Условие обтекания

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]

Проанализируем полученное соотношение для критерия 8Ь (т). Выражение в правой части (6. 7. 27), заключенное в квадратные скобки, представляет собой значение критерия Шервуда для стационарного массообмена между пузырьком газа и жидкостью при тех же условиях обтекания в отсутствие электрического поля [99] [c.275]

Сопротивление трения при не очень больших скоростях не зависит практически от степени шероховатости поверхности. Это легко понять, вспомнив, что первый слой жидкости, прилегающий к стенке тела, прилипает к ней и существенную роль играет лишь трение внутри жидкости. Однако при больших скоростях обтекания, когда пограничный слой очень тонок, шероховатость стенок может изменить условия обтекания. Если размеры неровностей сравнимы с толщиной пограничного слоя, то они [c.550]

Но с увеличением угла атаки резко понижается давление над крылом, и поэтому подъемная сила сначала быстра растет с увеличением угла атаки. Однако, когда угол атаки достигает некоторой определенной величины (для рассматриваемого профиля—около 15 ), картина обтекания резко меняется. Условия обтекания передней верхней части крыла при больших углах атаки становятся сходными с условиями обтекания задней стороны цилиндра, и, так же как в случае цилиндра, обтекающий поток отрывается от крыла уже не у самой задней кромки позади крыла образуется завихренное пространство. С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро перемещается от задней кромки крыла к передней. [c.556]

В частности, оно играет важную роль при изучении па моделях течений жидкости или газа в различных условиях или же при исследованиях на моделях условий обтекания различных тел. [c.146]

Таким образом, интегральные соотношения импульсов и энергии образуют систему обыкновенных дифференциальных уравнений, связывающих искомые параметры f 2 и 51 с линейными динамическими характеристиками пограничного слоя и условиями обтекания поверхности. Они также включают граничные условия на внутренней (у = 0) и внешней (р = б р = бт) границах пограничного слоя. Для решения интегральных соотношений импульсов и энергии необходимо задать условия на входе в канал. Например, для случая, когда динамический и тепловой пограничные слои формируются от начала пластины, они имеют следующий вид [c.30]

Чтобы получить направление силы Р , следует вектор скорости щ повернуть на угол л/2 в направлении, противоположном циркуляции. Эта сила называется подъемной или поперечной силой Жуковского. Она является результатом того перераспределения давлений по поверхности цилиндра, которое вызвано действием присоединенного к потенциальному потоку вихря. Определяемую формулой (7.41) поперечную силу можно получить и опытным путем, создав условия обтекания цилиндра, близкие к теоретическим. Этого можно достигнуть, если круглый цилиндр, обтекаемый потоком реальной жидкости, вращать вокруг своей оси. Тогда наблюдается картина обтекания, показанная на рис. 7.12, весьма сходная с теоретической (см. рис. 7.10), и возникает поперечная сила Жуковского (эффект Магнуса). Это позволяет предполагать, что не только для частного случая обтекания круглого цилиндра, но и для случаев обтекания тел других форм можно, внося в потенциальный поток некоторую систему вихрей, получать такие течения, которые близки к наблюдаемым и в которых действуют гидродинамические силы, совпадающие с измеряемыми в опытах. [c.229]

Теоретическое значение коэффициента сопротивления пластины С, = 0,88 с достаточной для практических целей точностью соответствует опытным данным в тех случаях, когда условия обтекания близки к принятым в теории струйных течений. Такие условия могут быть созданы, в частности, при суперкавитационных течениях (см. п. 7.2 и 7.10). [c.265]

Зависимость р (0) можно представить в виде полярной диаграммы (рис. 119), при построении которой значения р откладываются от поверхности окружности по радиусу, внутрь нее, если р О о, и наружу, если р < 0. Другим способом представления этой зависимости является координатная диаграмма (рис. 120). На обеих диаграммах кроме теоретической зависимости р (0) нанесены кривые распределения давления по поверхности цилиндра, полученные в опытах при разных условиях обтекания цилиндра потоком реальной жидкости. Можно видеть, что в лобовой части обтекаемого тела теоретическая и опытная кривые удовлетворительно согласуются, однако в тыльной части они резко расходятся. Это связано с различием полей скорости за тыльной [c.241]

