Режим обтекания

Влияние массообмена между пузырьком газа и жидкостью на гидродинамический режим обтекания пузырька [c.292]

Описанный режим обтекания, однако, не является единственно возможным. На рис. 109 и ПО изображены режимы, при ко- [c.589]

Если поместить тело в вертикальный поток, движущийся со скоростью Цк, то оно будет находиться в покое относительно неподвижных границ потока (стенок труб). Эту скорость иногда называют скоростью витания. При скоростях потока, больших и , уноситься вверх. Режим обтекания жидкостью тела, [c.124]

Эксперименты показали, что для большинства частиц при Ре < 1 режим обтекания ламинарный. Например, этот режим будет в воде, если vd , 10 м /с. Следовательно, ламинарный [c.125]

Указанный режим обтекания моделируется в аэродинамической трубе, в рабочей части которой под некоторым установочным углом атаки о размещается модель крыла, совершающая около положения угла а малые колебательные движения. Считая движение невесомой и невязкой жидкости вне крыла и его следа б е 3 в и X р е в ы м, можно решать задачу о нахождении потенциала скоростей, который представляется в виде [c.349]

Летательный аппарат, имеющий форму тонкой пластины с хордой Ь = = 10 м, спускается в атмосфере Земли с постоянной скоростью = 5000 м/с. Определите предельную высоту спуска, для которой режим обтекания пластины соответствует свободномолекулярному течению воздуха. [c.711]

Приведенные соображения показывают, что эффекты скольжения имеют существенное значение при полетах скоростных самолетов и космических аппаратов. В последнем случае из-за высокой разреженности атмосферы (аномально высокая кинематическая вязкость V = ) /р") режим обтекания поверхности космического объекта может оказаться ламинарным даже при очень высоких скоростях движения. Тогда эффект скольжения увеличивается со снижением [c.69]

Коэффициент лобового сопротивления Сх при симметричном обтекании частиц зависит от числа Рейнольдса Ре = ыйi/v и формы частиц. На рис. 20.1 показана зависимость от Ре при симметричном обтекании шара. При Ре < 1 коэффициент Сх обратно пропорционален числу Ре, т. е. С,= 24/Ре. Соответственно сила Р пропорциональна скорости в первой степени (ламинарный режим обтекания). [c.90]

Режимом вихревого взаимодействия называют режим обтекания, при котором [c.204]

Если режим обтекания характеризовать числом Рейнольдса, отнесенным к длине тела (Re = Иоо/Zv), относительное расстояние места перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный составит хИ = Rej /Re . При больших значениях Re отношение хИ настолько мало, что пограничный слой на всем протяжении тела можно считать турбулентным. [c.296]

Режим обтекания жидкостью тела, а следовательно, и факторы, влияющие на силу В, могут быть различными. Основным определяющим критерием является число Рейнольдса [c.122]

Эксперименты показали, что для большинства частиц при Ке < ( 1 режим обтекания ламинарный (рис. 73, а). Например, этот режим будет в воде, если уй, 10 м /сек. Следовательно, ламинарный режим возможен при обтекании тел с весьма малыми скоростями или при свободном падении мельчайших частиц (обычно э 1 мм). Этот режим представляет интерес при расчетах отстойников для осаждения ила, шлама и т. п. [c.122]

Проверка работоспособности установки включала определение оптимального расстояния между дисками, установление границ температурно-гидродинамических условий, в которых реализуется ламинарный режим обтекания неподвижного диска, количественное [c.172]

Микрорезание. Контактные напряжения или деформации достигают разрушаюш их значений. Нарушается режим обтекания выступов деформируемым материалом. Разрушение происходит при первых актах взаимодействия. [c.14]

Если режим обтекания турбулентный, то, положив коэффициент вду-ва v = 0,2, получим [c.259]

Напротив, второе граничное значение для скорости уноса массы достаточно сильно зависит от того, ламинарный или турбулентный режим обтекания устанавливается в пограничном слое. В первом случае G > = [c.259]

