Торможение потока пограничное

Торможение потока пограничное 158 Точность входа в атмосферу 335 [c.493]

Вследствие вязкости жидкости и ее прилипания к стенкам происходит резкое падение скорости до нуля в непосредственной близости к стенкам, т. е. образуется тонкий пограничный (пристеночный) слой, толщина которого возрастает с удалением от входного сечения (рис. 1.2, а—в). Так как количество протекающей жидкости остается неизменным, торможение потока в пограничном слое обусловливает соответствующее повышение [c.18]

Все же выбор соответствующей формы центрального тела, особенно при осуществлении отсоса пограничного слоя, дает возможность частично использовать изоэнтропическое торможение потока в диффузоре внешнего сжатия и получить восстановление давления несколько более высокое, чем в трех-, четырех-скачковом диффузоре. [c.474]

Правда, при гиперзвуковых скоростях температура газа вследствие торможения потока в ударных волнах и пограничном [c.128]

Рассмотрим картину течения перед затупленным телом с центральной иглой. Если длина такой иглы не превышает расстояния до криволинейного отошедшего скачка уплотнения (рис. 6.1.1,а), то ее влияние распространяется лишь на течение за этим скачком и оказывается несущественным. Выдвижение острия иглы 9 за пределы криволинейного скачка уплотнения (рис. 6.1.1,6) приводит к перестройке структуры возмущенного потока, которая характеризуется новой системой скачков уплотнения. Это обусловлено отрывом потока от поверхности иглы, который обычно происходит вблизи основания конического острия (излома). Такой отрыв вызывается большим положительным градиентом давления в пограничном слое на поверхности иглы, обусловленным торможением потока перед телом. В результате отрыва возникает застойная зона 1 с возвратным течением. Оторвавшийся пограничный слой смешивается в зоне 2 с внешним возмущенным течением и присоединяется к обтекаемой затупленной поверхности в области 3. Разделяющие линии тока 8 в зоне смешения образуют поверхность, близкую к конической, пересекающуюся с головной частью в точках Л и 5. В месте присоединения сверхзвуковой поток претерпевает поворот, который [c.383]

Расположим начало координат на острие клина (линии, на которой происходит полное торможение потока). Рассмотрим движение, например, верхней ветви. От линии растекания вдоль пластины (ось х) поток движется ускоренно под действием отрицательного градиента давления (dp/dx 0). Пусть в окрестности линии торможения система уравнений пограничного слоя для течения с градиентом давления имеет вид [c.159]

Уравнение квадратичной параболы неприемлемо, так как не удовлетворяется условие на поверхности при >=0 = О и = О, так как в непосредственной близости от стенки инерционные силы равны нулю в связи с практически полным торможением потока (условие прилипания). В таком случае из уравнения движения для пограничного слоя (2.239) следует, что этого могло бы не быть, если бы в уравнение параболы входил член (у/8) . В результате решения уравнения (2.243) совместно с граничными условиями (2.244) получим [c.125]

Выше был рассмотрен вопрос об отрыве ламинарного пограничного слоя. Возможен также отрыв турбулентного пограничного слоя это явление, как и в случае ламинарного слоя, как правило, связано также с движением жидкости или газа против возрастающего давления (возрастание давления по потоку приводит к торможению потока). [c.266]

Результирующий перепад энтальпий торможения в пограничном слое можно представить в виде суммы отдельных составляющих, учитывая тем самым в явном виде концентрации отдельных компонент на поверхности и в набегающем потоке [c.263]

Умножая выражение (388) на найденное значение Да, получим значение действительного расхода G с учетом криволинейно-ности канала и торможения потока в пограничном слое [c.214]

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]

Скорости движения каждой фазы отличаются по величине и направлению. Благодаря вязкости жидкости последняя будет подтормаживать противоположно направленный поток, и у поверхности раздела в силу разно направленных векторов скоростей образуются пары сил, вращающие слои потоков и поверхности раздела с последующим вымыванием этих слоев в вихри. Интенсивность торможения потока пропорциональна энергии основных возмущений торможения. Таким образом, трение между потоками поведет к тому, что пограничные слои газа и жидкости будут пронизываться вихрями. Как в газовом, так и в жидкостном потоках возникающие на поверхности вихри под действием силы Жуковского проникают в глубь как газового, так и жидкостного потоков и тем усиливают интенсивности вихревого поля. [c.152]

