, как бы они ни казались нам в настоящее время односторонними и далекими от действительности. [c.18]

СЛЕД АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ, область подторможённой жидкости (газа), возникающая за обтекаемым телом и существующая на нек-ром протяжении. [c.696]

Из 1рассмотрения (4-59) следует, что для прямотока при Ргт>3,7-10-2 Ка=11, т. е. сила аэродинамического перемещения частиц на порядок выше сил их вза 1Модей-ствия со стенками канала. Поэтому последними можно пренебречь, в частности, при определении относительной предельной скорости Оо.пр—г в- При Ргт<1,95-10- рассматриваемые силы соизмеримы и их учет необходим. [c.136]

При этом скорость СЛОЯ, обеспечивающую движение в режиме плотного слоя, следует проверить по критическому числу Фруда Ргкр (гл. 9), а потерю давления можно рассчитывать по данным, приведенным в гл. 9. Диаметры теплообменных камер зависят от выбора величины скорости газа. Для камер типа слой эта величина в основном ограничивается допустимым аэродинамическим сопротивлением. Для прямоточных аппаратов типа газовзвесь скорость газа ограничена условиями беззавальной работы, а в противоточных — коэффициентом аэродинамического торможения А = у/ув, который должен быть из-за опасности уноса частиц меньше еди- [c.363]

Выводы о характере течений газа в трубах переменного сечения нашли применение в конструкциях сопел современных реактивных двигалелей и аэродинамических труб больших скоростей. Для получения больших сверхзвуковых скоростей выходящего из сопла газа следует сначала сопло сужать, чгобы получить звуковую скорость газа в узком сечении сопла, а затем сопло надо расширять для дальнейшего увеличения скорости выходящего из него газа (рис. 180). Наибольшая скоросгь, которая можег бьггь получена па выходе из сопла, зависит от плон],ади выходного сечения и должна обеспечиваться необходимым для каждой скоросги давлением на входе в сопло. [c.592]

Сложной проблемой является теплозащита от аэродинамического нагрева при приземлении орбитальных самолетов многоразового действия. Важную роль в конструкциях теплозащиты играют покрытия с высокой излучательной способностью. Одним из наиболее подходящих для этих целей покрытий является вязкое тугоплавкое стекло, наносимое обычным методом эмалирования и самовосстанавливающееся при высоких температурах. К таким покрытиям следует отнести покрытие на основе системы 2гВг—51С. Степень черноты покрытия порядка 0,85—0,80 оно сохраняет работоспособность по данным фирмы Дженерал Электрик до температуры 2000°С [ИЗ]. Покрытие может быть использовано для увеличения излучательной способности неметаллической теплозащиты, выполненной из пиролитического графитового [c.207]

Для стержня круглого сечения при обтекании его потоком аэродинамический момент [Хахз не возникает, а аэродинамические коэффициенты с и l в определенных интервалах изменения числа Рейнольдса сохраняют постоянные значения [5, 6, 7]. При обтекании стержня некруглого поперечного сечения (рис. 6.9) при произвольной ориентировке одной из главных осей инерции сечения относительно направления вектора скорости потока vo возникают кроме сил q и Ql и аэродинамические моменты Ца- Из экспериментальных исследований обтекания стержней следует, что вектор fia может быть представлен в виде [c.239]

Данная задача была решена для следующих числовых значений параметров, входящих в выражения для безразмерных проекций аэродинамических сил сп = 1 i = 0,l /=200 см р=10-б d=10 M = 2-10 кг-см-2 [c.243]

Аэродинамические силы, действующие на прямолинейный стержень (крыло) (рис. 8.6), прима-лых колебаниях в потоке могут быть определены теоретически при квазистационарном процессе обтекания стержня [16]. В результате получаются следующие выражения для аэродннамиче- [c.251]

