Торможение пограничного слоя

Торможение пограничного слоя 229 [c.229]

Последняя сила — это просто сопротивление стационарному ползущему обтеканию сферы, движущейся с постоянной скоростью ( 30). Первую же силу можно истолковать как силу торможения пограничного слоя, и такую схему мы рассмотрим сейчас в общем случае. [c.229]

Торможение пограничного слоя [c.229]

Для двумерных пограничных слоев можно показать, анализируя порядок величин, что толщина пограничного слоя б связана с расстоянием от точки торможения х соотношением [c.258]

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]

Сам чувствительный элемент должен иметь относительно малую постоянную времени от 1 до 5 с в зависимости от условий полета. Конструкция элемента показана на рис. 5.28. Проволока диаметром 0,05 м из чистой платины намотана спиралью и укреплена между двумя коаксиальными тонкостенными платиновыми трубочками спираль изолирована от стенок слюдой и залита цементом. Полностью датчик температуры торможения показан на рис. 5.29. Прежде чем попасть на чувствительный элемент, воздушный поток круто поворачивает, так что любые увлеченные им твердые частицы пролетают в выходное отверстие. Внутренний пограничный слой отсасывается через отверстия, показанные на рисунке, с тем чтобы не происходило отделения потока при резком изменении его направления. [c.230]

Характер турбулентного течения в пограничном слое смеси можно выявить, рассматривая, например, течение в сопле (разд. 7.4). На теневых фотографиях виден плотный слой твердых частиц (толщина которого составляет доли миллиметра), движущийся вдоль стенок сопла [731]. Типичные результаты представлены на фиг. 8.10, где экспериментальные данные сравниваются с результатами расчетов (по одномерной схеме) для смеси воздуха со стеклянными частицами при заданном законе изменения сечения (Л/). (Скорость потока и рассчитывалась по давлению Р, скорость частиц Ыр — по скорости потока и и отношению массовых концентраций частиц и газа тг, индекс 1 означает условия на входе или условия торможения.) На расстоянии приблизительно до 50 мм от входа экспериментальные значения Пр и совпадают с расчетными (это означает, что коэффициент сопротивления твердых частиц выбран правильно). За этим сечением измеряемая концентрация частиц в ядре потока остается неизменной, но концентрация твердых частиц у стенки начинает резко возрастать (кривая А/тг ш показывает этот рост). Хотя теневая съемка не позволяет точно определить толщину этого движущегося слоя, значения на фиг. 8.10 показывают, что при х = 63,5 мм [c.365]

Температура термометра, помещенного в рабочую часть, также приблизительно равна температуре торможения. Это объясняется образованием у стенок трубы и термометра пограничного слоя, в котором обтекающий газовый поток полностью затормаживается. Таким образом, неподвижный термометр не мо- [c.20]

Следует отметить, что около критического сечения поток очень чувствителен к изменению поперечного сечения канала. Так, папример, для изменения числа М на 10 % (от М = 0,9 до М = 1) достаточно изменить площадь сечения на 1 %, а для перехода от М = 0,95 к М = 1 — на 0,25 %. По этой причине нельзя поддержать критический режим на достаточно протяженном участке прямой трубы (пограничный слой, образующийся за счет торможения газа у стенок, как бы сужает сечение струи). [c.144]

Если обтекаемая пластина теплоизолирована, то g (0) = 0 и Ь = 0, g(oo) = a=l. Следовательно, в этом случае температура торможения остается постоянной в поперечном сечении пограничного слоя, а температура поверхности равна температуре торможения внешнего потока [c.293]

Если задана постоянная температура пластины, то а = = g 0) = 8m, g °°) = gv,+ Ь = I. Поэтому расиределение температуры торможения в пограничном слое описывается формулой [c.294]

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]

Заметное повышение температуры газа в пограничном слое вследствие торможения появляется при дозвуковых скоростях движения. При М = 0,2 абсолютная температура торможения превышает температуру потока на 0,8%, при М = 0,5 — на 5% при М = 1 — на 20%. [c.380]

