Ступенчатое торможение Потока

СТУПЕНЧАТОЕ ТОРМОЖЕНИЕ ПОТОКА [c.167]

Ступенчатое торможение потока можно получить, применяя различные системы косых скачков. В предыдущем параграфе было показано, что если при заданных пределах изменений статического давления увеличивать число косых скачков путем увеличения последовательных поворотов стенки, то торможение потока будет более плавным, а суммарные относительные потери будут уменьшаться. [c.167]

Волновые потери на входе можно уменьшить, вводя ступенчатое торможение потока во входном участке (гл. 4). [c.414]

Рис. 7-22. Схемы сверхзвуковых диффузоров со ступенчатым торможением потока в системе скачков уплотнения.

Применяя диффузоры специальной формы, можно осуществлять ступенчатое торможение сверхзвукового потока посредством различных систем косых скачков уплотнения. Так как за обычным плоским косым скачком скорость остается сверхзвуковой, то для полного торможения потока нужно за последним косым скачком поместить прямой скачок или особый участок криволинейной ударной волны, элементами которой являются сильные косые скачки, переводящие поток в дозвуковой. [c.464]

Ступенчатое торможение рассмотрено на примере обтекания носовой части сверхзвукового диффузора с центральным телом (рис. 5.21,ж). Здесь показано торможение в четырех последовательно расположенных скачках. Торможение дозвукового потока за замыкающим прямым скачком происходит в расширяющемся канале. [c.141]

В капитальных трудах по газовым турбинам основное внимание обычно уделяется расчету процессов теплообмена [Л. 4-1 ]. В отдельных работах даются также предложения по учету влияния теплообмена на термодинамические процессы в проточной части [Л. 4-15, 16]. Общая особенность всех этих работ состоит в том, что в них фактически не учитывается сжимаемость потока и наличие ступенчатого процесса, обусловленного конечными разностями температур торможения на лопатках смежных венцов. Процесс в проточной части турбины рассматривается, по существу, так, как если бы он протекал в поршневой машине, имеющей охлаждаемый цилиндр. В итоге делаются попытки оценить потери от охлаждения . [c.122]

В конденсирующем инжекторе энтальпия термодинамического рабочего тела (пара) при взаимодействии с охлаждающей жидкостью преобразуется в кинетическую энергию жидкостного потока, давление торможения которого может быть больше давления торможения любого из двух потоков, входящих в аппарат. По типу конструкции конденсирующие инжекторы могут быть разделены на два основных класса с центральным подводом пара (рис. 7.1, й) и с центральным подводом жидкости (рис. 7.1, б). Кроме того, впрыск жидкости в паровой поток (рис. 7.1, б) и пара в жидкостной поток (рис. 7.1, г) может быть произведен ступенчато. В любой схеме используются паровое и жидкостное сопла, камера смешения, диффузор с горловиной. [c.123]

Входные устройства по форме поверхности торможения подразделяются на плоские и пространственные (обычно осесимметричные). У воздухозаборников первого типа поверхности торможения сверхзвукового потока выполняются состояш,ими из ряда плоских панелей, устанавливаемых под углом друг к другу, образующих ступенчатый клин (рис. 9.8, а). В поперечном сечении плоские воздухозаборники обычно имеют форму прямоугольника, а переход от прямоугольного сечения к круглому осуш,ествляется на дозвуковом участке канала, соединяюш,ем воздухозаборник с двигателем. [c.261]

На рис. 9. 12 показана схема течения при наличии пограничного слоя и зоны его отрыва. Как видно, у поверхности ступенчатого конуса (клина) и обечайки образуются пограничные слои, которые быстро нарастают по длине. В местах образования скачков происходит повышение давления. Оно передается по дозвуковой части пограничного слоя против потока, что приводит к его утолщению. В местах вздутия пограничного слоя возникают дополнительные скачки уплотнения. Наконец, вблизи горла в месте резкого поворота потока происходит его отрыв от поверхности торможения. [c.271]

Формула (3.31) соответствует течению пара в ступенчатом уплотнении (см. рис. 3.21). При больших температурных удлинениях ротора относительно статора в месте расположения уплотнения приходится отказываться от уплотнения ступенчатого типа, так как в этом случае расстояния между гребнями уплотнения становятся очень большими, и заменять его более компактным уплотнением прямоточного типа. Течение пара в прямоточном уплотнении отличается тем, что в камерах между гребнями поток тормозится не полностью. Кинетическая энергия струи пара из предыдущей щели только частично переходит в теплоту в результате неполного торможения, другая часть ее расходуется на ускорение потока в последующей щели. Поэтому расход пара через щель прямоточного уплотнения существенно [c.97]

