Срыв потока предел по срыву

Как и в случае самолета, максимальная скорость вертолета в горизонтальном полете ограничена располагаемой мощностью, но для винтокрылого летательного аппарата имеется и целый ряд других ограничений скорости, обусловленных, в частности, эффектами срыва, сжимаемости и аэроупругости. Основным ограничением для многих современных вертолетов является срыв потока на отстающей лопасти, приводящий на больших скоростях полета к резкому увеличению нагрузок на несущий винт и систему управления и росту вибраций вертолета. Вследствие этого расчетная крейсерская скорость вертолета без вспомогательных движителей при современном уровне развития техники лежит в пределах 280—370 км/ч. Для достижения более высоких скоростей требуется либо улучшение аэродинамики несущего винта и фюзеляжа, либо существенное изменение конфигурации вертолета. [c.304]

После отказа двигателя вращение несущего винта замедляется, так как единственным источником энергии для покрытия профильных и индуктивных потерь до начала снижения вертолета является кинетическая энергия несущего винта. По мере возрастания скорости снижения увеличивается скорость протекания потока через диск винта следовательно, увеличиваются углы атаки лопастей. В принципе вертолет может достичь установившейся скорости снижения, при которой увеличение угла атаки будет компенсировать уменьшение частоты вращения винта и поддерживать величину силы тяги, равную полетному весу. Однако срыв кладет предел увеличению угла атаки, а кинетическую энергию винта необходимо сохранить для конечного этапа посадки. При срыве потока на несущем винте поддерживать установившееся снижение невозможно. Поэтому для обеспечения небольших углов атаки лопастей и поддержания частоты вращения несущего винта при переходе на [c.307]

ТОЛЬКО ДО известного предела, так как давление достигает нуля при некотором определенном угле отклонения. Такое же явление происходит на выпуклой поверхности крыла, — если этот предел достигнут, должен произойти срыв потока. Рассматриваемое явление имеег важное отношение к максимуму подъемной силы крыльев. [c.58]

В [119] сделан вывод, что в приземном слое атмосферы, где происходит распространение примесей, в пределах промплощадки турбулентность в значительной степени определяется условиями обтекания зданий( срыв потока у острых кромок и образование вихревых зон у зданий) и начальная турбулентность потока мало влияет на распределение концентраций. Таким образом, имеет место автомодельность по отношению к критерию Кармана. [c.262]

Уменьшение о сверх указанных пределов невыгодно, так как с уменьшением площади лопасти для создания необходимой подъемной силы потребуется увеличить угол установки лопасти, что в результате приведет к ограничению максимальной скорости горизонтального полета из-за возникновения срыва потока при больших углах атаки. [c.62]

С увеличением нагрузки на лопатки выше некоторого предела влияние отрыва потока распространяется на все поле течения и происходит срыв потока с лопатки. Для таких ситуаций характерны нелинейные эффекты, запаздывание и гистерезис. Все эти явления существенно зависят от времени, поэтому срыв потока представляет собой сугубо нестационарный процесс. [c.236]

Кроме степени расширения (для давлений или площадей), формы или очертания выходного сечения сопла, важным параметром работы двигателя является возможность управления срывом. Фостер исследовал серию сопел [19] с полууглом раствора, лежащим в пределах от О до 90°. Он нашел, что величина а вплоть до 20° не влияет на явление срыва, но наклоны сопла в 30° и больше стремятся вызвать срыв потока. Рис. 12.27 показывает заметное увеличение диаметра диска Маха с увеличением а после того, как срыв начался. [c.436]

При больших числах Re сфера плохо обтекается жидкостью. Поток реальной жидкости срывается с поверхности сферы. Для Re < Re p этот срыв происходит при 9 = 82°, а для Re > Re p при 0 > 120°. Критическое число Re зависит от степени турбулентности потока и изменяется в пределах от 1,2-10 при большой степени турбулентности до 3 10 — при малой степени турбулентности. [c.180]