Это обстоятельство и ответственно главным образом за то, что при 8 = 0.75 и 1.5 торможение потока в поле соленоида оказывается больше, чем в поле токового витка. Сопоставление результатов по торможению потока в поле соленоида при разных числах Рейнольдса и одинаковых значениях параметра 8 (см. табл. 2) показывает, что интенсивность торможения при Ке = 2-10 больше, чем при Ке = 2-10 Это обусловлено большим вязким трением и отсутствием отрыва пограничного слоя, что компенсирует уменьшение интенсивности МГД-взаимодействия из-за уменьшения скорости в более толстом (при Ке = 2 10 ) пограничном слое. [c.400]

Кроме того, допущение об идеальности газа, т. е. отсутствии в нем внутреннего трения, также слишком упрощает действительный поток в диффузоре. На самом деле торможение потока силами трения создает неоднородность профиля скоростей, не учитываемую одномерной теорией. Существенную роль в работе сверхзвукового диффузора может сыграть явление отрыва потока (пограничного слоя) от стенок диффузора, тесно связанное с наличием в диффузоре косых скачков, падающих и отражающихся от стенок диффузора об этом будет идти речь в заключительных главах курса. [c.140]

Уравнение энергии (Х1-23) удовлетворяется, если температура торможения поперек пограничного слоя не изменяется. Из условия равенства температуры на внешней кромке пограничного слоя и температуры потенциального потока находят постоянную в (Х1-24) [c.226]

Та — температура торможения в пограничном слое, Го, оо — температура торможения свободного потока [c.262]

Еще одним расстоянием, которым может характеризоваться толщина пограничного слоя, является так называемая толщина количества движения 62. Торможение потока, происходящее из-за вязкости в пограничном слое, вызывает уменьшение расхода потока количества движения. Величина 62 определяется как толщина слоя жидкости, движущегося со скоростью и, в котором расход потока количества движения равен ранее потерянному при некотором расходе потока через данное сечение пограничного слоя. Для двухмерного потока уменьшение количества движения дается выражением [c.287]

Последней должна быть определена толщина слоя жидкости, переносящего энергию 63. Торможение потока в пограничном слое из-за вязкости неизбежно вызывает уменьшение потока энергии. Величина 6з определяется как толщина слоя жидкости, движущегося со скоростью V, в котором поток энергии равен ранее потерянному перед данным сечением. Для двухмерного потока уменьшение потока энергии выражается так [c.288]

Это утолщение вытесняет внешнюю часть слоя и оттесняет внешний поток от стенки, порождая семейство волн сжатия в сверхзвуковом потоке (фиг. 3, а). Волны сжатия начинаются в сверхзвуковой части пограничного слоя и распространяются во внешний поток. Таким образом, пограничный слой преобразует резкий перепад давления в более сглаженное распределение, которое может быть им преодолено при условии, что скачок достаточно слаб. С увеличением интенсивности скачка (т. е. приращения давления) градиенты в этой области также увеличиваются и во внутренней части начинается торможение потока, которое продолжается до тех пор, пока не наступит состояние, при котором невозможно движение газа в основном направлении у поверхности тела. Как показано на фиг. 3, б, эти нижние слои отрываются от поверхности, вызывая дальнейшее отклонение внешних частей пограничного слоя и внешнего потока. Так возникает отрыв в непрерывном поле течения, который усиливается с увеличением интенсивности скачка [2]. [c.243]

При больших скоростях движения, когда температура торможения потока заметно отличается от термодинамической температуры, в уравнениях (2-58) — (2-64) термодинамическая температура внешнего потока заменяется на его температуру торможения Тю. Кроме того, текущие значения термодинамической температуры в пограничном слое Т в выражениях для толщины потери энергии заменяются соответствующими значениями температуры То. [c.62]

В табл. 6-1 приведены данные по распределению скорости и энтальпии торможения в пограничном слое, а также по трению и теплообмену при р = 0,286 и 0,4 (ускоренное движение газа) в случаях 7 /Гю=0 0,6 и 1,0. Видно, что в рассматриваемых условиях с усилением охлаждения обтекаемой поверхности уменьшается коэффициент трения, что объясняется уменьшением и ди ду)п, а следовательно, и / "(0) с понижением температуры поверхности по сравнению с температурой торможения внешнего потока. Рост градиента давления внешнего потока вызывает большее заполнение профилей скорости и температуры торможения в пограничном слое. [c.198]

Практически одновременно с исследованиями но взаимодействию скачков с пограничным слоем и по критериям его отрыва при непрерывном торможении потока П. М. Белянин [15] разработал эффективный, весьма простой и точный интегральный метод расчета турбулентного пограничного слоя. Основные идеи этого метода изложены [c.101]

