Профили числа Маха

В работе были определены и рассчитаны следующие характеристики распределение статического давления и температуры на поверхности, нарастание пограничного слоя, профили числа Маха, температуры и скорости, поверхностное трение и тепловой поток. При определении этих величин интенсивность переноса тепла и массы рассматривалась как параметр. [c.402]

Профили числа Маха, температуры и скорости [c.406]

На фиг. 9 представлены измеренные профили числа Маха при наличии и отсутствии массообмена. Было найдено, что вблизи стенки, т. е. в пределах примерно 1 мм, числа Маха линейно зависят от расстояния до стенки. [c.406]

Фиг. 43, Профили числа Маха в областях отрыва [43].

Эти величины приведены в табл. 3 [61. Профили скорости и энтальпии в зависимости от с помощью уравнения (53) преобразуются в плоскость физических координат (х, у). Для заданного газа профили температуры определяются ио профилям энтальпии к (Г), а профили числа Маха вычисляются по профилям скорости и температуры. [c.183]

Профили числа Маха [c.57]

В этом случае теоретическое значение числа Маха = = 3,08. Столь большое значение числа Маха определяет необходимость выбрать для сопловой решетки сверхзвуковые профили. [c.103]

Замедленное течение. На передней кромке при соответствующем числе Маха (1,5) профили скорости описываются уравнением для равномерного потока. Для этого случая влияние величин а и (или) ш, равных единице, идентично предыдущему случаю (рис. 2,Ь). [c.162]

Рис. 2. Профили скорости, температуры и числа Маха при Моо=2,05.

Рассмотрим результаты экспериментального исследования влияния продольного акустического возбуждения турбулентной струи при различной степени начальной турбулентности потока [2.62]. Схема сопла, акустических излучателей и турбулизирующих сеток показана на рис. 2.18. На рис. 2.19 показаны профили скорости и интенсивности турбулентности в выходном сечении сопла при о = 1Д5 0,5 3 и 5%. Эксперименты выполнены при числах Маха Мо = 0,05 - 0,35, начальном ламинарном пограничном слое Я и 2,4, о = 1,15%) и начальном турбулентном пограничном слое (Я и 1,6, о = 0,15 - 5%). На рис. 2.20 приведены зависимости u/u- = = Fi(St5, -o) для чисел Маха Мо = 0,15 и 0,3 при x/d = 9 и уровне возбуждения L = 130 дБ. [c.63]

Рис. 7.3 иллюстрирует основные соображения, возникающие при выборе или проектировании профиля лопасти несущего винта. Профиль лопасти работает в широком диапазоне условий. Для условий работы на режиме висения, характеризующихся не очень большими углами атаки и числами Маха, требуется низкое сопротивление. При полете вперед профили отступающей лопасти, работающие при низких и средних числах [c.314]

Маха, должны иметь хорошие характеристики срыва и высокий максимальный коэффициент подъемной силы. Наконец, при полете вперед профили наступающей лопасти, работающие при малых углах атаки, должны иметь высокое критическое число Маха. Критерием выбора профиля для режима висения является большая величина силы тяги несущего винта, тогда как для полета вперед при больших скоростях не должны возникать большие вибрации и нагрузки. Часто для лопастей несущего винта выбирается симметричный профиль умеренной толщины, для упрощения конструкции неизменный по всему радиусу лопасти. Симметричный профиль не создает шарнирного [c.315]

Противление на высоких и средних числах Маха, большую несущую способность при М = 0,3 Ч- 0,5 и малый момент относительно центра давления на всех режимах работы. Указанные требования суммируют влияние толщины профиля, радиуса закругления передней кромки и кривизны профиля — характеристик, важных для лопастей несущего винта. Наилучшим с этих позиций является тонкий или умеренной толщины (9 12%) профиль с тупой передней кромкой небольшой кривизны. На основе приведенных соображений были сконструированы профили, которые позволили несколько улучшить характеристики несущего винта. [c.317]

