Аккерета

Прандтля — Аккерета формула 383, 384 [c.460]

Коэффициенты подъемной силы и сопротивления по этому упрощенному приближенному методу (методу Аккерета) будут соответственно равны [c.200]

При больших сверхзвуковых скоростях, когда M os (n,x) 1, справедлива обычная линейная теория Аккерета и вытекающий из нее закон подобия. При этих условиях существуют и достаточно общие специальные методы аналитического расчета потока, основанные на линеаризации уравнений. Однако, до настоящего времени нет остаточно общих специальных методов расчета течений с большими сверхзвуковыми скоростями, для которых условие M os (n,x) 1 не выполняется и поэтому линеаризация уравнений становится недопустимой. [c.26]

Сверхзвуковое обтекание тонкого профиля. Формулы Аккерета [c.218]

Согласно (41) будем иметь следующую формулу Аккерета для коэффициента волнового сопротивления [c.222]

Теория Аккерета, как теория первого приближения, дает результаты, удовлетворительно совпадающие с экспериментом, если профиль достаточно тонок, углы атаки малы, а число М не слишком близко к единице. Для примера приводим (рис. 98) сравнение [c.223]

На рис. 110, заимствованном из только что цитированной монографии Г. Г. Черного, сплошными кривыми показаны зависимости Су (0) при различных Моо в интервале (3 < М. < оо), рассчитанные по формуле (111) для воздуха (к = 1,4), пунктирными прямыми нанесены соответствующие значения Су (0) по формуле (43) линейной теорий Аккерета ( 50). Наконец, верхняя прямая (Моо = 0), показанная штрих-пунктиром, отвечает известной нам по гл. V формуле Су = 2я0 для несжимаемой жидкости. [c.251]

Рассмотрение кривых на рис. 110 показывает, что при М > > 5 формула Аккерета дает заниженные значения коэффициента подъемной силы. [c.251]

Формпараметры 614 Формула Аккерета 221, 251, 708 [c.736]

Введение термина конус Маха принадлежит, по-видимому, Л, Прандтлю, а термина число Маха — Я. Аккерету. [c.82]

На теории Прандтля — Майера основано исследование течений не только около носка снаряда, но и в сопле Лаваля и около профиля крыла с передней кромкой в виде идеально острого клина. Укажем, например, на работу Я. Аккерета (1925) , в которой рассматривается обтекание сверхзвуковым потоком плоской пластинки при мал ом угле атаки а. [c.316]

Следовательно, плотность подъемной силы на задней кромке может иметь конечное значение. Это следует также из правила Аккерета, что давление, производимое на каждый элемент поверхности, зависит только от местного угла атаки. Таким образом, например, в случае [c.33]

См. доклад Аккерета на конференции по большим скоростям в авиации, состоявшейся в Риме в 1935 г. [имеется в переводе на русский язык в сборнике статей Газовая динамика , Москва, 1939. Прим. перев.)] [c.409]

Часто она бывает очень мала. Термодинамически более точная теория дана Гейнрихом . Скачок уплотнения в потоке из смеси воздуха и воды исследован Аккеретом . [c.437]

Изменение его толщины индуцирует во внешнем сверхзвуковой потоке градиент давления, вызывающий отрыв. Течение описывается уравнениями обычного пограничного слоя несжимаемой жидкости, но в этих уравнениях градиент давления не задан заранее, а должен определяться в процессе решения из условий совместности с внешним сверхзвуковым потоком. Это условие и известная формула Аккерета линейной теории сверхзвуковых течений позволяют выразить градиент давления через вторую производную от толщины вытеснения вязкой области течения. Таким образом, в уравнениях пограничного слоя появляется старшая (вторая) производная по продольной переменной от неизвестной функции — толщины вытеснения. Это делает необходимым задание еще одного дополнительного краевого условия, кроме начальных и граничных условий на поверхности тела и на внешней границе пограничного слоя. Поскольку появляется не частная, а полная производная по продольной переменной, то достаточно задать не функцию, а лишь одну константу, в данном случае — положение точки отрыва. [c.243]

