Теплоотдача в передней критической точке

Исследование процесса теплоотдачи в передней критической точке при взаимодействии ламинарного потока с преградой представляет не только теоретический, но и практический интерес. С таким процессом приходится встречаться при исследовании теплоотдачи головным частям летательных аппаратов, передним кромкам крыльев, аэродинамических рулей и т. п. [c.158]

ТЕПЛООТДАЧА В ПЕРЕДНЕЙ КРИТИЧЕСКОЙ ТОЧКЕ [c.224]

Решение. Коэффициент теплоотдачи в передней критической точке осесимметричного тела при ламинарном режиме течения в пограничном слое может быть вычислен по формуле 1121 [c.259]

Воспользовавшись формулой, приведенной в предыдущей задаче, определить коэффициент теплоотдачи в передней критической точке тела, летящего на высоте 28 км со скоростью, соответствующей числу = 4,5. Тело имеет форму сферы, диаметр которой 200 мм. Температура поверхности тела Тст — 773 К. [c.260]

Для теплоотдачи вблизи передней критической точки при вдувании газов различной природы в воздух и в азот обобщение результатов численных расчетов позволило получить [c.420]

На рис. 27.7 [81] представлены кривые изменения локального числа Нуссельта при поперечном обтекании цилиндра в зависимости от угла ф для различных чисел Рейнольдса в условиях постоянного теплового потока по поверхности. Из рисунка видно, что число Нуссельта уменьшается, начиная от передней критической точки, достигает минимума при некотором угле ф и далее вниз по потоку резко возрастает. В передней критической точке толщина ламинарного пограничного слоя мала и поэтому локальные коэффициенты теплоотдачи и числа Нуссельта велики. По мере удаления от критической точки вниз по потоку растет толщина пограничного слоя, вместе с ней растет его тепловое сопротивление и коэффициент теплоотдачи уменьшается. В зоне отрыва пограничного слоя коэффициент теплоотдачи вновь резко возрастает. В этой области происходят весьма сложные и еще до конца не ясные явления. Здесь, видимо, происходит периодический процесс — утолщение пограничного слоя, его отрыв и унос оторвавшейся массы жидкости вниз по потоку. Этот периодический процесс непрерывно повторяется. Можно ожидать, что чем больше таких процессов происходит в единицу времени, тем интенсивнее теплоотдача, так как в момент отрыва слоя тепловое сопротивление в этой зоне значительно уменьшается. Очевидно, что применить гидродинамическую теорию теплообмена (см. гл. 24) в этой области невозможно. На интенсивность теплоотдачи в зоне отрыва влияют число Рейнольдса, форма и качество поверхности (шероховатость) обтекаемого тела, физические константы жидкости. [c.321]

Изменение относительных значений коэффициентов теплоотдачи Оф/а по поверхности труб при Яе = 14 -10 можно оценить по данным рис. 2.10. На поверхности труб второго и последующих рядов коридорных пучков максимум коэффициента теплоотдачи находится не в передней критической точке, соответствующей ф = о, а смещен вниз по течению и соответствует месту срыва струй с труб предыдущего ряда, В шахматных пучках труб всех рядов максимум коэффициента теплоотдачи так же, как и для одиночного цилиндра, находится в передней критической точке. Уровень средней теплоотдачи по поверхности труб выше у шахматного пучка. Это объясняется лучшим перемешиванием жидкости в этом пучке. [c.107]

Струйная система охлаждения в лопатках газовых турбин, как правило, используется для местной интенсификации теплообмена на наиболее теплонапряженных участках лопатки. При струйном охлаждении передней кромки лопатки (рис. 18.27), как и при натекании струи на плоскую поверхность, максимум теплоотдачи реализуется в окрестности критической точки, протяженность которой примерно соответствует ширине сопла = = Ь, а на расстоянии от критической точки Al/bg > 10 интенсивность теплообмена резко уменьшается а/а 0,3 (где ао — коэффициент теплоотдачи в окрестности критической точки). Для расчета коэффициента теплоотдачи в окрестности критической точки при натекании струйного потока на вогнутую поверхность можно использовать следующие критериальные зависимости при Рг = 0,7, полученные на основе экспериментальных исследований [c.465]