В работе [D.5] проанализированы общие-требования к профилю лопасти и определены пути улучшения характеристик профиля. Опыт показывает, что хотя обтекание лопасти трехмерно и нестационарно, можно добиться существенного улучшения характеристик несущего винта и снижения нагрузок при рассмотрении только двумерных статических характеристик профиля. Установлено, что в общем случае требованиям по срыву и сжимаемости (высокий максимальный коэффициент подъемной силы при средних числах Маха и высокое Мкр при малых углах атаки) можно удовлетворить только путем компромисса. Лучше использовать разные профили в середине лопасти (где доминируют эффекты срыва) и на конце (где доминируют эффекты сжимаемости). Были сопоставлены аэродинамические характеристики ряда профилей для лопастей несущих винтов, как стандартных, так и недавно разработанных. Последние обнаруживают определенные преимущества, в частности, в отношении максимального коэффициента подъемной силы при М = 0,6 и сопротивления при докритических числах Маха. Желаемые дальнейшие улучшения касаются увеличения Мкр, увеличения максимального коэффициента подъемной силы при низких М и уменьшения шарнирных моментов. [c.317]

Форма законцовки лопасти и профили концевых сечений могут влиять на шум винта вследствие изменения аэродинамических нагрузок на конце лопасти и распределения завихренности в концевых вихревых жгутах. Форма и относительная толщина профилей концевых сечений должны выбираться из условия обеспечения хороших аэродинамических характеристик при больших числах Маха, поскольку эффекты сжимаемости оказывают существенное влияние на шум вращения и хлопки лопастей. Форма законцовки лопасти должна выбираться таким образом, чтобы уменьшить сворачивание пелены в концевой вихрь и тем самым снизить нагрузки от взаимодействия с ним лопасти. [c.869]

Так, пользуясь экспериментальными профилями скоростей в сечениях переходной области пограничного слоя, Ж. Перш ) вычислил условные толщины б и б , а также их отношение Н. Ему удалось показать, что независимо от продольного перепада давления в пограничном слое (и даже при переменных числах Маха) величина Н непрерывно падает от своего ламинарного значения (примерно 2,6) до турбулентного (1,3—1,4). На основании обработки большого числа экспериментальных данных он установил закон изменения безразмерной скорости в сходственных точках сечений переходного слоя в зависимости от падения параметра Н и показал, что профили скоростей в сечениях пограничного слоя в области перехода образуют однопараметрическое семейство с параметром Н. [c.537]

Краевая задача (6.12), (6.14) решается методом скалярной прогонки [18]. Найденные профили безразмерной функции тока /, скорости / и полной энтальпии g заносятся в предыдущие два сечения по s и затем находятся решения при новом значении s. Необходимо отметить, что небольшие погрешности в начальных профилях не влияют заметно на решение задачи после прохождения 5ч-10 шагов по координате s. Этот факт продемонстрирован на примере течения около пластины при числе Маха набегающего потока Моо = 3, Re Loo = Ю и 7 10 при различных начальных профилях для ламинарного и турбулентного режима течения в слое (рис. 6.2 и 6.3). Видно, что течение в пограничном слое быстро восстанавливается при увеличении координаты s. Поведение параметра g аналогично поведению функции тока /. [c.114]

Рис. 6.7. Профили турбулентной вязкости (а) и плотности (б) поперек пограничного слоя на затупленном конусе с полууглом вк = 10° при числе Маха набегающего потока М = 5 Кеь — = 1,2 10" = 0,6 го = 0,01м. — ламинарный пограничный слой, х = = 2,8го ---турбулентный пограничный слой, X = 7,2го

Новое допущение приводит к упрощению уравнений движения и позволяет рассчитывать на получение хороших результатов при сравнительно небольших математических вычислениях. Кроме того, оно дает простое правило подобия для трансзвукового потока, обтекающего тела или крылья, в известном смысле подобных по толщине, кривизне и распределению угла атаки. Например, в случае плоского потока, обтекающего симметричный профиль, получается правило, согласно которому для получения подобных условий в потоках, обтекающих профили с подобным распределением толщин, следует величину 1 — М, т. е. разность между единицей и действительным числом Маха полета, менять пропорционально отношению толщины к хорде в степени две трети . [c.67]

Эти результаты, как станет ясно из приведенного ниже анализа, играют большую роль в теории динамического подобия. Рассмотрим непрерывные дозвуковые обтекания двух геометрически подобных профилей потоками двух совершенных газов с одним и тем же показателем адиабаты. Предположим также, что числа Маха М и величины относительных циркуляций Т и для этих потоков совпадают (второе условие можно опустить, если профили имеют острую заднюю кромку). Тогда из сформулированной выше теоремы следует, что эти два течения являются динамически подобными. [c.141]

Но при больших числах Маха отношение р/р1 очень сильно изменяется при изменении расстояния у от стенки. Следовательно, если принять, что профили скоростей в преобразованной системе остаются такими же, как в несжимаемом течении, то изменяется распределение преобразованной кажущейся [c.642]

