Температура торможения

Температура торможения на входе [c.100]

Температура торможения Тt. Температура, которую имел бы воздух, если бы вся кинетическая энергия относительного движения воздуха и самолета была превращена в тепло за счет разгона воздуха до скорости самолета. [c.228]

Соотношение между этими температурами показано на рис. 5.27. Если удается хорошо измерить температуру торможения, то статическую температуру воздуха и другие величины можно затем получить из термодинамических соотношений. Устройства, измеряющие Г<, обычно называются датчиками температуры торможения, и у современных конструкций Гто отличается от Г( менее чем на 0,5%. Принцип действий датчиков температуры торможения очевиден, однако их конструкция, как мы увидим, довольно сложна. [c.229]

Рис. 5.27. Связь между тремя температурами, которые необходимо различать при измерении температуры скоростного воздушного потока. 1 — статическая температура воздуха Гб, 2 — температура торможения Г( 3 — температура рекуперации Г г.

Сам чувствительный элемент должен иметь относительно малую постоянную времени от 1 до 5 с в зависимости от условий полета. Конструкция элемента показана на рис. 5.28. Проволока диаметром 0,05 м из чистой платины намотана спиралью и укреплена между двумя коаксиальными тонкостенными платиновыми трубочками спираль изолирована от стенок слюдой и залита цементом. Полностью датчик температуры торможения показан на рис. 5.29. Прежде чем попасть на чувствительный элемент, воздушный поток круто поворачивает, так что любые увлеченные им твердые частицы пролетают в выходное отверстие. Внутренний пограничный слой отсасывается через отверстия, показанные на рисунке, с тем чтобы не происходило отделения потока при резком изменении его направления. [c.230]

Датчики температуры торможения используются также для измерения температуры воздуха на входе в компрессор турбореактивного двигателя. Точное значение этой температуры необходимо для правильного выбора степени сжатия — одного из важных параметров управления на взлете. [c.231]

Температуру торможения потока в адиабатном процессе определим из уравнения (11-7) [c.438]

Что такое температура торможения [c.442]

Макроструктура потока в камере энергоразделения зависит от ее формы и протяженности (рис. 3.6—3.7) [208]. Под относительной температурой торможения авторы цитируемого источника понимают отношение Т= (Tj- T)/ V I2 , где Т , Т — температура торможения соответственно на стенке и на текущем значении радиуса г. Очевидно, отношение представляет собой разность полной и статической температуры на выходе из сопла закручивающего устройства Г, Т . [c.108]

Характер макроструктуры потока и распределение относительной температуры торможения позволяет сделать вывод о существовании оптимального по эффектам энергоразделения угла раствора диффузорной камеры. [c.109]

Выразив осредненную скорость через температуру торможения на входе в трубу Г, и приведенную скорость X, запишем (4.39) в виде [c.179]

Обычно задаются потребная огневая мощность воспламенителя, параметры сжатого воздуха — расход, г/с Р — давление, МПа Г, — температура торможения. К) вид топлива, его характеристики и параметры состояния, давление топливо—воз- [c.334]

Температура торможения = 22° С — комнатная температура Экспериментальное сопло II [c.319]

В центробежном поле вихревого струйного течения имеются значительные по величине радиальные градиенты давления и температуры, направленные от оси к периферии, а по длине вихревого течения в свободном вихре температура торможения повышается, начиная от завихрителя, а давление снижается. [c.157]

Затем определяются параметры свободного вихря в ячейке п, такие как статическая температура Т,. - (6.52), массовый расход Р,. - (6.53), тангенциальная скорость - (6.54), температура торможения - (6.55), теплоемкость Сс -(6.56), компонентный состав С, - (6.57), масса в сечении 0-0 - (6.32), масса в [c.170]

Далее рассчитываются давление торможения Р. струйного течения по формуле (9.1.23), температура торможения Т. всего струйного течения - (9.1.25). [c.234]

По длине свободного вихря происходит нарастание статической 7 температуры и температуры торможения (рис. 9.29), что свидетельствует об увеличении по [c.262]