В трубчато-кольцевой КС внутренний и наружный корпусы, как и в кольцевой КС, — общие. Потоки газов, выходящие из пламенных труб, объединяются в кольцевом газосборнике непосредственно перед сопловым аппаратом КС. Число пламенных труб выбирают в зависимости от сечения передней части газовой турбины в пределах от 6 до 12. Пламенные (жаровые) трубы соединены между собой патрубками переброса пламени этих труб. При пуске ГТУ переброской пламени от горящего факела пусковых горелок обеспечивается воспламенение топлива во всех пламенных трубах. Эти же патрубки способствуют восстановлению горения при срыве факела в одной из пламенных труб и выравниванию давления газов в них. [c.66]

ПОМИМО скорости существенно влияет и режим течения пароводяной смеси, т. е. распределение фазовых концентраций по сечению, степень диспергирования фаз, поле скоростей и т. п. В испарительных поверхностях нагрева котлов с естественной циркуляцией массовое паросодержание на выходе из трубы менее 20 % и /ст на 15—20°С выше, чем /р.т. В прямоточных котлах паросодержание по длине труб проходит все значения в пределах 0<х< 1. На участках труб, когда значение х сравнительно невелико, а2=50-г-150 кВт(м -К) и /ст близко к /р.т. При некотором паросодержании Хкр, зависящем от давления и интенсивности обогрева, наблюдается резкое повышение температуры стенки. Следовательно, при всех режимах движения потока с ограниченным паросодержанием поверхность нагрева омывается водой, что обеспечивает активное охлаждение стенки. При определенном граничном паросодержании нарушается структура потока, водяная пленки срывается или испаряется, а капли влаги могут и не достигать поверхности. Ухудшение теплообмена наступает раньше достижения А кр вследствие более высокого давления в пленке, снижающего ее поверхностное натяжение, и при более интенсивном обогреве трубы, ускоряющем испарение влаги. [c.213]

Отметим ещё то обстоятельство, что при заданном распределении давления место отрыва слоя определяется однозначно и, следовательно, не зависит от числа Рейнольдса, если только последнее не скажется на распределении давления в окружающем потоке. Напротив, угол, под которым линия отрыва слоя M N (рис. 172) наклонена к контуру АКВ, будет тем меньше, чем больше число Рейнольдса. В самом деле, мы знаем, что при увеличении числа Рейнольдса R толщина пограничного слоя изменяется обратно пропорционально корню квадратному из числа Рейнольдса также будет изменяться и угол NM B. В пределе при безграничном увеличении числа Рейнольдса толщина пограничного слоя обратится в нуль, место отрыва слоя останется без изменения, и срыв вихрей будет происходить по линии, касательной к контуру. [c.590]

Срывы вихрей наблюдаются у разнообразных по профилю тел частота срывов определяется числом Струхаля, значение которого колеблется в широких пределах, от 0,12 до 0,65 (см. табл. 3.1 и 3.5) и шире. Разные значения чисел Струхаля зависят от того, что принимается в формуле (3.28) за размер й ширина дорожки вихрей или характерный, т. е. поперечный к потоку, размер тела. Причиной разброса чисел Струхаля могут быть способы оценки частоты. [c.100]

Для уменьшения разбега, посадочной скорости и пробега планера, а также для обеспечения устойчивости и управляемости на больших углах атаки необходимо заставить крыло работать на больших углах атаки и на возможно больших Су. Это достигается введением в практику крыльев особой конструкции, так называемых разрезных крыльев 1. Для крыла с нормальным профилем коэфициент подъемной силы Сц достигает своего макси.м.ального значения в 0,60—0,73 на углах атаки порядка 16—20 На закритических углах атаки происходит резкое падение подъемной силы, благодаря срыву обтекания, что вызывает увеличение давления на верхней поверхности крыла. Следовательно, диапазон углов, на которых возможна эксплоа-тация обычного крыла, заключается в пределах от О до 18°. Поток воздуха ввиду трения о поверхность крыла уменьшает около поверхности Свою скорость, образуя пограничный слой, стремящийся двигаться в направлении от области большего к области меньшего давления. Следовательно, пограничный слой будет двигаться по направлению скорости потока до тех пор, пока его кинетическая энергия будет достаточна для преодоления повышения давления. С увеличением угла атаки разность давлений на передней и задней частях верхней поверхности профиля быстро возрастает, и наступает момент, [c.42]

