Торможение аэродинамическое

Таким образом, коэффициент торможения падения частиц во встречном потоке зависит от числа тормозящих элементов п, отношения скорости витания и скорости падения в вакууме, коэффициента аэродинамического торможения К и ряда факторов, суммарно учитываемых эмпирическим коэффициентом с. Согласно (3-20) и (3-24) определим, что [c.92]

Рис. 11-2. Зависимость габаритов теплообменной камеры типа газовзвесь эт коэффициента аэродинамического торможения и удельного веса насадки.

Средний коэффициент аэродинамического торможения Количество передаваемого тепла Сечение газовой камеры Сечение воздушной камеры Высота газовой камеры Высота воздушной камеры Суммарная высота теплообменника [c.370]

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]

Заметим, что, например, в аэродинамической трубе всегда известна именно температура торможения, т. е. температура всасываемого в трубу воздуха. [c.142]

В настоящее время имеется много материалов в виде таблиц и графиков [2, 21], с помощью которых можно определять параметры газа около заостренных конических тел без трудоемких вычислений. Многие летательные аппараты, совершающие полет с очень большими скоростями и подвергающиеся интенсивному аэродинамическому нагреву, имеют затупленные головные части. Расчету аэродинамических характеристик таких аппаратов посвящен ряд вопросов и задач, часть которых связана с использованием щироко распространенной теории ньютонова торможения. [c.475]

Используя теорию ньютонова торможения, рассчитайте аэродинамические коэффициенты конуса со сферическим затуплением, совершающего поступательное движение под углом атаки а = 15° со скоростью = 3000 м/с и одновременно вращающегося с угловой скоростью = [c.484]

Аэродинамические коэффициенты тел вращения при больших сверхзвуковых скоростях можно также рассчитать по теории ньютонова торможения. В соответствии с этой теорией коэффициент волнового сопротивления головной части тела, движущегося под углом атаки а = 0, [c.505]

Определение аэродинамических характеристик с учетом интерференции осуществляется для летательных аппаратов как плоской конфигурации (типа корпус — горизонтальное крыло ), так и плюс- или крестообразной формы в потоке без крена и при крене. При этом достаточно подробно изложены методы расчета распределения давления по корпусу и крылу (оперению) и суммарных аэродинамических коэффициентов. Такие расчеты даны с учетом сжимаемости потока, его скоса и торможения от впереди расположенных частей летательного аппарата. При этом принимается во внимание влияние У-образности крыла, его расположения вдоль корпуса и формы в плане, а также наличия развитого пограничного стоя. [c.593]

Тормозные устройства. В целях повышения аэродинамического сопротивления, необходимого для снижения скорости полета, могут применяться специальные устройства — тормозные щитки. На летательных аппаратах они размещаются у задней кромки крыла (рис. 1.12.11,а) или в хвостовой части корпуса (рис. 1.12.11,6). При этом большая сила сопротивления возникает вследствие отклонения щитков на значительные углы, близкие к 90°. К числу аэродинамических средств торможения относятся также металлические диски (рис. 1.12.11,в), надувные шары и парашюты, обычно применяемые на заключительной стадии торможения, которой предшествует торможение щитками или дисками (или совместно щитками и дисками). [c.109]

В том случае, если головная часть отличается от конической, расчет коэффициента торможения можно вести следующим образом. Вначале находится для заданной головной части по соответствующим аэродинамическим зависимостям коэффициент волнового сопротивления а затем, используя формулу [c.167]

Полученные результаты теории тонкого тела позволяют оценить лишь порядок величины производной, так как не учитывают целого ряда факторов, влияющих на аэродинамические характеристики реального органа управления. Учет влияния таких факторов, как торможение потока, наличие щелей и стреловидности оси вращения рулей, можно осуществить, написав вместо (3.3.5) формулу [c.264]

Определить скорость, плотность и температуру i сечении сопла аэродинамической трубы со статическим давлением 0,1361 МПа. Известны параметры торможения потока То 1060 К Ро = 5 МПа. Принять k = 1,4 = = 287 Дж/(кг-К). Указание. Использовать таблицы значений р/ро, р/ро, Т/Го идеального газа с k = 1,4, построенные для диапазона чисел М= О. .. 100 [8]. Фрагмент из [8] с большим шагом по М представлен в табл. 9.2. [c.91]

Если поток газа имеет высокую скорость (Л4>0,25), то неподвижный термопреобразователь будет показывать температуру, отличную от термодинамической температуры потока Тт из-за аэродинамического нагрева. Оценка этого влияния проводится с использованием коэффициента восстановления, связанного с температурой торможения Тс, равной [c.86]