При х = 1 м (точка задней кромки) V = Точке передней кромки (х = —1 м) соответствует бесконечно большое значение скорости (У->- оо). В реальных условиях обтекания тонких крыльев эти скорости большие, но конечные. [c.167]

Так как форма и размеры крыла, а также угол атаки те же, что и в задаче 7.26, то здесь можно использовать данные, полученные при решении задачи 7.26 и относящиеся к условиям обтекания несжимаемым потоком. [c.204]

Из сопоставления производных, полученных в задаче 9.106, следует, что и для треугольного крыла, и для прямоугольной пластины конечного размаха метод касательных клиньев дает результаты, значительно отличающиеся от точных решений. Рассмотрите условия обтекания, при которых этот метод совпадает с точными решениями или дает результаты, близкие к таким решениям, [c.260]

Произведем числовые расчеты для заданных условий обтекания и безразмерных геометрических параметров /(,= 1д/Ь = 0,5 Eq = x /b = 0,25 = г / Ь — [c.283]

Рассмотрим численное интегрирование, найдя для заданных условий обтекания значения [c.394]

Критическим называется такой угол конуса рк.кр, при превышении которого скачок уплотнения отходит от острия конуса 2 (рис. 10.20, б) и превращается в отошедшую криволинейную ударную волну 1 Критический угол является при заданных условиях обтекания (давление рх,, плотность роо, показатель [c.485]

Пластина с теплоизолированной поверхностью шириной (хордой) 6 = 5 м и размахом / = 1 м обтекается сверхзвуковым потоком со скоростью V<,o = V s = = 4000 м/с. Условия обтекания соответствуют полету на высоте Я = 20 км. Найдите местные и средний коэффициенты трения, распределение толщин ламинарного пограничного слоя, а также силу трения пластины. [c.672]

Для каких условий обтекания метод определяющей энтальпии (температуры) при расчете теплопередачи от пограничного слоя к стенке дает удовлетворительные результаты [c.672]

Определите тепловые потоки на ламинарном и турбулентном участках обтекания пластины, находящейся в воздушном потоке, скорость которого Voo= Уа = 4000 м/с. Критическое число Re p = 10 . Условия обтекания пластины шириной Ь = 5 м и размахом / = 1 м соответствуют высоте Я = 10 км. Температура стенки поддерживается постоянной и равной Тст = 300 К. [c.672]

Рассчитайте ламинарную теплопередачу на затупленном по сфере конусе, движущемся со скоростью = 4000 м/с на высоте Я 20 км. Условия обтекания этого конуса соответствуют числу Льюиса — Семенова, равному единице (Le 1). Температура стенки поддерживается постоянной и равной Тст = 500 К. Форма и размеры (м) затупленного конуса показаны на рис. 12.3. [c.673]

Первые семь членов в (1.1.5) определяют статические, а остальные — динамические составляющие аэродинамических коэффициентов. Статические составляющие соответствуют стационарным условиям обтекания аппарата, при которых его скорость постоянная, углы атаки и скольжения, а также углы отклонения рулей фиксированы. Динамические составляющие возникают при нестационарном (неуста-новившемся) движении, сопровождающемся ускорением или замедлением обтекающего потока, вращением аппарата и изменением по времени углов поворота рулей. [c.16]

Исследования показывают, что в реальных условиях обтекания у осесимметричных летательных аппаратов даже при изменении малых углов атаки может наблюдаться существенное перемещение центра давления. Это особенно заметно у несимметричных конфигураций или при отклонении рулей, которые нарушают имеющуюся симметрию. В этих условиях центр давления неудобен для применения в качестве характерной точки при оценке положения равнодействующей нормальных сил У и возникающего мо- [c.28]

