Эксперименты в аэродинамической трубе

При выполнении экспериментов в аэродинамической трубе была проведена серия опытов с сеткой из проволоки диаметром 1,5 мм с ячейками 10 х 10 мм, установленной на расстоянии 1,5 хорды от решетки. Эти опыты показали, что сетка практически не влияет ни на распределение коэффициентов теплоотдачи по профилю, ни на их среднее по профилю значение. [c.68]

В приложениях (например, при экспериментах в аэродинамической трубе) добиваются того, чтобы области течений были геометрически подобны и приведенные скорости у/с и с были согласованы в одной точке Р. При этих обстоятельствах динамически подобные течения являются теоретически возможными, если соотношение (36.5) выполняется. Возникает вопрос, будут ли такие течения реализованы в действительности. Ясно, что мы можем быть в этом уверены только тогда, когда течение единственным образом определяется условием, заданным в точке Р. Как будет показано ниже, теорема единственности справедлива по крайней мере в случае дозвукового обтекания препятствия при заданном состоянии потока на бесконечности (см. п. 46). Однако в действительности при экспериментах в аэродинамической трубе ситуация сильно усложняется действием различного рода посторонних факторов, так что вопрос о динамическом подобии следует решать — по крайней мере частично — исходя из опытных данных. [c.106]

В пространстве. При экспериментальном исследовании потока такую линию легко получить, вводя в поток трубку, через которую подается краска, в случае, когда движется капельная жидкость, ИЛИ, например, дым в случае, когда движется воздух. Каждая частица, которая проходит у отверстия трубки, окрашивается и тем самым как бы отмечается. Окрашенная струйка, которая при этом получается, состоит из частиц, прошедших возле отверстия трубки такая струйка представляет линию отмеченных частиц. Проводя линии отмеченных частиц от различных точек в потоке, можно получить ДОВОЛЬНО полное качественное представление о потоке. Примером этому являются дымовые спектры, которыми часто для этой цели пользуются при экспериментах в аэродинамических трубах. [c.119]

Эксперименты в аэродинамических трубах позволяют правильно оценить концентрации примеси непосредственно около зданий в зоне генерируемых ими вихрей. На больших расстояниях при исследовании полей концентраций примеси требуется учесть турбулентные свойства внешнего потока, создавая в аэродинамической трубе турбулентный поток, соответствующий естественному, и поддерживая его на нужном уровне на всей длине рабочей части аэродинамической трубы. [c.262]

Рассмотрим некоторые важные частные случаи. Если поверхность тела является теплоизолированной (случай, близкий к условиям эксперимента в аэродинамических трубах) или абсолютно холодной (случай, близкий к условиям реальных движений в атмосфере), то течение перестает зависеть от параметра со и единственным параметром вязкого взаимодействия остается %. Именно его величина определяет интенсивность взаимодействия, т. е. степень влияния пограничного слоя на распределение давления по поверхности тела. [c.531]

Понятия об осредненных и пульсационных величинах могут быть распространены на давление и другие физические параметры. Наличие пульсационных скоростей приводит к дополнительным нормальным и касательным напряжениям, к более интенсивному переносу тепла и вещества. Все это следует учитывать при проведении экспериментов в аэродинамических трубах. Установлено, что турбулентность в атмосфере относительно невелика и, следовательно, такой же малой она должна быть в рабочей части труб. Повышенная турбулентность оказывает неблагоприятное влияние на результаты эксперимента. Характер этого влияния зависит от степени турбулентности (или начальной турбулентности), определяемой из выражения [c.20]

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]

Разработанные в ЦАГИ в 1935 — 1937 гг. методы расчета флаттера основывались на разного рода допущениях, приближенных представлениях о природе аэродинамических сил, об упругой схеме конструкции, наконец, самый метод решения уравнений флаттера — также приближенный. Поэтому настоятельно необходима была постановка специальных экспериментальных исследований и, в первую очередь, прямого эксперимента в аэродинамических трубах, т. е. эксперимента, дающего значение критической скорости флаттера непосредственно. На этом пути возникли значительные трудности, связанные с созданием объекта исследования — модели. [c.305]