На рис. 3, б показано полное давление при вдуве (2) и охлаждении стенки (3). Максимумы полного давления соответствуют границе пограничного слоя. На кривой (2) в пределах вязкого слоя видны границы струи. Резкое падение в области невязкого течения вызвано торможением потока в волнах сжатия. В области конического течения между скачком, присоединенным к вершине конуса, и ударной волной, возникающей при обтекании искривленной стенки, почти постоянно. [c.165]

При распространении ударной волны по неподвижному газу вдоль твердой поверхности вязкий пограничный слой впереди фронта отсутствует. Однако при условиях, когда на твердой поверхности впереди ударного фронта имеется слой нагретого газа (в течении относительно фронта), давление торможения потока в нагретом слое уменьшается вследствие увеличения скорости звука. При достаточно высокой температуре в нагретом слое, когда давление торможения оказывается ниже давления за фронтом ударной волны, возникает явление отрыва, аналогично тому, как это происходит при взаимодействии ударной волны с вязким пограничным слоем. Отметим, что температура в нагретом слое, необходимая для возникновения отрыва, уменьшается по мере увеличения амплитуды ударной волны. [c.311]

Из доказанного следует вывод, важный для т хт ики прямолинейный участок после входной части сопла делать нецелесообразно, так как происходящее на нем торможение потока может привести к отрыву пограничного слоя, а значит — и всего потока. [c.94]

Эти факторы обусловили необходимость проведения тщательного анализа обнаруженных свойств и условий их проявления. Так, например, широко распространено мнение, что наличие угловой точки (при трансзвуковом режиме) всегда приводит к образованию висячего скачка уплотнения, или что ее наличие всегда служит причиной отрыва пограничного слоя. На самом деле, как показано в 8 гл. 9, висячий скачок возникает из-за конечной кривизны стенки непосредственно за угловой точкой, в результате взаимодействия сингулярности течения вблизи этой точки со стенкой. (Упрощенно это можно назвать перерасширением потока вблизи угловой точки по отношению к тому течению, которое может осуществиться за ней, вблизи стенки.) Отрыв пограничного слоя вызывается торможением потока вдоль стенки непосредственно за угловой точкой (в самой угловой точке замедление потока достигает бесконечного значения) это торможение обусловлено той же причиной, что и образование скачка. [c.202]

Примером изобарического течения может быть, в частности, сверхзвуковое течение у твердой стенки. Пограничный слой вблизи такой стенки образуется в результате непрерывного торможения потока силами внешнего воздействия (трения). В итоге величина скорости течения в нем уменьшается при р = onst от сверхзвукового до небольшого дозвукового значения. [c.217]

О, т. е. в области торможения потока, где dpidx > 0. В результате сопоставления расчетных и экспериментальных данных получено, что условие (8.108) дает завышенные значения координаты точки отрыва. Поэтому не рекомендуется применять метод Польгаузена для диффузорных участков пограничного слоя. Более точное, но несколько заниженное значение координаты точки отрыва дает метод Кочина—Лойцянского. Используя данные табл. 6 и учитывая смысл функции (/), можно установить, что условию (8.107) отвечает значение формпараметра /огр = = —0,0681,f или [c.353]

Это уравнение может быть удовлетворено только при dUidx < < о, т. е. в области торможения потока, где dp/dx > 0. Сопоставительные расчеты и эксперимент показывают, что условие (8-108) дает завышенные значения координаты точки отрыва, т. е. затянутое положение этой точки на обтекаемой поверхности. Это обстоятельство делает малообоснованным применение метода Польгаузена на диффузорных участках пограничного слоя. Более точное, но несколько заниженное значение координаты точки отрыва дает метод Кочина—Лойцянского. Используя табл. 6 и вспоминая смысл функции (/), легко установить, что условию (8-107) отвечает значение формпараметра [c.387]

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]

При оптимизации турбины в качестве элементов совокупности Хст целесообразно выбрать диаметр сопл на срезе соплового аппарата d угол выхода потока из соплового аппарата а степень парциальностп а угловую скорость вращения рабочего колеса п. В совокупность входят расход пара /й давления торможения потока на входе Ро и выходе из турбины ро. В гл. 2 отмечалось, что в ПТУ с ДФС процесс расширения рабочего тела в турбине начинается с правой пограничной кривой. Поэтому задание Ро однозначно определяет состояние рабочего тела на входе в турбину, а температура перегретого пара на выходе из турбины находится при расчете ее рабочего процесса. [c.106]