Управление обтеканием, проявляющееся в непосредственном воздействии на поток газа около летательных аппаратов, используется для улучшения их аэродинамических свойств и позволяет решать две основные задачи. Одна из них связана с таким воздействием на обтекающий газ, при котором достигаются заданные суммарные аэродинамические характеристики или их составляющие. Например, может обеспечиваться нужное значение максимального коэффициента подъемной силы или наивыгоднейшее аэродинамическое качество, требуемое изменение (повышение или снижение) лобового сопротивления, сохранение устойчивости ламинарного пограничного слоя и, как результат, уменьшение трения и теплопередачи. Решение второй задачи позволяет формировать таким образом управляющий поток, чтобы улучшить условия обтекания органов управления и стабилизирующих устройств (оперения) и тем самым повысить управляющий и стабилизирующий эффекты. Кроме того, соответствующие устройства, управляющие движением газа, используются для повышения эффективности реактивных двигателей (в частности, путем улучшения обтекания воздухозаборников), а также отдельных средств механизации летательных аппаратов (щитки, предкрылки, закрылки и др.). [c.103]

Аэродинамические расчеты комбинации корпус — оперение , рассмотренные выше, осуществлялись в предположении, что оперение находится в условиях обтекания потоком, практически не отличающимся от невозмущенного. Соответствующий скоростной напор вычислялся по параметрам этого потока, т. е. q = q = кр М /2. [c.166]

Выбранное расположение контрольных точек, в которых удовлетворяются граничные условия обтекания, обеспечивает достаточно быструю сходимость численных расчетов. [c.225]

Все приведенные выше формулы для расчета теплового потока Q (или площади F) в теплообменниках пригодны для идеальных условий чистые теплоносители, строго одинаковые условия обтекания поверхностей и т. д. В реальных теплообменниках получаются заниженные значения Q, поэтому приходится вводить специальные поправки для учета неиде-альности теплообменника. [c.108]

В 1969 г. В. К. Ламба провел экспериментальное определение стационарного температурного поля в оболочке модели твэла и разработал методику теоретического расчета его с учетом распределения локального коэффициента теплоотдачи по поверхности сферы. Условия обтекания шарового электрокалориметра, диапазон чисел Re и размеры были сохранены теми же, что и в предыдущих опытах по определению локальных коэффициентов теплоотдачи. В качестве материала оболочки [c.84]

Экспериментальное исследование теплоотдачи в этих условиях впервые проведено С. В. Донсковым [Л. 118, 119,] и Ю. П. Курочкиным [Л. 176]. Работа Эрнста [Л. 354], основанная на переносе данных о продольном обтекании коротких поверхностей на поперечно омываемую поверхность, игнорирует различие в условиях обтекания и поэтому дает завышенные для рассматриваемого случая результаты. В [Л. 118, 176] было изучено влияние на теплообмен Осл и d- . Сверх этого в Л. 119] исследо- [c.348]

Износ приводит к увеличению зазоров и к увеличению вибрации. Существует оптимальный размер зазоров между деталями в парах трения, отклонение от которого как в большую, так и в меньшую сторону приводит к увеличению вибрации коррозионный и эрозионный износ деталей, находящихся в жидкости, рабочих колес насосов изменяет условия обтекания, усиливает кавитацию и повышает вибрацию засорение трубопроводов Сотложение продуктов коррозии, солеотложения) приводит к увеличению сопротивления, при этом возрастает напор насоса, возрастает вибрация. [c.18]

Поэтому определение и угла ф ударной волны производится непосредственно по диаграмме ударной поляры с помощью луча, прсЕедепмого из начала координат под заданным углом / к оси абсцисс (см. рис. 64), как это было подробно объяснено в 92. Мы видели, что при заданном угле х ударная поляра определяет две различные ударные волны с различными углами ф. Одна из них (соответствующая точке В на рис. 64), более слабая, оставляет течение, вообще говоря, сверхзвуковым другая же, более сильная, превращает его в дозвуковое. В данном случае для обтекания углов на поверхности конечных тел следует всегда выбирать первую из них, волну слабого семейства. Необходимо иметь в виду, что в действительности этот выбор определяется условиями обтекания вдали от угла. При обтекан1 -[ очень острого угла (малое /) образующаяся ударная волка должна, очевидно, обладать очень к. алой интенсивностью. Естественно считать, что по мере увеличения этого угла интеь с з-ность волны будет расти монотонно этому соответствует как паз [c.591]