Для учета селективности излучения и поглощения газа в ударном слое многие исследователи использовали ступенчатые модели с большим количеством ступеней (с малым шагом по длине волны). Показано, что совместный учет охлаждения ударного слоя излучением и селективного самопоглощения, в вакуумной ультрафиолетовой области при % <0,12 мкм снижает лучистый тепловой поток на порядок (см. рис. 16.6, кривая 4). Однако, если учесть вклад спектральных линий атомов, то это приводит к увеличению радиационного теплового потока на 30—40% (см. рис. 16.6, кривая 3). Здесь же нанесены результаты, полученные при решении системы уравнений ударного слоя (16.46). .. (16.48) с использованием метода парциальных характеристик для расчета лучистого потока и его дивергенции. Расчеты проводились в широком диапазоне граничных условий (скорости полета, полной энтальпии торможения, температуры) и радиуса затупления головной части летательного аппарата. Результаты расчета хорошо совпадают с данными других исследователей. [c.412]

В двух рассматриваемых случаях отмечается уменьшение интенсивности скачка уплотнения при снижении начального перегрева, что также объ- о,5 ясняется влиянием конденсационных скачков число Ml перед адиабатическим скачком умень- q ц шается (давление перед ним возрастает по сравнению с давлением перегретого пара). Кривые давлений на рис. 8-14 от- четливо показывают, что при движении влажного пара в третьей группе режимов сопла происходит ступенчатое торможение потока в конденсационном и адиабатическом скачках. В промежутке между двумя скачками сверхзвуковой поток ускоряется. Переход к дозвуковым скоростям происходит только в адиабатическом скачке [c.229]

Таким образом, если при заданных пределах изменения статического давления увеличивать число косых скачков уплотнения рис. 5.16,6) путем увеличения последовательных поворотов стенки, то торможение потока будет более плавным, а суммарные относительные потери кинетической энергии будут уменьшаться. Если при этом каким-либо способом погасить скачок KF, то можно осуществить ступенчатое торможение сверхзвукового пото-к а. Обычно за последним косым скачком располагается прямой скачок, в котором происходит переход к дозвуковой скорости. При этом необходимо определить угол наклона первого скачка (или угол Й), при котором суммарная диссипация энергии минимальна. Расчет выполняется по диаграммам скачков (см. приложение). [c.136]

Применяя диффузоры специальной формы, можно осуществлять ступенчатое торможение сверхзвукового потока посредством различных систем косых скачков уплотнения. Так как за обычным плоским косым скачком скорость остаётся сверхзвуковой, то для полного торможения потока нужно за последним косым скачком поместить прямо1[ скачок или особый ( сильны ) косой скачок, которые дают переход к дозвуковой скорости течения. На фиг. 36 сильные косые скачки отвечают верхним ветвям кривых а = /((о), лежащим выше максимумов, причём фронт си.тьного косого скачка располагается по отпошеншс к набегающему потоку под углом не менее 60°. Только при этом условии (а > СО") можно получить за фронтом косого скачка дозвуковую скорость потока (М, < ) [c.300]

Помимо метода прямого скачка, йа основе которого спроектированы решетки с профилями лопаток групп Б и В, включенными в работу [3], для расчета сверхзвуковых решеток (Мщ, > 1,2) существуют метод ступенчатого торможения в системе скачков (см. рис. рис. 4.26, б) и метод плавного торможения вдоль вогнутого начального участка спинки (см. рис. 4.26, е). При расчете по этим методам полагается, что торможение потока организуется в системе скачков, состоящей из нескольких косых скачков, замыкаемых прямым. После прямого скачка, как и в решетках с ]рофилями лопаток группы [c.246]

Рассмотрим процесс течения пара в лабиринтовом уплотнении. В щели поток ускоряется до сравнительно большой скорости Сщ, в камере за щелью уплотнения ступенчатого типа он тормозится практически до нулевой скорости. Торможение в камере идет без восстановления механической энергии, изобарически, с полной диссипацией кинетической энергии потока, которая расходуется на нагрев пара в камере. Давление в камере устанавливается ниже давления перед щелью. В следующих щелях и камерах процессы повторяются. Таким образом, давление от камеры к камере по потоку уменьшается, а энтальпия пара во всех камерах остается неизменной, так как теплота от пара в уплотнении не отводится. [c.95]

Поэтому в последние годы ведутся исследования различных систем плавного регулирования магнитного потока для тяговых двигателей смешанного или независимого возбуждения. Кроме устранения недостатков, свойственных системам ступенчатого регулирования, эти схемы позволяют повысить противобок-совочную устойчивость локомотивов, что особенно важно при росте их мощности, разработать простые схемы реостатного торможения и т. д. [c.203]

По форме поперечного сечения воздухозаборники подразделяются на плоские и осесимметричные. У воздухозаборников первого типа поверхности торможения сверхзвукового потока состоят из ряда плоских панелей, устанавливаемых под углом одна к другой и образующих ступенчатый клин, при обтекании изломов которого возникают косые скачки уплотнения. У осесимметричных воздухозаборников поверхность торможения получают сопряжением нескольких конических поверхностей, образующих ступенчатый конус. Скач ки уплотнения в этом случае возникают в местах излома образующей ступенчатого конуса. [c.39]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...