Определить коэффициент теплоотдачи на цилиндрической части корпуса летательного аппарата в сечении, находящемся на расстоянии 10 м от передней критической точки, при полете на высотах О, 10 и 20 км. Скорость полета 1500 м/с. Температура поверхности корпуса поддерживается равной 400 С 5,21 10- Вт/(м-К) Цст—33,1Х ХЮ-" Па-с Рг,.т = 0,68. [c.261]

Во сколько раз увеличится коэффициент теплоотдачи в сечении х — м на нижней стороне тонкого самолетного крыла при изменении угла атаки or О до 20°2Г, где j — координата, отсчитываемая от передней критической точки вдоль контура поперечного сечения крыла Параметры [c.261]

При поперечном обтекании круглого цилиндра и при обтекании шара на передней части этих тел образуется ламинарный пограничный слой (по крайней мере, при достаточно низких числах Рейнольдса, когда переход к турбулентному пограничному слою не происходит). Расчет местной плотности теплового потока в окрестности критической точки и на лобовой поверхности тел выполняется рассмотренными методами. Однако в сечении цилиндра или шара, расположенном несколько выше по потоку, чем миделево, происходит отрыв ламинарного пограничного слоя (отрыв турбулентного пограничного слоя происходит несколько ниже миделева сечения). После отрыва пограничного слоя на поверхности тела наблюдаются колебания местного коэффициента теплоотдачи, соответствующие сложному вихревому характеру течения с уносом вихрей от поверхности в гидродинамический след. [c.274]

На теплоотдачу цилиндра и сферы сильно влияет степень турбулентности набегающего потока (вследствие возмущения пограничного слоя в окрестности передней критической точки). [c.275]

Решение системы дифференциальных уравнений движения сплошности и энергии, описывающих теплоотдачу в окрестности передней критической точки осесимметричного потока, натекающего на нормальную к его направлению плоскость, приводит к следующей расчетной зависимости [1011 [c.181]

Рис. Х1-31. Сравнение коэффициентов теплоотдачи в окрестности передней критической точки при

Коэффициент теплоотдачи в окрестности передней критической точки плоского тела при вдуве воздуха определяется из критериального уравнения [5] [c.244]

Из формул (5.140)...(5.142) следует, что коэффициент теплоотдачи в критической точке обратно пропорционален квадратному корню из радиуса затупления / о- Поэтому при больших скоростях полета и соответственно больших температурах торможения радиус затупления передних кромок элементов конструкции летательных аппаратов приходится учитывать с целью уменьшения тепловых потоков. [c.142]

Теплоотдача при вынужденном движении жидкости вдоль плоской поверхности. При движении жидкости вдоль плоской поверхности профиль распределения продольной скорости поперек потока изменяется по мере удаления от передней кромки пластины. Если скорость в ядре потока и о, то основное изменение ее происходит в пограничном слое толщиной б, где скорость уменьщается от vvo до и,. = О на поверхности пластины. Течение в пограничном слое может быть как ламинарным, так и турбулентным. Режим течения определяется критическим значением критерия Рейнольдса, нижний предел которого для ламинарного пограничного слоя равен Re p = 8 Ю , а при Re > 3 10 вдоль пластины устанавливается устойчивый турбулентный режим течения. При значениях 8 10 < Re < 3 10 режим течения — переходный (рис. 2.30). [c.170]

В табл. 17.3 приведены данные для 20-й секунды полета Bi = a Rl k-, Fo = atIR", a, — коэффициент теплоотдачи в передней критической точке обтекаемого тела — температура в различных точках сечения носового профиля, i — [c.268]

Для определения коэффициента теплоотдачи вблизи передней критической точки при обтекании осесимметричного тела диссоциирующим воздухом Фэй и Ридделл решили дифференциальные уравнения ламинарного пограничного слоя численным методом для условий движения со скоростью 1,77—7 км сек на высоте 7,6 — 37 км при температуре стенки = 300 — 3000° К. В расчетах принималось Рг = 0,71 Le =1 — 2. Расчеты выполнены для равновесного состава диссоциирующей смеси с учетом изменения физических па- [c.385]