В работе [61] был применен искусственный прием. Сначала численное интегрирование уравнений несжимаемого пограничного слоя проводилось обычным путем, т. е. при заданном распределении давления. На небольшом расстоянии перед точкой отрыва вместо давления задавалось распределение толщины вытеснения пограничного слоя в виде полинома второй или третьей степени, а давление определялось. При этом удавалось пройти через точку отрыва и даже область присоединения небольшой зоны отрыва. Таким образом решалась обратная задача. Для сверхзвукового течения со свободным взаимодействием [201 возможность прохождении через точку отрыва обеспечивалась заданием аналитической связи между величиной давления и производной от толщины вытеснения пограничного слоя. (Связь в виде формулы Аккерета.) Разумеется, решение, полученное для области за точкой отрыва, не является единственным и отвечает лишь найденному виду течения. Однако это решение отвечает условиям в критической точке возвратного течения развитой зоны отрыва, что видно из сравнения расчетного значения давления в изобарной части зоны отрыва с экспериментальными данными (фиг. 6). [c.257]

При установившемся сверхзвуковом обтекании тонких профилей (М>1, М5 1) потоком сжимаемого газа для расчета приращения давления применяют фop fyлy Аккерета [c.517]

Примечательно, что найденные коэффициенты Сх и Су совпадают с соответствующими коэффициентами для клина, данными в работе [2]. Аналогичное обстоятельство имеет место и в линейной теории [5]. Вычисленные по этой теории коэффициенты Сх и Су совпадают с формулами Аккерета для клина. На рис. 5 показано сравнение теории с экспериментом работы [6] для модели треугольного крыла с ромбовидным профилем 5% толщины при 3 = 30°, М° = 6.9 и 7 = = 1.4. Сплошные кривые, построенные по формлуам (3.2), переходят в штриховые в той части, где параметр к = М° sin а < 1 и теория неприменима. Штрих-пунктиром нанесены результаты линейной теории, полученные в работе [7]. [c.258]

В геттингенской школе Праядтля получили всестороннее развитие идеи теории пограничного слоя, вихревой теории крыла конечного размаха ( несущие линии и поверхности) и полуэмпирической теории турбулентности. Здесь были выполнены в 20—30-х годах важные работы но сверхзвуковой аэродинамике Из геттингенской школы вышли или свею были органически связаны Я. Аккерет, А. Бетц, Г. Блазиус, А. Буземан, Т. Карман, М. Мунк, [c.282]

Укажем также на новый самостоятельный раздел ракетодинамики, получивший развитие в конце 40-х гг. Речь идет о релятивистской ракето динамике. Первая публикация по этой теме принадлежит швейцарскому механику Я. Аккерету (1946 г.), который получил уравнение релятивистского движения ракеты в координатах неподвижного наблюдателя в виде [c.81]

По-видимому, впервые вопросы специальной теории относительности в механике тел переменной массы (релятивистская ракетодинамика) рассмотрел Я. Аккерет [233, 330], а затем Е. Зенгер [136] применительно к движению фотонных ракет (см. часть I книги). Основная цель этих исследований заключалась в выводе уравнений релятивистского движения ракет на основе традиционных уравнений реактивного движения. Понятно, что гиперреактивное описание движения к аналогичной релятивистской задаче предъявляет несколько другие требования. [c.235]

Этим теоретически объясняется эмпирическое утверждение Бетца и Петерсона ), что теория струй применима, если р7р< 1. Эти авторы основывались на работе Аккерета и на более ранних работах Мизеса, проверявшего теоретические расчеты для струй воды в воздухе. Например, хотя влияние стенок, описанное в 40, не сказывается в реальных следах, для которых оно первоначально было рассчитано ), оно весьма существенно при наличии реальных каверн. [c.88]

Приведенные формулы впервые были получены в несколько иной форме Аккеретом . Измерения подъемной силы и лобового сопротивления выполнены Буземаном и Вальхнером , ими же разработана более точная теория. [c.404]