Правильный подход к определению формы обтекаемых тел вообще и решетки в частности заключается в обеспечении такого распределения скорости на их поверхности, при котором обтекание построенного тела действительной (вязкой) жидкостью в наибольшей мере приближалось бы к его теоретическому обтеканию идеальной (невязкой) жидкостью. Соответствующее теоретическое распределение скорости (которое мы и называе.м гидродинамически целесообразным) характеризуется отсутствием на профиле местных сверхзвуковых зон с последующим торможением потока и отсутствием на большей части профиля участков с повышением давления (диффу-зорных участков). Если такие участки неизбежнь (например, в компрессорных решетках), то на них должно удовлетворяться условие безотрывного обтекания вязкой жидкостью с образованием пограничного слоя. [c.418]

Известно, что при умеренных сверхзвуковых скоростях потока < 1,3. .. 1,4) потери в скачке (сг к = plJpx) малы, а повышение давления (яск = Рск рт) сущ,ественно (рис. 3.9). Следовательно, в сверхзвуковой компрессорной решетке торможение потока в системе скачков небольшой интенсивности можно использовать для повышения давления в решетке без существенного увеличения потерь по сравнению с бесскачковым торможением. При этом надо стремиться обеспечить такую профилировку лопаток, чтобы скачки не вызывали отрыва пограничного слоя от спинки лопатки. [c.72]

Анализу новых вопросов рассматриваемой проблемы посвяндена данная статья. Уже предварительные исследования течений в каналах при более высоких числах Маха продемонстрировали чрезвычайно сложный характер торможения потока. Даже в простейших вариантах возникают специфические зоны отжатия потока от стенок канала, каверны, отрыв ламинарного и турбулентного пограничных слоев, распространение отрывных зон вверх по потоку от магнитного поля и т.д. [c.387]

Проанализируем теперь ламинарное течение вязкого газа при Ке = 2 10 . При анализе результатов расчетов необходимо учитывать два фактора при Ке = 2 10 пограничный слой толгце, чем при Ке = 2 10 , что приводит к уменьшению зоны эффективного МГД-взаимодействия. С другой стороны, увеличение роли вязкости при переходе к Ке = 2 10 должно способствовать усилению торможения потока. Эти тенденции нашли отражение в приведенных в табл. 1 результатах (см. варианты 5-9). [c.397]

В цилиндрической части сопла величины т° и уменьшаются из-за увеличения толщины пограничного слоя и деформации профилей скорости и энтальпии, вызванной торможением потока. Рост величины закрутки приводит к падению скорости внешнего потока и некоторому увеличению толщины пограничного слоя, что вызывает снижение т° и В области ускоренного течения, как обычно, профили скорости становятся более наполненными, толщина пограничного слоя сначала уменьшается и достигает минимального значения в области горла, а затем несколько возрастает. Соответственно величины т° и достигают максимальных значений в области горла. Влияние закрутки ослабевает и проявляется лишь в незначительном увеличении наполненности профиля скорости. [c.538]

Из-за торможения потока в пределах пограничного слоя линии тока вне его вследствие неразрывности потока более отдалены от тела, чем в полностью невязком потоке. Расстояние, на которое смещаются линии тока, называется толщиной смещения б]. Как будет показано, эта толщина может быть определена более точно, чем б, и расчет безвихревого потока вне пограничного слоя, Бьшолненный с ее помощью, характеризуется большей точностью. Таким образом, хотя в первом приближении поток вне пограничного слоя может быть рассчитан как потенциальный поток в заданных твердых границах, однако лучшее приближение дает рас- [c.286]

При сильном нагревании обтекаемой поверхности местные значения скорости в пограничном слое могут превышать скорость внешнего потока. Это видно из табл. 6-3, в которой показано распределение скорости и энтальпии торможения в пограничном слое при Тгл1Ты= = 4 р = 0,4. В этом случае / "(0) = 1,58 [c.203]

При оценке эффективности торможения сверхзвукового потока необходимо сопоставлять газодинамические параметры в его входном и выходном сечениях. Их распределения в сечении выхода существенно неоднородны. В сечении входа имеется лишь незначительная неоднородность, обусловленная пограничными слоями. Согласно [8], при определении осредненных параметров в произвольном сечении канала действительному неоднородному потоку ставится в соответствие некоторый однородный канонический поток, у которого сохраняются три газодинамические характеристики действительного течения. Их выбор зависит от особенностей задачи. В данной работе переход к одномерному потоку в выходном сечении осуществлялся с сохранением расхода, продольного импульса и потока полного теплосодержания. Параметры полученного так одномерного потока давление Ре, давление торможения р1, температура и число Маха - соотносятся с аналогичными величинами Ро, Ро Мр и То в начальном сечении, образуя безразмерные параметры Ре/Ро РЦРО и Т /Тр, характеризующие процесс торможения потока с газодинамической точки зрения. [c.580]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...