Эксперименты в аэродинамической трубе 15, 213,230, 237 Экстраполяция значений на стенке 216, 289, 402 [c.8]

Численное моделирование гидродинамических задач, таким образом, ближе к экспериментальной, чем к теоретической, гидродинамике. Проведение каждого отдельного расчета на ЭВМ очень похоже на проведение физического эксперимента. Здесь исследователь включает уравнения, а затем следит за тем, что происходит именно то же самое делает и экспериментатор. При проведении расчетов возможны открытия новых физических явлений так, Кемпбелл и Мюллер [1968] открыли один случай дозвукового отрыва в численном эксперименте и лишь после этого обнаружили его при экспериментах в аэродинамических трубах. Однако исследователь, проводящий численный [c.14]

Для многих задач отсутствуют математически строгие решения. Наши выводы в основном будут основываться на интуиции, на экспериментах в аэродинамических трубах и на численных экспериментах. Большинство численных экспериментов по исследованию граничных условий осуществлялось при помощи простых двухслойных явных схем для уравнений переноса вихря. Заметим, что известно несколько случаев, когда те же граничные условия, взятые в иных схемах, приводят к неустойчивости. (Термин неустойчивость используется здесь в смысле отсутствия сходимости итераций, а не обязательно в смысле экспоненциального роста ошибки.) Эти примеры могут служить предостережением от применения таких существенно частных методов. В данной связи мы предлагаем на начальном этапе построения вычислительного алгоритма для отладки программы и выяснения устойчивости схемы, применяемой во внутренних точках, брать граничные условия, которые имеют наинизший порядок и являются наиболее ограничительными. Затем можно будет попробовать граничные условия, накладывающие меньшие ограничения. [c.213]

Первое, что приходит на ум, это моделировать ВЗ стенкой аэродинамической трубы с условием прилипания. Из экспериментов в аэродинамической трубе известно, что с увеличением расстояния между стенками трубы уменьшается блокировка трубы, а течение вблизи тела будет соответствовать течению при свободном полете тела. Однако ограниченность времени и оперативной памяти вычислительных машин приводит к ограничению числа точек сетки, а требования точности ограничивают размер шага Ау пространственной сетки, поэтому существует ограничение на размер области, аналогичный размеру рабочей части аэродинамической трубы. (Сетки с переменным шагом по пространственным переменным и преобразования координат для задач такого типа будут рассмотрены в гл. 6. Даже при использовании таких приемов расчет граничных условий, описанных здесь, остается справедливым.) [c.230]

ЗОМ пренебречь деталями течения далеко вниз по потоку и при этом обеспечить получение реального решения в области вверх по потоку от этой границы. Опять же обратимся к эксперименту в аэродинамической трубе если протяженность рабочей части достаточно велика, то течение в области далеко вниз по потоку не столь важно. Тем не менее опыт проведения расчетов показывает, что неустойчивость, зарождающаяся на выходной границе, может распространяться вверх по потоку и искажать решение. Наша цель заключается в постановке условий, дающих максимально допустимую свободу потока на границе В 6 и в тоже время обеспечивающих решение задачи. [c.237]

Рис. 6. Схема эксперимента в аэродинамической трубе по определению коэффициентов С л- и С у крыла и Сх фюзеляжа. Внизу, п правой части рисунка, построена поляра крыла 5ф—миделева площадь фюзеляжа 5 — геометрическая площадь крыла

Рис. 17. Схема эксперимента в аэродинамической трубе по распределению давления вдоль хорды крыла. Внизу — картина распределения давления по носику крыла тонкого и толстого профилей

Аэродинамические характеристики крыльевых профилей получаются в результате экспериментов в аэродинамических трубах. Однако подавляющее большинство подобных экспериментов проводится для самолетных крыльев, т, е. для работы на очень больших числах Яе (несколько миллионов), и не может быть использовано для моделей. [c.30]