В рабочую часть сверхзвуковых труб подается сжатый и сильно подогретый воздух с большими давлением и температурой торможения, соответствующими по условиям полного или частичного подобия большим скоростям полета. При больших значениях числа М в рабочей части трубы при дальнейшем торможении потока неизбежны большие потери полного давления. С помощью диффузоров и эжектора, действующего как компрессор или эксгаустер, с использованием запаса сжатого воздуха в баллонах, в аэродинамической трубе обеспечивается требуемый поток воздуха (рис. 57). [c.121]

Задача 11.17. Во время опытов в аэродинамической лаборатории трубка Пито показала статическое избыточное давление 65,7 кПа. В этих же условиях разность между давлением торможения и статическим давлением, замеренная по манометру, оказалась равной 14,6 кПа. Показание барометра 100 кПа и температура торможения Го =35 °С. [c.179]

Рассмотрим случай так называемого аэродинамического торможения в атмосфере, когда вся первоначальная энергия летящего со скоростью Vo тела затрачивается на преодоление сопротивления. Последнее складывается из сопротивления сил нормального давления Сх и сопротивления вязкого трения газа о поверхность с , причем конвективный тепло-перенос связан именно с с . [c.7]

Суммарное количество тепла Q , подведенное к поверхности тела во время аэродинамического торможения, оказывается связанным с начальной кинетической энергией тела следующим соотношением [c.7]

Рис. В-3. Характер зависимости от начальной скорости движения суммарного количества тепла Q, подведенного конвекцией при аэродинамическом торможении в атмосфере тел различной геометрической формы. Кривая А соответствует полному переходу кинетической энергии тела в тепловую.

Аэродинамический нагрев — нагрев поверхности тела, движущегося в воздухе со скоростями, существенно превышающими скорость звука. При столкновении тела с молекулами газа происходит постепенный переход кинетической энергии тела в тепловую энергию газа. В зависимости от формы тела большая часть тепла может выделиться либо в сжатом слое за ударной волной, либо непосредственно у поверхности тела в пограничном слое (см. введение). Максимальная температура, до которой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к так называемой температуре торможения. Уже при 368 скорости полета, втрое превышающей скорость звука, перепад [c.368]

Локальную температуру торможения в пограничном слое определяли из уравнения (1) после введения в измеренные значения температуры небольших поправок, учитывающих потери теплопроводностью и излучением. Коэффициент восстановления принимали постоянным и равным значению, полученному в невозмущенном потоке аэродинамической трубы. [c.402]

Реактивное торможение Аэродинами- ческое торможение Реактивное торможение Аэродинамическое торможение [c.334]

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]

Отличительной особенностью противотока по сравнению с восходящим и нисходящим прямотоком является более быстрое наступление квазиравномерного движения частиц. Другая принципиальная гидромеханическая особенность противотока видна при сравнении формул (2-60) и (2-61) для противотока в отличие от прямотока время пребывания частиц может быть значительно увеличено без изменения длины канала за счет приближения скорости газа к взвешивающей скорости, т. е. за счет приближения коэффициента аэродинамического торможения к единице kv—> , Тт—>оо. Для восходящего прямотока (пневмотранспорт) изменение скорости газа ограничено условиями беззавальной работы. Поэтому увеличение времени пребывания частиц—времени теплообмена и массопере-носа — в этом случае возможно лишь путем соответствующего наращивания высоты установки. [c.75]

Как отмечалось в гл. 2, 3, наличие в камере проти-воточной газовзвеси сетчатых закрылок и пр. приводит кроме аэродинамического к механическому торможению [c.171]

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]

Элькин Г. И., Гор бис 3, Р., О теплообмене в аэродинамически и механически торможенной кварцевой газовзвеси, сб. Тенло- и массоперенос , Госэнергоиздат, т. III, 1963. [c.417]

Определить, при каком законе (/ т = onst или F At, где Л = onst >0) изменения силы тяги расход топлива на участке торможения будет меньше. Полагать, что секундный расход топлива прямо пропорционален силе тяги, а g = 10 м/ Изменепи-esr массы спускаемого аппарата и действием на пего аэродинамических сил пренебречь. [c.116]

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]

Несмотря на это, как показывают опыты, температура стенки на всем протяжении аэродинамической трубы, включая рабочую часть, остается постоянной и приблизительно равной температуре торможения = Г = onst. [c.20]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Действительное обтекание характеризуется торможением потока перед оперением, которое необходимо учитывать при определении аэродинамических параметров. Степень такого торможения можно охарактеризовать средним коэффициентом торможения = qlq , где екорост-цой напор д — /грМ /2 находится по некоторой осредненной величине числа М1 возмущенного потока перед оперением. Полагая, что давления в возму- [c.166]