На дозвуковых скоростях более выгодна форма головной части с закругленным носиком, а на сверхзвуковых — заостренная головная часть. Угол конусности головной части выбирают в пределах 10—45°. Не забывайте, что сильно удлиненная и заостренная головная часть способствует увеличению сопротивления трения, а на дозвуковой скорости — срыву и возмущению потока. [c.47]

Безусловно, у теории Прандтля есть ограничения, как и у любой теории. Ее первое ограничение вызвано явлением срыва потока. Это то же ограпичение, о котором я уже говорил нри обсуждении двумерной теории Кутта и Жуковского а именно, величину циркуляции нельзя предсказать теоретически, если угол атаки превышает определенный предел, потому что течение отрывается от новерхности. [c.62]

До второй мировой войны было проведено относительно мало фундаментальных исследований решеток, хотя некоторая информация относительно влияния кавитации на характеристики изолированных профилей, а также винтов и насосов имелась. В 1931 г. Бетц и Петерсон [3] применили теорию свободных струй Кирхгофа для расчета течения через решетку плоских пластин. Эти результаты соответствовали условию полного срыва потока или суперкавитации. В 1932 г. Лангер [15] сравнил экспериментальные данные с этой теорией. Гонгвер [10] использовал результаты Бетца—Петерсона для анализа предель- [c.358]

Огромное многообразие схем самолетов в принципе сводится к нескольким вариантам, параметры которых лежат в довольно узких пределах. В результате многолетней практики были отобраны наиболее оптимальные параметры, соблюдая которые, можно даже без аэродинамических продувок получить надежный, устойчивый летательный аппарат, Отступление от этих проверенных путей, как правило, сопряжено со всевозможными неприятностями. Из всего многообразия схем, пригодных для любительских самолетов, кроме утки и тандема, о которых сказано выше, можно выделить три моноплан с низким расположением крыла, моноплан с высоким расположением крыла и биплан. На рис. 117 показаны параметры самолета нормальной аэродинамической схемы. Подставляя в эту схему конкретные цифры, полученные из номограммы иа рис. 111, можио быстро нарисовать чертеж основных размеров вашего будущего самолета. Прн этом следует помнить, что для моноплана с верхним расположением крыла угол У-образности крыла можио уменьшить до О—2°. Горизонтальное опереиие у такого самолета лучше расположить в следе или ниже крыла, как это сделано на самолетах Ленинградец , Чемпион фирмы Белланка , АКУ-2 и других, показанных на схемах в этой книге. При таком расположении опереиие никогда не попадет в зону срыва потока с крыла иа больших углах атаки. [c.143]

Необходимо отметить, что ходя в пределах конкретной области изменение какого-либо параметра не меняет качественно режим теплообмена, тем не менее протекание процесса несколько изменяется. Так, с уменьшением расхода охлавдающей воды в режиме пленочного кипения возрастает площадь паровой пленки (пузыря) на охлаждаемой поверхности. Пузырь, непрерывно перемещаясь по ней, пульсирует периодически срывается, дробясь в ядре потока на множество мелких, а на поверхности теплосъема сразу же возникает новый пузырь. Частота пульсаций при этом составляла 3—5 1/с при недогреве охлаждающей воды А1 60 °С. [c.42]

Несколько поднимаясь по стенке, пленка срывается и попадает во вращаюш,ийся поток в той зоне влагоотводящего канала, где осевая составляющая скорости потока почти отсутствует. Благодаря этому влага, срываясь со стенки, продолжает двигаться под очень малым углом р А так как радиальный подъем капель пропорционален tg ai [см. формулу (III.12)], то сры-Бающаяся влага значительно поднимается в радиальном направлении во время движения ее в пределах ширины S канала. [c.233]