Силы, вызываемые действием ветра на сооружения. Сооружение, помещенное в воздушный поток, подвергается действию аэродинамических сил, которые, в общем, можно определить, используя имеющиеся решения теоретической аэродинамики и данные экспериментальных исследований. Однако если условия окружающей местности или характеристики сооружения существенно отличаются от рассмотренных ранее, то возникает необходимость в проведении специальных экспериментов в аэродинамической трубе. [c.8]

Еще не разработаны приемлемые для практики проектирования сооружений аналитические методы оценки реакции при вихревом возбуждении колебаний. Однако в этой области за последнее время достигнуты определенные успехи. В [8.1] приведена приближенная методика оценки реакции железобетонных конических вытяжных труб. Краткий анализ этой методики дан в подразд. 8.2.1, где также рассмотрены некоторые результаты натурных исследований и экспериментов в аэродинамической трубе. В разд. 8.2 приведен краткий обзор методов уменьшения вызываемых ветром колебаний гибких башен и вытяжных труб. [c.217]

Изменение балансировочных углов атаки и аэродинамического качества, по-видимо му, главным образом связано с влиянием реальных свойств газа. На основании экспериментов в аэродинамических трубах было установлено, что поле разреженного течения вблизи командного отсека может значительно повлиять на распределение давления по некоторой части заданного заднего экрана. Размеры зоны влияния зависят от отношения дистанции отсоединения скачка уплотнения к диаметру теплового экрана ( /ф, которое является функцией [c.36]

Переход ламинарного течения в турбулентное зависит от начальной турбулентности. При этом ее повышение приводит к снижению критического числа Рейнольдса. Наибольшее значение этого числа, найденное для шара в свободном полете, при котором начальная турбулентность принимается равной нулю, определяется величиной Reкp = 4-10 . В то же время по экспериментам в аэродинамической трубе с начальной турбулентностью [c.90]

Работы Прандтля по сопротивлению материалов составляют лишь малую долю его общего вклада в инженерную механику. Самые крупные его достижения относятся к аэродинамике и потому не входят в поле зрения нашего изложения отметим здесь все же, что с 1906 г., когда организовалось Авиационное научно-исследовательское общество (Motorlufts hiff—Studiengesells baft), Прандтль стал отдавать все больше и больше своего времени аэродинамике. В 1908 г. в Геттингене была сооружена по проекту Прандтля небольшая аэродинамическая труба. Использование последней в решении ряда научно-исследовательских вопросов, а. также техника измерений и методика обработки результатов оказались столь успешными, что постановка экспериментальной работы по аэродинамике весьма скоро и по всему миру усвоила методы Прандтля. В годы первой мировой войны в Геттингене была построена вторая, более крупная аэродинамическая труба, и Прандтль опубликовал свои чрезвычайно ценные труды по теории несущего крыла (Tragflugeltheorie), в которых излагалось, как следует проектировать самолеты на основании экспериментов в аэродинамической трубе с маломасштабными моделями. Его идеи и на этот раз получили всеобщее признание, и в настоящее время ими пользуются в своей повседневной работе авиаконструкторы всего мира. [c.474]

В целях потверждения этих выводов в рамках описанного выше метода был проведен численный эксперимент по определению коэффициента демпфирования конуса с коническим стабилизатором [26]. Условия в набегающем потоке соответствовали условиям проведения эксперимента в аэродинамической трубе. [c.165]

Анализ расчетных значений вращательных производных показывает, что в вариантах 2 и 3, когда инерционность отрывной зоны не моделировалась (вариант 2 — точка отрыва зафиксирована в нулевом положении, 3 — координата точки отрыва меняется в квазистационарном режиме), имеет место демпфирование колебаний. Вариант 1 наиболее полно отвечал условиям проведения эксперимента в аэродинамической трубе (режим запаздывания отрывной зоны) и именно здесь, согласно расчетным данным, имело место антидемпфирование (mf > 0). [c.166]