На рис. 6.2.2 представлены экспериментальные данные о давлении на сферической поверхности, полученные в результате исследования влияния струйного вдува воздуха из сферической модели в аэродинамической трубе при числе Mod = 2,5. Эти данные показывают, что воздействие струи проявляется в значительном снижении давления на обтекаемой поверхности. При этом чем больше отношение давлений торможения в струе Ро/ и в набегающем потоке рооо, тем значительнее снижение давления. Замечено так- [c.395]

Рассмотрим результаты эк-епериментов в сверхзвуковой аэродинамической трубе [число Маха Моо = 5, температура торможения воздуха Та 400 — 800 К, давление в форкамере Ро = (9 10) 10- Па]. Исследова- [c.470]

На рис. 11.13 представлена экспериментальная засисимость относительной температуры торможения Т /Та, по толщине турбулентного пограничного слоя на стенке сверхзвуковой аэродинамической трубы. Сравнивая кривые, показанные на рис. 11.12 и 11.13, можно заметить, что они похожи и что допущение Ван-Дрийста [c.223]

Программа первого полета пилотируемого космического корабля предусматривала выведение его на эллиптическую орбиту, облет земного гаара в пределах одного витка, переход на траекторию снижения и приземление. Параметры орбиты (перигей, время обращения) были выбраны с учетом возможности сравнительно быстрого спуска на Землю в случае отказа тормозной двигательной установки за счет аэродинамических сил торможения, особенно ощутимых в области перигея. Запасы пищи и воды, нормальное действие корабельных систем жизнеобеспечения и емкость источников электроэнергии были рассчитаны на непрерывный полет корабля в течение десяти суток. [c.441]

Поскольку (dueldx) ( /R), то аэродинамический нагрев в окрестности точки торможения R. Отсюда следует, что путем увеличения радиуса затупления носовой части тела можно уменьшить конвективный теплообмен в этой области. Все представленные расчеты относятся к случаю каталитической стенки, что соответствует полной рекомбинации атомов, диффундирующих к поверхности тела. [c.46]

Схемы зондов для измерений пульсаций давления торможения паровой фазы и статического давления показаны на рис. 2.35, а, б. Приемный носик 1 зонда выполнен сменным с различными диаметрами и формой входного отверстия. Пьезокерамическин элемент расположен непосредственно за приемной камерой, длина и объем которой минимальны. Второй пьезокерамический элемент служит для компенсации вибраций зонда, создаваемых потоком. Для уменьшения переменных аэродинамических сил, действующих на зонд, его кормовая часть выполнена заостренной, а державка, расположенная в потоке, имеет хорошо обтекаемую форму. Зонд индикации полного давления с другой модификацией носика фиксирует также импульсы капель, попадающих в приемную камеру. Для определения максимальных импульсов, т. е. направления движения капель, зонд может поворачиваться относительно оси, проходящей через приемный носик. [c.71]

Измерения статической температуры в пограничном слое часто осуществляются косвенным образом с помощью датчика температуры торможения. Однако если температура и скорость потока велики или плотность потока и давление малы, как это наблюдается во лшогих гиперзвуковых аэродинамических трубах, то измерения с помощью обычных датчиков температуры торможения становятся весьма неточными вследствие потерь теплопроводностью и излучением. Кроме того, по мере уменьшения размера [c.401]

Аэродинамические [гребни на крыльях самолета В 64 С 3/58 средства <использование для стабилизации кузовов автомобилей, тракторов и т. п. В 62 D 37/02 для образования тяги в локомотивах и моторных вагонах В 61 С 11/06) трубы G 01 М 9/00 характеристики летательных аппаратов, изменение В 64 С 21/00-23/08] Аэродинамическое торможение [самолетов и т. п. В 64 С 9/32 транспортных средств <В60Т1/16 ж.-д. В 61 Н 11/06-11/10) ] Аэродромы ( оборудование В 64 F l/OO-1/Зб планировка В 64 F проектирование В 64 F) Аэрожелоба В 65 G 51/00, 53/00 Аэрозоли (получение В 05 В сосуды для хранения В 65 (В 31/00, В 31/10, D 83/14)) Аэропоезда В 60 V 3/04 Аэросани В 62 М 27/00 Аэростаты <В 64 В 1/40-1/56 привязные, наземные сооружения для них В 64 F 3/00-3/02 причальные вышки или мачты В 64 F 1/14) [c.47]

Потери от разгона тесно связаны с потерями торможения. Кроме того, затрата энергии на разгон капель оказывает косвенное влияние на аэродинамические потери в рабочем колесе и на выходную потерю кинетической энергии. Изолированная оценка потерь от разгона не может служить критерием потерь энергии в ступени от несомых потоком крупных капель. Они будут рассмотрены в п. 6 совместно с другими потерями в ступени. [c.183]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...