Используя профили (75), (77) и формулы (54), (58), (59), (62) и (63), в которых коэффициент х определялся экспериментально и связывался с местным числом Маха на радиусе Го,би. в работе [23] было рассчитано распределение параметров плазменной струи при истечении ее в среду другого состава. Однако в этой работе не рассматривается переходный участок. В то же время без решения такой задачи невозможно корректно состыковать решения для основного и начального участков. [c.153]

Одной из задач экспериментального изучения взаимодействия струй с преградой является измерение распределения давления на поверхности преграды. Эти данные необходимы для восстановления характера течения в сжатом слое (по наличию или отсутствию периферийных максимумов) и нахождения распределения скорости на внешней границе пристенного пограничного слоя с использованием интеграла Бернулли. На рис. 2.17 представлены типичные для ХГН профили давления на подложке при натекании струй с различным числом Маха. [c.64]

Рис. 10.17. К возможности увеличе- Рис. 10.18. Влияние числа М1 на НИН критического числа Маха дозву- величину Су/ёа, для крыловых кового профи.ля профилей с различной относи-

Однородный поток со скоростью Уй (числом Mg) и давлением pg смешивается с газом в застойной зоне, протяженность которой значительно больше толщины слоя смешения б. Профили скорости У в различных сечениях этого потока аффинноподобны, следовательно, отношение У Уе не изменяется вдоль разделяющей линии тока. Кроме того, это отношение слабо зависит от местного числа Маха Mg, что видно из выражения [c.398]

Рис. 11.6, Зависимости коэффициента трения Рис, 11.7. Профили скорости я пог-Су от числа Маха для теплоизолирован- раиичном слое па теплоизолированной и холодной пластин при Рг = 1, и = 0,76 ной пластине и качестве onpi.-деля-[102] ющей взята температура стенки Т.Щ,

Pa M trpHM процесс теплоотдачи при течении нагретого воздуха по сверхзвуковому охлаждаемому соплу с турбулентным пограничным слоем (рис. 11.27) [6]. Число факторов, осложняющих теплоотдачу в модельном сопле, значительно меньше, чем в сопле реального двигателя. Параметры воздуха на входе в сопло (в ресивере) следующие давление Ро=1,ОМПа/м% температура Го==830 К, отношение температуры охлаждаемой стенки сопла к температуре торможения равно примерно 0,5, число Маха на выходе из сопла (вблизи среза) 3,6. Исследовался турбулентный пограничный слой в различных сечениях вдоль сопла измерялись профили скорости (микротрубками полного напора) и температуры (термопарами). Измерялись статическое давление, локальный удельный тепловой поток в стенку и температура стенки со стороны охладителя в нескольких точках внутренней поверхности сопла. Параметры воздуха перед соплом измерялись, а вдоль оси сопла вычислялись по формулам для адиабатного течения газа. [c.248]

В сопле реального двигателя. Параметры воздуха на входе в сопло (в ресивере) следующие давление р =1,0 ЛДПа, температура Т = 830 К, отношение температуры охлаждаемой стенки сопла к температуре торможения равно примерно 0,5, число Маха на выходе из сопла (вблизи среза) 3,6. Исследовался пурбу-лентный пограничный слой в различных сечениях вдоль согЕла измерялись профили скорости (микротрубками полного напора) и температуры (термопарами). Измерялись статическое давление, локальная плотность теплового потока в стенку и температура стенки со стороны охладителя в нескольких точках внутренней поверхности сопла. Параметры воздуха перед соплом измерялись, а вдоль оси сопла вычислялись по формулам для адиабатного течения газа. [c.349]

Каналы влажнопаровых решеток для околозвуковых скоростей до минимального сечения имеют также протяженный входной участок с относительно малыми продольными градиентами давлений (малой кривизной спинки и вогнутой поверхности) профили выполняются с уменьшенным радиусом входных кромок и увеличенной толщиной плоскосрезанных выходных кромок. Дозвуковые обводы профилей очерчены лемнискатными или параболическими кривыми. Сверхзвуковая часть межлопаточных каналов профилируется короткой и несимметричной. Степень расширения выбирается малой (f= 1,05-=-1,1), обеспечивающей заданную скорость. lчисла Маха лежат в пределах l,O Mi< <1,3, то за первым угловым изломом следует вогнутый участок спинки, на котором располагается вторая угловая точка. Наддув пограничного слоя на спинке в косом срезе также можно использовать для подавления периодической нестационарности при спонтанной конденсации. С этой целью одна из щелей для ввода греющего пара располагается за минимальным сечением. Сочетание двух способов может дать максимальный эффект. [c.150]