В струях стендовых ракетных двигателей воспроизводятся величины энтальпий торможения h до 6000—8000 кДж/кг и скорости потока порядка 3000 м/с. В настоящее время эти установки являются по существу единственными, в которых при сравнительно высокой температуре можно в течение длительного периода времени получать турбулентный режим обтекания испытываемых моделей. Серьезным недостатком испытаний материалов в струях стендовых ракетных двигателей является то, что химический состав потока не соответствует, как правило, реальным условиям работы материалов. Это обстоятельство затрудняет изучение механизма разрушения материалов, для которых химические реакции при разрушении играют определяющую роль. Кроме того, при испытаниях в струях ракетных двигателей материалов с высокой температурой разрушения, порядка 3000 К, вследствие малости перепадов энтальпий (/е—/ш) поперек пограничного слоя неизбежно появляются большие погрешности в определении величины теплового потока к разрушающейся поверхности. [c.312]

Потери течения, рассмотренные в 30, определялись при плоскопараллельном обтекании профильной решетки. Режим обтекания мог быть осреднен и профиль межлопаточного канала выделен в качестве влияющего фактора на обтекание, почему и потери энергии, характеризующие качество обтекания, были названы профильными. Такое выделение профильных потерь в проектировании проточной части турбоагрегатов существенно необходимо, поскольку именно по такому показателю производится выбор лопаточных профилей и установка их в решетке. При дальнейшем наслаивании энергетических потерь возникают новые, влияющие на качество процесса течения, факторы, которые ослабляют влияние профиля межлопаточного канала и затрудняют оценку правильности выбора лопаточных профилей и их решеток. [c.245]

Можно выделить два случая рассматриваемого возбуждения. В первом случае возникновение возбуждения обязано срывному режиму обтекания собственно лопаток рабочего колеса. Здесь силовое воздействие формируется в результате схода с лопаток интенсивной срывной пелены. Наиболее радикальным путем снижения этого возбуждения является воздействие на режим обтекания лопаток. [c.156]

Режим обтекания профиля при опытах оценивался числом Рейнольдса, вычисленным по средней скорости потока в решетке, хорде профиля и вязкости, определенной при температуре воздуха на входе в решетку. Средняя скорость потока в решетке w p определялась как среднеарифметическая из скоростей на входе и выходе из решетки. Скорость выхода потока из решетки определялась с помощью газодинамических функций по измерявшимся в опытах полным и статическим давлениям на выходе, а скорость потока на входе в решетку wi находилась по скорости выхода Шз и измеренному в опытах углу выхода потока из решетки [c.65]

Полученное выражение представляет собой зависимость критериальных параметров газа, охладителя и характеристик пористой пластины. Необходимый расход охладителя, обеспечивающий режим обтекания газодинамическим потоком пористой пластины, определяется соотношением (56). [c.204]

Таким образом, в условиях эксплуатации параметры воздуха перед компрессором р1] Т1, а также частота вращения п и расход воздуха Ов изменяются в широком диапазоне. Соответственно изменяются Як, и режим обтекания лопаточного аппарата компрессора. Изменяются также треугольники скоростей и характер течения в пограничном слое. [c.106]

Для конкретной решетки кривизна профиля е известна, а угол атаки рассматривается как аргумент, определяющий режим обтекания. [c.245]

Режим обтекания и теплоотдачи призматических тел (стержней) заметно меняется также с изменением их ориентации относительно набегающего потока теплоносителя, т.е. в зависимости от того, набегает поток на ребро или грань стержня. [c.228]

Рассматривается режим обтекания наветренной стороны крыла со сверхзвуковыми передними кромками. Несмотря на ряд исследований [1-4], эта задача не получила корректного решения. Сложность заключается в том, что в поле течения за сильной ударной волной имеются области однородного, потенциального и вихревого потоков, которые необходимо склеивать достаточно гладко. Ниже развита аналитическая теория гиперзвукового обтекания крыла с присоединенной волной, позволившая произвести необходимое сопряжение потоков. [c.261]