Одним показательным примером закона подобия, приведеппого в предыдущем параграфе, является метод увеличения числа Рейнольдса во время экспериментов в аэродинамической трубе. Вообще размеры модели для аэродинамической трубы уменьшаются в онределеином масштабе относительно ирототина. Тем не менее можно достичь механического подобия, используя жидкость с низкой кинематической вязкостью эту идею независимо друг от друга предложили Маргулис [15] [c.83]

П э и к X ё р с т Р., Холдер Д., Техника эксперимента в аэродинамических трубах, ИЛ, 1955. [c.498]

К середине сороковых годов положение начало изменяться. Обширные теоретические исследования, эксперименты в аэродинамических трубах и на летаюш,их моделях привели к тому, что одна за другой стали находить решение основные проблемы полета управляемых летательных аппаратов со сверхзвуковой скоростью. На исходе второй мировой войны появились баллистические ракеты со скоростью, в пять-шесть раз большей скорости звука. [c.183]

Графиками на рис. 285. На этих двух графиках, относящихся к низким температурам потока Г , = — 86° С (полет на высоте 50 км) и Г . = = —233° С (эксперимент в аэродинамической трубе сверхзвуковых скоростей), но к высоким, резко возрастающим с ростом числа Маха температурам стенки, пунктиром показаны результаты расчета по простейшей линейной формуле вязкости (79), а сплошными кривыми с отметками Ч. — Р. и Сат. — соответствующие результаты при принятии формул (15) — Чепмена — Рубезина и (12)—Саттерлэнда пользование формулой Чепмена — Рубезина оправдывается. [c.835]

Для задания директрисе поверхности можно использовать различные методы. В настоящее время при проектировании крыла, хвостового оперения и опор задаются параметры стандартных или модифицированных поверхностей NA A. Иногда при задании крыла вводятся дополнительные стандартные секции или координаты. В конечном счете предполагается создание полного комплекса программ трехмерного проектирования крыла с расчетом несущих поверхностей, который бы целиком выполнялся исходя из геометрических и аэродинамических соображений. Пока такое проектирование ведется на основе экспериментов в аэродинамической трубе и последующих летных испытаний. [c.216]

После продолжительных обширных конструкторских работ и экспериментов в аэродинамической трубе было запланировано в феврале 1945 года строительство трех образцов самолета, которым предстояло впервые летать в августе 1945 года. Техническая служба авиационного вооружения не была враждебно настроена по отношению к этому замыслу, что доказывает заметка начала марта 1945 года в военном дневникеTLR. Дальнейшие разъяснения ни к чему. [c.173]

Разработанные методы расчета позволили обоснованно определять наивыгоднейшую форму крыла в плане, влияние крыла на хвостовое оперение и тем самым выбирать его форму и расположение, учитывать взаимодействие несущих поверхностей (биплан, полиплан). Появилась возможность учитывать влияние винта самолета на распределение нагрузки по размаху и работу хвостового оперения, вводить обоснованные поправки в результаты эксперимента в аэродинамических трубах. [c.286]

Выявление и точное установление этих определяющих характеристик потока, по существу, — необходимое предварительное условие для успешного проведения любого эксперимента в аэродинамической трубе. В данном случае целевые характеристиик потока в принципе могут быть достигнуты методом проб и ошибок, который подразумевает систематическое исследование влияния на поток различных характерных особенностей устройств, вызывающих турбулентность. Такие систематические исследования были проведены, например, при изучении влияния геометрических особенностей препятствий, предназначенных для торможения потока вблизи пола трубы [9.21, 9.22] потока, обтекающего блоки размером 100 X 50 X 50 мм при различном сочетании длины участка разгона и плотности размещения на нем препятствий [9.23] образования пограничного слоя над плоской покрытой гравием поверхностью с диаметром отдельных фракций гравия 14 мм при различных участках разгона [9.23]. О подобных же исследованиях, в результате которых были успешно воспроизведены целевые характеристики потока, сообщается, например, в [9.24—9.27]. [c.264]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...