При расходах жидкости, превышающих некоторый вполне определенный для данной скорости газа предел, на поверхности пленки появляются длинноволновые возмущения с большой амплитудой, так называемые катящиеся (roll) или возмущающие (disturban es) волны. В отличие от мелкомасштабных возмущений катящиеся волны имеют форму колец, занимающих весь периметр канала [75, 179, 200, 209]. Профиль катящейся волны значительно отличается от правильной синусоидальной формы [75] — волна имеет крутой фронт и пологий скат (рис. 4). Детальное изучение фотоснимков движения пленки при дисперсно-кольцевом режиме течения показало, что срыв капель жидкости и унос их в ядро потока происходит только с гребней возмущающих волн [75, 138, 153, 167, 188]. Было установлено также, что чем больше расход жидкости в пленке превышает тем выше амплитуда возмущающих [c.193]

Асимметричность жидкостного кольца может быть выправлена лишь при дальнейшем увеличении скорости движения газового ядра потока. Выравнивание толщины пленки жидкостного кольца по мере увеличения скорости газовой фазы объясняется тем, что процесс срыва пленки с поверхности жидкости протекает неодинаково по периметру кольца. Дело в том, что на интенсивность срыва пленки с поверхности жидкости, помимо физических свойств жидкости, существенное влияние оказывает толщина движущейся пленки. Доказательством этого является рис. 42, где представлены результаты исследований Ван Розума [93]. Изменение толщины слоя жидкости (до некоторого предела) оказывает существенное влияние на значение критической скорости набегания газа, при которой начинается срыв пленки с поверхности жидкости. Для пленки [c.122]

Основными параметрами несущего винта, подлежащими выбору на стадии предварительного проектирования, являются нагрузка на ометаемую поверхность, концевая скорость и коэффициент заполнения. Для заданной полетной массы нагрузка на ометаемую поверхность определяет радиус несущего винта. Нагрузка является также основным фактором, от которого зависит потребная мощность, в частности индуктивная мощность на режиме висения. Нагрузка влияет на скорость скоса потока и скорость снижения на режиме авторотации. Концевая скорость выбирается с учетом явлений срыва и сжимаемости. Высокая концевая скорость приводит к увеличению числа Маха на наступающей лопасти, а следовательно, к увеличению профильных потерь мощности, нагрузки на лопасть, вибраций и шума. Низкая концевая скорость ведет к увеличению угла атаки на отстающей лопасти, при котором начинается недопустимый рост профильных потерь мощности, нагрузок в проводке управления к вибраций вследствие срыва. Таким образом, существует ограниченный диапазон приемлемых концевых скоростей, который сужается по мере увеличения скорости полета вертолета (см. разд. 7.4). Если радиус винта задан, то концевая скорость определяет угловую скорость вращения винта. Высокая угловая скорость обеспечивает хорошие характеристики авторотацни и низкий крутящий момент (и, следовательно, малую массу трансмиссии). Коэффициент заполнения и соответственно площадь лопасти определяются ограничениями нагрузки на ометаемую поверхность из-за срыва. Пределы, ограничивающие эксплуатационное значение коэффициента подъемной силы, а следовательно, и Ст/а, требуют некоторого минимального значения (QR) A для заданной полетной массы. Масса несущего винта и профильные потери возрастают с увеличением хорды лопасти, поэтому выбирается наименьшая площадь лопасти, удовлетворяющая ограничениям по срыву. Такие параметры, как крутка лопасти, ее форма в плане, число и профиль лопастей, выбираются из соображений оптимизации аэродинамических характеристик винта. Окончательный выбор является компромиссным для различных рассматриваемых эксплуатационных режимов вертолета. В процессе предварительного проектирования исполь- [c.302]