Если крыло нагружено слишком сильно, например, за счет увеличения угла атаки, то происходит отрыв пограничного слоя на верхней поверхности крыла и в результате за крылом возникает сильно развитый турбулентный след. Это приводит к потере подъемной силы и к увеличению лобового сопротивления. Такой режим обтекания со срывом потока, показанный на рис. 15-15,г, невозможно легко описать в рамках теории потенциальных течений, потому что расположение точки отрыва S зависит от характера течения в пограничном слое. [c.413]

НИИ также показана на рис. 3.1. Массовый расход m по-прежнему равен pA V у). Но для этого случая по законам сохранения импульса и энергии получаем Т == mV — rh Vw) = = —rhw и Р = T Vv) = /2)rhV — (1/2) m(K- -= = — (l/2)m(2V +ш)ш. Теперь V отрицательна, а Т, и и w по-прежнему положительны. Так как сумма V и отрицательна (поток через диск направлен вверх), то Р=7(1/+о)<0, т. е. несущий винт поглощает из воздушного потока энергию, превосходящую индуктивные затраты. Этот режим обтекания называют режимом ветряка. Исключение Т/гп в этом случае снова дает ш == 2 о. Уравнение импульсной теории для индуктивной скорости на режиме снижения имеет вид Т = —2pA V- -+ о) V, или [c.105]

Режим обтекания тела воздушным потоком определяется формой тела, его ориентировкой относительно потока, скоростью потока и состоянием воздушной среды. [c.41]

Появление в решении уравнения Чаплыгина предельных линий свидетельствует о том, что в данных конкретных условиях невозможен непрерывный во всей области движения режим обтекания, и в потоке должны возникать ударные волны. Следует, бднако, подчеркнуть, что положение этих волн отнюдь не совпадает с предельными линиями. [c.610]

На рис. 7.3 находим минимальный коэффициент давления /Jminn = —0,8 и определяем по этому коэффициенту из графика Христиановича (см. рис. 1.1.15 [20]) критическое число Маха M ,j,p = 0,58. Так как заданное число = 0,5 меньше Моокр = 0,58, режим обтекания профиля сжимаемым потоком докритиче-ский и для пересчета давления можно использовать метод Христиановича. По числу Мао = 0,5 дляй = 1,4 вычисляем относительную скорость к о = 0,5345 (см. задачу 7.11). [c.181]

Первые три профиля отличаются простотой изготовления. Преимущество треугольной и ромбовидной форм заключается в придании оперению большей жесткости по сравнению с трапециевидной формой. С точки зрения аэродинамики некоторой выгодой обладает трапециевидный профиль, так как при одинаковой с треугольным и ромбовидным профилями толщине он может обеспечить меньшее сопротивление и большее аэродинамическое качество. У чечевицеобразного профиля сопротивление еще меньше, чем у трапециевидного (при одинаковой относительной толщине). Выбором соответствующих углов заострения передней и задней кромок можно добиться хорощей жесткости крыла. Увеличивая углы заострения передней кромки, следует учитывать возможность возрастания волнового сопротивления, а также повышенную чувствительность режима обтекания к изменению углов атаки. Так, с увеличением углов заострения уменьшаются углы атаки, при которых наступает режим обтекания с отошедшей волной, когда резко возрастает сопротивление, нарушается безотрывный характер течения, что вызывает снижение подъемной силы и, как следствие, ухудшение устойчивости. [c.63]

Положим, что режим обтекания соответствует критическому расходу. Если в первом приближении считать течение одномерным и изознтропийным, то критическая скорость возникает в сечении, где площадь канала минимальна, а звуковая линия может считаться прямой. Запишем уравнение неразрывности для сечения перед решеткой и минимального сечения решетки [c.247]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...