Влияние числа Маха на отражают кривые на рис. 7.5, в, подтверждающие, что в дозвуковом диапазоне скоростей на входе полные потери увеличиваются с ростом М в зоне влажного пара. Характерно, что при больших числах Mi особенно интенсивный рост отмечается при переходе в область влажного пара (примерно в 4 раза). Следует отметить, что графики на рис. 7.5, в относятся к предельному диффузору, имеющему степень расширения п = 6,83 и угол раскрытия уд=13°. Коэффициент при Mi = = 0,843 и /2so>l,10 достигает 65 7о, что дает основания предположить, что в диффузоре реализуется отрыв двухфазного пограничного слоя. Несмотря на уменьшенные продольные градиенты давления, вследствие интенсивной диссипации кинетической энергии в пристенной области профили скоростей пробретают пред-отрывную форму. [c.238]

Экспериментальные данные, относяш,иеся к характеристикам сжимаемого турбулентного пограничного слоя при воздействии на него переноса тепла и массы, очень немногочисленны. В частности, ош,ущается необходимость в дополнительном измерении профилей температуры и скорости. С этой целью были измерены профили полного давления и температуры в пограничном слое пористой плоской пластины при вдуве воздуха и числе Маха 6,7. По результатам измерений были определены различные характеристики пограничного слоя, например профиль скорости, нарастание толш,ины пограничного слоя, поверхностное трение, интенсивность теплоотдачи. Полученные данные использовались для определения закона трения на основании теории длины нути смешения и аналогии Рейнольдса. [c.398]

Профили скорости, представленные на фиг. 12, рассчитаны на основании профилей статической температуры и числа Маха. Они свидетельствуют о суш ествовании турбулентного пограничного слоя со свойственным ему резким снижением скорости вблизи стенки, в особенности в случае нулевого переноса массы. Скорость на внешней границе пограничного слоя примерно 1000 м сек, тогда как на расстоянии примерно 0,3 мм от поверхности скорость все еш,е превышает 400 м1сек. Следовательно, на последние 4% толщины пограничного слоя приходится более 40% перепада скорости. [c.411]

Исследования по состоянию потока внутри пограничного слоя, которые частично обсуждались ранее, были проведены У. Г. Кьюо [25], М. Ю. Лайтллом [26] и Е. А. Мюллером [27]. Для практического осуществления расчетов пограничный слой следует разбить на несколько областей, а внешний поток считать невязким. У. Г. Кьюо [25] разделил пограничный слой на несжимаемую и сжимаемую области, приняв при этом, что на границе этих областей число Маха скачкообразно увеличивается до значения в основном потоке. М. Ю. Лайтлл [26] исследованиями по влиянию трения в пристеночной области оценил расстояние, начиная с которого можно проводить расчеты внутри пограничного слоя без учета трения. Мюллером [27] были определены действительные профили чисел Маха и скоростей основного потока. В этой работе весь пограничный слой и внешний поток рассматривались в целом, как взаимосвязанное общее поле течения. Часть пограничного слоя, непосредственно прилегающего к стенке, считалась вязкой и несжимаемой остальная его часть, вплоть до внешней границы пограничного слоя. [c.294]

Весьма удачным является тот факт, что уравнение (6) справедливо также и для сжимаемых жидкостей. Например, на рис. 1 показана зависимость отношения скоростей от / i. Экспериментальные данные взяты из работы Р. Е. Вильсона, Е. К. Янга и М. Д. Томпсона [3], проводивших опыты при числах Маха 2,0 и 2,25 и различных значениях x = XIL. На рис. 2 приведены аналогичные экспериментальные результаты, полученные Р. Д. Монганом и Д. Р. Куком [4] с целью показать, что даже в условиях теплообмена со стенкой экспериментальные данные аппроксимируются одним и тем же степенным законом изменения отношения скоростей в зависимости от отношения функций тока. Исследования проводились при числе Маха 2,43, причем профили скоростей измерялись при двух различных условиях теплоотдачи на стенке. В одном случае отношение температуры стенки к температуре торможения равнялось /Го =1,35, в другом — 1,57. [c.313]