Этот же вывод можно получить на основе анализа температурных полей при теплоотдаче. При небольшой скорости движения теплоносителя теплообмен потока со стенкой возможен при условии Тf ф При большой скорости течения газа и Рг = 1 теплообмен возможен при Т) Ф Т , а в общем случае при Т ,. Поэтому при скоростях течения, когда разогрев газа в пограничном слое вследствие его торможения становится уже заметным, в формуле Ньютона для теплоотдачи термодинамическую температуру потока следует заменить на адиабатную температуру стенки. Обобщенная формула Ньютона имеет вид [c.382]

В главе VI на основе теории пограничного слоя были получены формулы для расчета теплоотдачи при обтекании плоских поверхностей теплоносителем с небольшой скоростью движения. Если влияние изменения физических параметров в пограничном слое, обусловленное торможением высокоскоростного потока, на интенсивность теплоотдачи учесть выбором определяющей температуры, а влияние химических реакций — множителем Le [c.384]

Уравнение движения жидкости в пограничном слое. В пограничном слое скорость жидкости быстро убывает по мере приближения к неподвижной твердой стенке, становясь равной нулю на стенке. В скоростном пограничном слое, особенно в нижней его части, прилегающей к твердой стенке, особое значение имеют силы вязкости, обусловливающие быстрое торможение жидкости вблизи твердых стенок. Соответственно этому величина гидродинамического сопротивления полностью определяется процессами, происходящими в пограничном слое. [c.370]

В пограничном слое в зависимости от положения линии тока вдоль нее может происходить или ускорение, или торможение течения, сопровождаемое диссипацией механической энергии. В связи с этим вдоль произвольной линии тока, проходящей хотя бы частично в пределах пограничного слоя, перепад —р расходуется не только на изменение кинетической энергии, но и на преодоление сил трения. В частности, формулу (8.118) можно рассматривать как энергетическое уравнение для той линии тока, вдоль которой кинетическая энергия не изменяется и весь перепад давления расходуется на преодоление сил трения. [c.356]

Дадим прежде всего качественное описание структуры затопленной свободной, т. е. не стесненной стенками, турбулентной струи, вытекающей из плоского или круглого сопла (рис. 9.7). Если сопло надлежащим образом профилировано, то распределение скоростей в его выходном сечении будет равномерным. По мере продвижения струи происходит ее торможение окружающей жидкостью и наряду с этим вовлечение последней в движение. Поэтому на некотором расстоянии 1 поперечное сечение ядра течения с равномерным распределением скоростей уменьшается до нуля, а вокруг него образуется струйный пограничный слой, в котором скорость асимптотически изменяется от значения Ыд до нуля при удалении от оси струи. Участок длиной состоящий из ядра и струйного пограничного слоя, называют начальным участком свободной струи. За сечением х — лежит относительно небольшой переходный участок. [c.378]

Физический эффект от отсоса и сдува одинаков и состоит в увеличении кинетической энергии частиц в пограничном слое, благодаря чему уменьшается нх торможение. При этом в первом случае такой эффект достигается в основном за счет повышения скорости, а во втором — также и за счет увеличения массы воздуха, протекающей через пограничный слой. [c.103]

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]

То — температура торможения в пограничном слое [2/( /Т(.т/7 г+0] Тст — температура стенки температура восстановления Фм [c.473]

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]

Рассмотрим вначале систему уравнений динамического пограничного слоя (8.1), (8.2) с соответствующими граничными условиями.. Эта система имеет автомодельные решения [графики скоростей w = f x,y) в двух различных поперечных сечениях, или, что то же, при различных расстояниях х от линии торможения, геометрически подобны и отличаются масштабом координат и у] для случаев, когда скорость внешнего потенциального потока изменяется по закону [c.160]

При допущении Рг==1 в любой точке пограничного слоя на изолированной поверхности тела, омываемого потоком газа высокой скорости, возникает температура торможения (11.11), а не температура восстановления (11.14), как это должно было бы быть в реальных условиях для Рг4 1. Таким образом, допущение Рг==1 значительно упрощает физическую обстановку в пограничном слое, а следовательно, и уравнение (11.25), описывающее эту обстановку. [c.205]