Крайне малая длительность потоков, достигаемых при помощи напорных или вакуумных камер, является основным недостатком аэродинамических труб, работающих по такому принципу. Необходимость увеличить время возможного наблюдения процессов, происходящих при обтекании моделей, привела к созданию аэродинамических труб непрерывного действия. Для этой цели понадобилось применение весьма мощных воздуходувных машин обычно турбокомпрессоров. Первая аэродинамическая труба такого рода была построена Аккеретом в Пю-рихе . Она приводится в действие мотором в 1000 л. с. и при больших скоростях работает на разреженном воздухе, так как в противном случае была бы нужна еще большая мощность. Вторая установка такого же рода, но с мощностью около 4000 л. с., построена в Гвидонии близ Рима . Так как в турбокомпрессоре происходит нагревание воздуха, то для сохранения температуры воздушного потока на постоянном уровне труба снабжается специальной охладительной системой. Рабочий участок такой трубы устраивается совершенно так же, как и в трубах с вакуумными камерами. Схема Цюрихской аэродинамической трубы больших скоростей изображена на рис. 260. [c.409]

В тот же период времени общий интерес к явлению кавитации побудил к проведению экспериментов в трубках Вентури и других каналах с сужениями и к созданию гидродинамических труб для испытания гидрокрыльев, а также гидродинамических труб с регулируемым давлением для исследования гидравлических насосов и турбин. Большая часть связанных с этим работ была проведена в Европе, включая работу Аккерета [I], выполненную в Геттингенском гидродинамическом научно-исследовательском институте, которая была начата в 1925 г. В США гидродинамические трубы для исследования насосов были построены в 1934 г. в лаборатории гидравлических машин Калифорнийского технологического института ( IT) [28]. В последующих гидродинамических трубах были использованы особенности конструкции и оборудования этих установок. [c.42]

Установка для обстрела образцов каплями. Во всех описанных выше установках эрозия развивалась под действием кавитации. Другой метод создания эрозии состоит в обстреле тела струями жидкости. Этот принцип применялся Аккеретом и Халлером [1, 14а] в первых опытах по определению эрозии металлов, используемых в гидравлических машинах. Они наблюдали разрушение материала, которое носило такой же характер, как и кавитационное разрушение ковшей турбины Пелтона, но происходило в условиях, когда трудно предположить существование низких давлений, при которых возникает кавитация. Был сделан вывод, что разрушение вызывается ударами о ковши турбины водяных капель, содержащихся во влажном паре. [c.474]

В СВЯЗИ С этим Аккерет и Халлер [1, 14а] применили для изучения разрушения устройство, которым ранее пользовался Хо-неггер [35а] для моделирования разрушения лопастей паровых турбин под действием влажного пара. Схема этого устройства приведена на фиг. 9.23. Испытываемые образцы устанавливаются по окружности диска, вращающегося с большой скоростью и пересекающего сравнительно медленный поток жидкости, направленный перпендикулярно диску. Испытываемый образец соударяется с частицей жидкости, отделяемой от струи, причем скорость соударения в основном определяется скоростью вращательного движения образца. Халлер [14а1 показал, что давление, развивающееся при ударе капли, летящей с большой скоростью, о поверхность диска, зависит от упругих свойств материала поверхности и жидкости и определяется следующим простым соотношением [c.475]

В последние годы исследователи вновь вернулись к принципиальной схеме этой установки. Установки, подобные установкам Аккерета и Халлера, имеются в настоящее время в Миннесотском университете [70], в Гидравлической исследовательской лаборатории фирмы Электриситэ де Франс [9, И], в Национальной технической лаборатории в Ист-Килбрайде в Шотландии [34а], в СССР и других странах. [c.475]

В связи с этим рассуждением, а также с тем, что видимое разъедание наблюдалось в материалах со статическим пределом текучести порядка 7 10 — 7 10 кГ1см , вначале было предположено, что максимальные давления при захлопывании находятся в этом же диапазоне ). Однако Аккерет [43, стр. 227—240] указал, что водяные капли, ударяясь со скоростью порядка 15—150 м1сек и соответствующим ударным давление.м реи (здесь с — скорость звука в воде) порядка 7-10—7-102 кГ1см , также могут вызывать разъедание. Он со своими сотрудниками ) пришел к выводу, что максимальное давление в захлопывающихся кавернах имеет этот значительно меньший порядок величины. Другие исследователи склоняются к промежуточному диапазону 7-102—у-Ю кГ/сж ). [c.408]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...