Для расчета характеристик несущего винта необходимо знать коэффициент профильного сопротивления, желательно с учетом его зависимости от угла атаки и числа Маха. Имеются и другие факторы, которые влияют на коэффициент сопротивления лопасти в условиях трехмерного нестационарного обтекания при полете вперед. В частности, может оказаться необходимым учет радиальной скорости, изменения угла атаки во времени и трехмерности обтекания конца лопасти. Плохое качество поверхности лопасти и производственные отклонения от расчетного профиля также влияют на сопротивление профиля, которое при этом может возрастать на 20—50% по сравнению с расчетным. При расчетах обычно используются табулированные величины l, d и m в функции а и М для конкретного профиля с полуэмпирическими поправками, учитывающими другие существенные факторы. Часто, однако, бывает трудно получить полные и надежные данные по характеристикам профиля даже для статических условий. Экспери>1ентальные аэродинамические характеристики могут зависеть от небольших изменений профиля или параметров испытательной установки, вследствие чего профили, номинально идентичные, показывают различные свойства. [c.318]

Учитывая сделанные выше замечания, из приведенного сравнения можно все же сделать вывод, что при малых числах Маха теория Навье — Стокса согласуется с экспериментом. При больших числах Маха экспериментальные данные гораздо ближе к теории Тамма - Мотт-Смита. Навье-стоксовские профили плотности и скорости обладают значительной несимметрией (S—10 — 20%), в то время как несим-метрия профиля температур меньше, чем по Тамму — Мотт-Смиту. [c.302]

Для построения лопатки выбирают хорошие винтовые профили ( Ф , NASA , С1агк ). У корня лопатки выбирают профиль с относительной толш иной 6 = 10-12%, у периферии — 6 = 5-6%. По данным продувки находят Су для выбранного профиля. При этом угол атаки на расчетном режиме выбирают равным 2-3° и учитывают влияния сжимаемости, выбирая Су для числа Маха, с которыми профиль будет работать в решетке. При этом Су получается равным 0,6-0,9. Прежде чем поставить выбранный профиль в решетку, его изгибают в соответствии [c.128]

Систематические экспериментальные исследования турбулентного пограничного слоя при наличии вдува через пористую стенку в широком диапазоне изменения различных параметров (расхода и свойств подаваемого охладителя, чисел Маха, Рейнольдса, температурного фактора и др.) провел В. П. Мугалев (1959, 1960, 1964). В результате был получен большой комплекс качественных и количественных сведений о структуре турбулентного пограничного слоя и теплообмене на пористой пластине. В частности, было показано, что при небольшой интенсивности вдува профили скоростей имеют степенной характер, а при сильном вдуве — струйный характер с явно выраженной точкой перегиба. Был выявлен эффект отдувания пограничного слоя от пористой стенки, существенно отличающийся от эффекта оттеснения пограничного слоя при отрыве на непроницаемой стенке. Другой важный вывод состоял в том, что критериальные зависимости теплообмена от вдувания не зависят от изменения числа Маха. [c.545]

Аналогичные расчеты для теплоизолированной стенки при числе Прандтля Рг = 0,7 (воздух) выполнены также в первой из названных выше работ В. Хантцше и Г. Вендта. Эти расчеты при высоких числах Маха дают результаты, заметно отклоняющиеся от результатов, полученных для числа Прандтля Рг= 1. Профили скоростей, изображенные на рис. 13.6 для различных чисел Маха, можно почти совместить один с другим, если расстояние от стенки у сделать безразмерным путем деления [c.317]

Уга1/Гоо= ГитГ/оо- В координатах, использованных на этом рисунке, профили скоростей при различных числах Маха приближенно сливаются в одну кривую. Отсюда можно сделать вывод, что сильное увеличение толщины пограничного слоя при возрастании числа Маха (которое ясно видно из рис. 1 .6) в основном объясняется увеличением объема текущей среды, связанным с нагреванием ее пристенного слоя. [c.317]

Предварительные замечания. В этом параграфе рассматривается проблема зависимости перехода ламинарной формы течения в турбулентную от шероховатости стенки. Хотя эта проблема имеет важное практическое значение, она до настояш его времени почти недоступна для теоретического исследования ). Для авиационной техники эта проблема приобрела особый интерес после того, как появились ламинаризованные профили. Имеющиеся весьма обширные экспериментальные материалы относятся к цилиндрической двумерной) шероховатости, к точечной (трехмерной) изолированной шероховатости и к шероховатости, распределенной по площади, а также к влиянию градиента давления, степени турбулентности и числа Маха при наличии шероховатости. [c.487]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...