Го, Г , -температуры торможения соответственно в пограничном слое и невозмущенного потока) [c.222]

Рис. 11.13. Распределение относительной температуры торможения То/То, . по толщине турбулентного пограничного слоя (у1х) УЯе при Моо=2,8 [III]
В современной аэродинамике часто рассматриваются летательные аппараты, движущиеся с весьма большими сверхзвуковыми скоростями. При таких скоростях взаимодействие газа с обтекаемой поверхностью приводит к зг ачительному повышению температуры в тех областях потока, где происходит его интенсивное торможение (пограничный слой, критические точки, ударные волны). Это вызывает изменение физико-химических свойств газа (теплоемкостей, вязкости, состава и др-), что, в свою очередь, значительно влияет на величину и распределение напряжений (прежде всего касательных), а также тепловых потоков от разогретого газа к обтекаемой стенке. [c.10]

По-видимому, заслуживает упоминания тот факт, что Аста-рита [6] привел качественные аргументы, согласно которым размер области вблизи точки торможения, в которой приближения пограничного слоя перестают действовать, является для ненью-топовских жидкостей величиной, возможно, намного большей, чем для ньютоновских жидкостей. [c.259]

Уравнение теплосодержания объясняет следующий весьма интересный факт. При течении газа возле твердой поверхности йез теплообмена температура последней близка к температуре торможения в газе. Дело в том, что в связп с вязкостью газа возле твердой стенки всегда образуется тонкий пограничный слои, в котором скорость газа относительно стенки меняется от величины, равной скорости обтекающего потока, до нуля (на стенке). Но раз частицы газа непосредственно возле стенки затормаживаются, то при отсутствии теплообмена температура на стенке должна быть равна темлературе торможения. Так, например, в рабочей части аэродинамической трубы сверхзвуковых скоростей (рис. 1.3), где скорость газа очень велика, его температура Гр ч должна быть значительно ниже, чем в предкамере, из которой покоящийся газ (Го) поступает в трубу. Например, при скорости в рабочей части Wp., = 600 м/с и температуре торможения в предкамере Гц = Го = 300 К получается температура в потоке [c.20]

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]

При очень малом угле наклона боковой стенки диффузора с полным внутренним сжатием (и < 1°) возможно частичное нзоэнтропическое торможение оно осуществимо до места отрыва пограничного слоя, вызывающего скачок уплотнения. [c.475]

Величина адиабатной температуры стенки зависит от результирующего эффекта двух параллельно протекающих процессов выделения теплоты, обусловленное торможением газа в пограничном слое, которое вызвано силами вязкости отвода теплоты в поток, который осуществляется в основном путем теплопроводности благодаря температурному градиенту в пограничном слое. При Рг = 1 эти эффекты уравновешиваются и г = 1, а, = Т). При Рг < 1 коэффициент восстановления те1мпературы также меньше единш1ы. [c.377]

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]

Как вытекает из уравнения Гюгонио, торможение дозвукового потока должно осуществляться в расщиряющемся канале (диффузоре), подобно тому как происходит торможение несжимаемой жидкости (см. 9, гл. 6). Основным вопросом проектирования дозвукового диффузора является определение величины потерь. Эти потери определяются вихревой структурой вязкого газа в диффузоре и, в частности, наличием отрывов пограничного слоя от боковых стенок. Поэтому расчет таких потерь основывается на теории пограничного слоя с учетом сжимаемости газа (см. [6]). [c.454]

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]

На рис. 11.1 изображен тепловой пограничный слой толш,иной А с температурой торможения То. и адиабатной температурой стенки7 . [c.201]

Температуры торможення и восстановления в пограничном слое вычисляют по следующим формулам [c.202]

Смотреть страницы где упоминается термин Торможение пограничного слоя : [c.230] [c.230] [c.163] [c.193] [c.118] [c.674] [c.99] [c.395] [c.470] [c.202] [c.202]

Смотреть главы в:

Гидродинамика Методы Факты Подобие -> Торможение пограничного слоя

ПОИСК

5.206— 211 — Торможени

Измерение давления и температуры торможения в пограничном слое

Торможение

Торможение в пограничном сло

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...