Леко видеть, что не могут реально осуществляться также и качки, соответствующие участку над точкой О (vi > С], 2 < s). Такой скачок перемещался бы относительно находящегося перед ним газа со сверхзвуковой скоростью, а потому его возникновение никак не отражалось бы на состоянии этого газа. Это значит, что скачок должен был бы возникнуть вдоль поверхности, заранее определяемой условиями обтекания (поверхность, на которой при непрерывном течении достигались бы необходимые условия начала быстрой конденсации). С другой стороны, скорость скачка относительно остаюндегося позади него газа в данном случае была бы дозвуковой. Но уравнения дозвукового движения не имеют, вообще говоря, решений, в которых все величины принимают заранее определенные значения на произвольно заданной поверхности ). [c.690]

Область применения оптических методов охватывает многие теплофизические задачи исследование условий обтекания элементов газодинамических машин и аппаратов, исследование нестационарных газовых процессов (например, фронтов горения и взрыва), изучение турбулентной структуры пограничных слоев, струйных потоков. При помощи оптических методов стало возможным определение малых (в десятые доли микрона) термодеформаций поверхностей, на которые воздействуют мощные тепловые потоки. Изучение этого явления другими способами невозможно. Наибольшее распространение оптические методы получили в области исследований газодинамических явлений, протекающих со сверхзвуковыми скоростями. [c.214]

Ряд вопросов и задач настоящей главы посвящен анализу критериев такого подобия для различных условий обтекания, определению соответствуюпгих параметров потока в аэродинамических трубах или других лабораторных экспериментальных установках. [c.74]

Эффективный метод исследования дозвуковых потоков с большими возмущениями был предложен акад. С. А. Ч а п л ы г и н ы м г работе О газовых струях , где приведены уравнения, составляющие математическую основу теории потенциальных дозвуковых течений. Уравнения Чаплыгина являются основой многих методов аэродинамики сжимаемых течений. Акад. С. А. Христианович на их основе разработал метод, позволяющий учитывать влияние сжимаемости на дозвуковое обтекание профилей различной формы. По этому методу сначала решается задача об обтекании некоторого фиктивного профиля фиктивным несжимаемым потоком, а затем полученные результаты пересчитываются для условий обтекания реальным сжимаемым потоком заданного профиля. Этот пересчет основан на использовании функциональной зависимости между истинной относительной скоростью /. = Via сжимаемого потока и значением фиктивной безразмерной скорости А в соответствующих точках заданного и фиктивного профилей. [c.172]

Рассмотрим точку e координатами x на коническом хвостовом участке вблизи места его сопряжения с цилиндром. Граничное условие обтекания в этой точке имеет вид (10.148) G заменой предела ar hw на агсЬы, [где U2=X2l(oi== x t(a r )i Интегралы, входящие в это уравнение, [c.540]

Найдите параметры пограничного слоя (местный коэффициент трения толщину слоя) на участке турбулентного обтекания плоской пластины (рис. 12.1). а также средний коэффициент и силу трения. Условия обтекания пластины потоком со скоростью К, вуют высоте Я = 10 км. Критическое число Яскр = Ю . [c.671]

В случае дозвуковой кромки, располагающейся внутри конуса Маха-с углом при вершине р.< = ar sin (1/М< ) (рис. 1.8.7,б), нормальная к этой кромке составляющая скорости меньше скорости звука (Voon СПоо, <1) и, таким образом, оперение находится в условиях дозвукового обтекания. В этих условиях оказывается невыгодным применение оперения с заостренной кромкой. Можно улучшить условия обтекания и добиться более благоприятных аэродинамических характеристик, слегка закруглив переднюю-кромку. [c.66]

Наличие деформациц вызовет изменение граничного условия обтекания, которое вместо (2.6.20) примет следующий вид [c.237]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...