При рассмотрении условий равновесия момегггов сил следует выбрать оси, проходящие через центр тяжести самолета. Чтобы обеспечить равновесие моментов, при проектировании самолета стремятся прежде всего к тому, чтобы момент каждой из действующих сил от1юсптельно центра тяжести в отдельности по возможности был близок к нулю (для силы тяготения это получается само собой). Далее, ось винта располагают так, чтобы она проходила через центр тяжести и чтобы момент силы тяги относительно центра тяжести был равен нулю. Наконец, при выборе положения крыльев стремятся к тому, чтобы равнодействующая аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления) проходила через центр тяжести самолета. (Конечно, совершенно точно этого сделать нельзя, но, как будет видно из дальнейшего, это и не требуетс51.) Из сказанного ясно, какое значение имеет положение центра тяжести самолета или центровка самолета. [c.570]

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]

Величины относительной площади горла диффузора / г,д(Мн), необходимой для запуска последнего, и относительной площади горла сопла Fr. l a) = Pr.JPa при к = 1,4 приведены па рис, 8.61. Интересно отметить, что число Маха в горле диффузора Мг д, нужное для проскока сквозь него прямого скачка уплотнения (до суя еш1я горла диффузора), составляет около 0,875 от значения числа Маха в набегающем потоке Мн (для Мн = 1,5—5 при /с = 1,4). Описанные особенности запуска диффузора аэродинамической трубы относятся и к запуску входного диффузора двигателя. Для того чтобы, переходя от малых скоростей полета к расчетной скорости, осуществить расчетную систему скачков, следует при малых скоростях горло диффузора расширить (или лишнюю часть воздуха перепустить перед горлом наружу), а по выходе на расчетную скорость сузить горло (до расчетного размера) или прекратить перепуск воздуха (прикрыть отверстие для перепуска). Без этого запуск сверхзвукового диффузора на расчетный режим невозможен. [c.491]

Из полученного соотношеипя следует, что интенсивность воздухообмена прямо пропорциональна скорости ветра и корню квадратному из алгебраической суммы аэродинамических коэффици( Нтов в обоих отверстиях. [c.291]

В аэродинамической трубе (рис. 17.6) определению подлежат следующие параметры воздушного потока средняя скорость, степень турбулентности, температура и ее пульсации, давление потока и его пульсации, координаты установки измерительных датчиков. Для построения распределения этих параметров по объему трубы часть датчиков размещена неподвижно в трубе, часть датчиков вынесена на подвижную траверсу, с помощью которой осуществляется сканирование рабочего объема трубы как в продольном, так и в поперечном направлениях. Алгорч(гм работы системы сбора данных определяется программой проведения эксперимента. [c.350]

Область II является переходной от аэродинамического внедрения к кратерному. Тело в процессе внедрения деформируется, но остается компактным. Глубина внедрения меньше, чем при аэродинамическом внедрении. При небольших скоростях внедрения диаметр кратера равен диаметру деформированного внедряющегося тела, при больших скоростях внедрения наблюдается увеличение размеров кратера вследствие инерционного движения частиц преграды. Такое внедрение происхоит при следующем условии [c.161]

Изучение состояния преграды в области внедрения сводится к определению давления среды на поверхность внедряющегося тела и характеристик напряженно-деформированного состояния среды в пограничном слое. Исследование проводится в цилиндрических координатах г, 9, 2 при следующих предположениях а) материал преграды идеально пластический с характеристикой о., д-, б) внедряющееся тело абсолютно жесткое, причем геометрическая форма при аэродинамическом и переходном внедрении известна, при кратерном внедрении форма тела сферическая в) сопротивление преграды внедрению можно представить в виде совокупности двух составляющих собственного сопротивления Одод и динамического сопротивления Один- [c.162]

Следует отметить, что непосредственное определение комплексного потенциала потока представляет значительные сложности. Поэтому во многих задачах комплексный потенциал находят косвенным путем с помощью метода конформных преобразований, имеющих большое значение в теории крыла, обтекаемого плоскопараллельпым потоком невязкой жидкости. Используя этот метод, можно определить геометрические и аэродинамические характеристики профилей, получаемых конформным отображением круга с помощью специально подобранных для этого отображающих функций. Для понимания сущности этого преобразования здесь даны задачи на отображение круга в отрезок и отрезка в окружность. [c.161]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...