Используя точное решение системы дифференци-альнйгх уравнений ламинарного пограничного слоя с постоянными физическими свойствами ([191, табл. VI. 4), определить коэффициент теплоотдачи в окрестности критической точки круглого поперечно обтекаемого цилиндра, имеющего диаметр 2/ = 0,1 м параметры набегающего потока = = 10 м/с Рооо = О Л МПа = 273 К. Распределение скорости в лобовой части цилиндра на внешней границе пограничного слоя может быть представлено в виде = = 2 Wq sin (jt// ), где л — расстояние, отсчитываемое по дуге от передней критической точки. [c.241]

Определить коэффициент теплоотдачи и плотность теплового потока в передней критической точке затупле.. ного конуса, обтекаемого 1Ютоком воздуха со скоростью, соответствующей числу Moj, = 4. Температура поверхности [c.258]

На рис. Х-7 [107] представлены кривые изменения локального числа Нуссельта для поперечно обтекаемого цилиндра в зависимости от угла ф для различных чисел Рейнольдса в условиях постоянного теплового потока по поверхности. Из рисунка видно, что число Нуссельта уменьщается, начиная от передней критической точки, достигает минимума при некотором угле ф и далее вниз по потоку резко возрастает. В передней критической точке толщина ламинарного пограничного слоя мала и поэтому локальные коэффициенты теплоотдачи и числа Нуссельта велики. По мере удаления от критической точки вниз по потоку растет толщина пограничного слоя, вместе с ней растет его тепловое сопротивление и коэффициент теплоотдачи уменьшается. В зоне отрыва пограничного слоя кoэффициeнt теплоотдачи вновь резко возрастает. В этой области происходят весьма сложные и еще до конца не ясные явления. [c.213]

Для коэффицйента теплоотдачи в окрестности передней критической точки плоского и осесимметричного тела расчетные уравнения имеют вид [c.419]

Один из концов круглого цилиндрического тела диаметром 1,2 м выполнен в виде полусферической головки. Тело продольно обтекается потоком воздуха (передняя критическая точка находится на пересечении полусферы с осью тела). Параметры набегающего потока давление 1 бар, температура 20°С, скорость 60 м/сек. Рассчитайте распределение местного (Коэффициента теплоотдачи аа цилиндрической части тела а участке длиной 3,7 м от ее начала, если поверхность цилиндра имеет постоянную температуру. Принимайте необходимые для расчета допущения относительно ламинарного пограничного слоя на начальном участке тела и распределения скорости внешнего течения в окрестности полусферы. Считайте, что скорость потока вне пограничного слоя вдоль всей цилиндрической части тела постоянна и равна 60 м/сек, хотя, строго Г01варя, в области, прилегающей к сечению сопряжения полусферы с цили ндром, это неверно. [c.307]

Сравнивая формулы (УIII-19) и (УII1-25), устанавливаем, что интенсивность теплоотдачи в окрестности передней критической точки осесимметричного потока больше, чем плоскопараллельного, т. е. ранее высказанное предположение, сделанное на основе качественного анализа процессов, подтвердилось. [c.181]

Формула (ХМ70) служит для определения коэффициента теплоотдачи а = в окрестности передней критической точки с учетом [c.279]

Обобщение результатов расчета коэсЬфициентов теплоотдачи на пористой поверхностн для случая течения в окрестности передней критической точки тела относительно формпараметра ------ [c.442]

Рис. 18.12. Прнкт11Ч1-1.кпе обобщение результатов расчета коэффициентов теплоотдачи ня пористой поверхности для случая течения в окрестности передней критической точки тела относительно Формпяряметра

Рассмотрим методику расчета скорости уноса теплозащ,итного покрытия, на котором формируется жидкая пленка, на примере течения в окрестности передней критической точки осесимметричного затупленного тела (рис, 18.33). Будем считать, что решение для газового пограничного слоя получено и, следовательно, заданы значения обобш,енного коэффициента теплоотдачи и коэффициента трения. Поскольку скорость движения пленки мала, то эти коэффициенты можно принять такими же, как и на неподвижной поверхности. [c.474]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...