Скорость пара имеет существенное значение для работы деаэратора и выбор диаметра корпуса определяется с учетом допустимой скорости пара. В пленочных деаэраторах при чрезмерной скорости пара пленки воды могут срываться паром и выбрасываться с выпаром. В струйных деаэраторах, особенно в нижних отсеках, где объемные расходы и скорости пара значительны, может возникнуть подпор пара, т. е. разница его давлений снизу и сверху каждой дырчатой тарелки. Этот подпор, равный паровому сопротивлению, обусловливается поворотами пара и сопротивлением, которое оказывает проходу пара вода, поступающая из отверстий в тарелках. Для подсчета парового сопротивления нет достаточно надежных данных. При всех прочих равных условиях величина подпора пропорциональна выражению т. е. произведению квадрата скорости пара на его удельный вес. При неизменном давлении пара (Т = onst) подпор пропорционален квадрату скорости пара или квадрату его расхода. Расход же греющего пара, согласно формуле (343), возрастает не только с увеличением расхода воды (производите льности деаэратора по воде), но и с уменьшением температуры поступающей воды. При увеличении расхода и скорости пара подпор возрастает, уровень воды на дырчатых тарелках повышается и вода начинает переливаться сплошным потоком через борта тарелок. Свободный проход пара прекращается, нарушается весь режим работы деаэраторной головки, наблюдается выброс воды с выпаром, а также гидравлические удары, что не только нарушает нормальную работу, но может привести к повреждениям оборудования. Для тарельчатых деаэраторов атмосферного давления (см. фиг. 192), по данным ЦКТИ, желательно иметь скорости пара по отсекам в пределах 1—5 м сек. Сечения для прохода пара определяются как площадь центрального отверстия в тарелке или как площадь кольца между корпусом и глухой тарел [c.389]

Коротко остановимся на вынужденных колебаниях газоотводящих труб в воздушном потоке. Круглые цилиндрические и конические трубы принадлежат к плохо обтекаемым телам. Образующиеся при обтекании трубы вихри периодически срываются, и в результате появляется переменная аэродинамическая сила, которая действует в направлении, перпендикулярном направлению набегающего потока, и вызывает вынужденные колебания трубы, происходящие с частотой, равной их собственной частоте колебаний [41—44]. При этом энергия для колебаний поставляется набегающим потоком ветра, а частота и амплитуда определяются самой колеблющейся конструкцией. Вызываемые периодическим срывом вихрей колебания приводят к раскачиванию газоотводящнх труб, поэтому их конструкция и аэродинамические характеристики должны быть такими, чтобы во всем диапазоне скоростей амплитуда колебаний была в пределах безопасных значений. [c.81]

При малых числах Re оно ламинарное. Вследствие того, что в кормовой части слоя жидкость движется В область повышающегося давления, отдельные ее частицы вблизи поверхности затормаживаются, останавливаются и даже приобретают возвратное движение (фиг. 22-3). Происходит частичный срыв ламинарного пограничного слоя, что ведет к резкому ухудшению условий обтекания. Благодаря срыву ламинарного слоя изменяется и распределение давления по поверхности обтекаемого тела. Совпадение значений давления на поверхности цилиндра в реальном и потенциальном потоке (фиг. 22-2) имеется лишь на передней стороне цилиндра и в пределах 2 ) = 30 40 Точка М с минимальным давлением смещается несколько iiaB Tpe iy потоку (Од, <9СР). Точка С отрыва ламинарного пограничного слоя от поверхности всегда находится за точкой с минимальным давлением М ( с> м)- Частицы огорвавшсгося пограничного слоя свертываются в вихри, образующиеся то с одной, то с другой стороны цилиндра (фиг. 22-4—22-8). [c.380]

Если рост потока горючего окажется больше, чем рост потока воздуха, смесь еще более обогатится и произойдет богатый срыв горение прекратится. Если влияние роста расхода воздуха будет более сильным чем влияние роста концентрации горючего, смесь обед-нится, войдет в пределы воспламенения и горение возобновится. Тепловое сопротивление возрастет, расход воздуха уменьшится и смесь снова выйдет из пределов воспламенения горение ухудшится и т. д. возникает жесткое горение, которое, если оно охватит весь стабилизатор, перейдет в пульсационное. [c.279]

Поток паров воды, поступавших из испарителя в реактор, изменялся в пределах от 0,35 до 1,6 л-атм/с. Верхняя граница значения этого потока лимитировалась производительностью испарителя, а нижняя — срывом разряда на выходе из реактора. Для уменьшения температуры продуктов реакции на выходе из реактора был установлен водяной теплообменник. Разряд стабильно горел в диапазоне давлений от 35 до 60 Торр. Вкладываемая в разряд СВЧ-мощность измерялась калориметрически с помощью водяной нагрузки и составляла 1,2-1,7 кВт. [c.208]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...