Итак, температура газа получается равной температуре торможения в том случае, когда скорость течения уменьшается до нуля при отсутствии энергетического обмена с окружающей средой, Пользуясь средним значением теплоемкости, можно вычислить температуру торможения по следующей формуле [c.19]

Например, в воздушном потоке нормальной температуры Т 300 К) при скорости движения w = 100 350 1000 м/с получается соответственно температура торможения Т 305, 360, 800 К. [c.19]

Температура термометра, помещенного в рабочую часть, также приблизительно равна температуре торможения. Это объясняется образованием у стенок трубы и термометра пограничного слоя, в котором обтекающий газовый поток полностью затормаживается. Таким образом, неподвижный термометр не мо- [c.20]

Истинная температура обтекаемой газом поверхности обычно отличается от температуры торможения. Для определения температуры иоверхности пользуются следующей формулой [c.21]

Если температура торможения воздуха (температура в сосуде, из которого воздух вытекает) близка к нормальной (Г 300 К), то максимальная возможная скорость истечения = 776 м/с. [c.22]

Увеличение максимального значения скорости может быть достигнуто только путем повышения температуры торможения (полного теплосодержания). [c.22]

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

Рис. 5.28. Платиновый чувствительный элемент для измерения температуры воздуха. Элементы такого типа используются в датчике температуры торможения, см. рис. 5.29 (с разрешения фирмы Rosemount Engineering Ltd). 1 — платиновая трубка 2 — листовая слюда 3 — платиновая проволока диаметром 0,05 мм 4 — термостойкий цемент.

Рис. 3.6. Изменение пр илей избыточных ст ческого давления и температуры торможения по длине вихревой трубы при г = 0,508 = 3,77 ц = 0,67 [208] а- 1-1= 2,42 2- 3,96 5,54 4- 7,1 5- 8,64 б- 1-х= 2,42 2= 3,96 5,54 - -7,1 5-8,64

Температура торможения = 24,4° С — комнатная температура с = 0,24 ккал1кг-град. [c.319]

Опыты проводились с дозвуковой струей аргона (степень чистоты 99,996%), нагретого в дуге при температурах торможения в ресивере, куда подавались нагретая дугой струя и твердые частицы, составляющей от 1000 до 3000° К. Когда твердые частицы не вводятся, расход газа-носителя (также аргона) поддерживается таким образом, что обпщй расход аргона 25,6 г мин сохраняется во всех опытах. Подводимая к дуге мощность составляет от 0,5 [c.457]

В конце входного диффузора (рис. 1.2) воздушнореактивного двигателя обычно вне зависимости от скорости полета устанавливается сравнительно малая скорость потока. По этой причине температура воздуха в диффузоре двигателя получается близкой к температуре торможения. Пусть скорость воздуха в конце диффузора W2 = 100 м/с. Тогда температура здесь при различной скорости полета получается из условия [c.19]

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]

Здесь ф — поправочный коэффициент, который определяется большей частью опытным, а иногда теоретическим путем. При Ф = 1 Быран ения (31) и (32) превращаются в известные уже формулы для температуры торможения. Для дозвукового скоростного самолета приближенное значение поправочного коэффициента равно 0,8. Для сверхзвуковой высотной ракеты поправочный коэффициент может уменьшиться до значения ф 0,5. [c.21]

Температура (1985) -- [ c.228 ]

Теплопередача Изд.3 (1975) -- [ c.248 ]

Сборник задач по гидравлике и газодинамике для нефтяных вузов (1990) -- [ c.184 ]

Справочник авиационного инженера (1973) -- [ c.12 , c.62 ]

Техническая термодинамика Издание 2 (1955) -- [ c.197 ]

Теория элементов пневмоники (1969) -- [ c.456 ]

Теоретическая гидромеханика Часть2 Изд4 (1963) -- [ c.610 ]

Теория пограничного слоя (1974) -- [ c.259 ]

Прикладная газовая динамика Издание 2 (1953) -- [ c.14 ]

Теплопередача (1965) -- [ c.231 ]

Основы техники ракетного полета (1979) -- [ c.337 ]

Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике (1992) -- [ c.107 , c.114 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...