Коэффициент аэродинамический давления газов

Потребная мощность мотора компрессора (62.5) пропорциональна произведению МР . Пропорциональность мощности квадрату числа Р есть основная причина того, что в аэродинамических трубах соблюдение подобия по Р часто не представляется возможным. В установках для исследования решеток с высокими числами М в области слабой зависимости характеристик потока от числа Р целесообразно задавать Р меньше натурного, так как это значительно уменьшает величину N. Из выражения (62.5) очевидна также возможность уменьшения М, при прочих равных условиях, путем применения (в замкнутой системе) газов с большим молекулярным весом и, соответственно, малой величиной газовой постоянной R. По тем же соображениям целесообразно также увеличивать давление р и, в особенности, уменьшать температуру Т ). Наконец, весьма существенным является повышение коэффициента аэродинамического качества установки р. В некоторых аэродинамических трубах, имеющих диффузор за рабочей частью, этот коэффициент достигает 3. В известных установках для исследования решеток, по крайней мере до 1949 г., диффузор не применялся и коэффициент р был меньше 1. [c.481]

Теория обтекания тел потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью является одной из наиболее новых областей газовой динамики. В ряде работ путем упрош ения уравнений движения газа при больших значениях числа М удалось установить законы подобия при обтекании тел идеальным газом с большими сверхзвуковыми скоростями. В работе [1] показано, что при М оо обтекание тела произвольной формы стремится к предельному состоянию, которое достигается тем скорее, чем более затуплена передняя часть тела. Такое предельное состояние движения, которое характеризуется соотношением М соз(гг,ж) 1, где соз(гг,ж) - косинус угла между направлением набегаюш его потока и нормалью к поверхности тела в его передней части, получило название гиперзвукового течения. Форма поверхностей тока и скачка уплотнения не меняются при гиперзвуковом течении с изменением скорости потока, а давление меняется пропорционально квадрату скорости. Коэффициенты аэродинамических сил нри гиперзвуковом течении не зависят от числа М (как при течениях газа с весьма малыми скоростями). [c.279]

Изменение давления при перетекании рабочего тела из одной полости в другую вследствие аэродинамического сопротивления учитывается с помощью коэффициентов аэродинамического сопротивления, зависящих от давления газа и его режима течения. Расчет ведется отдельно для двух половин канала, т. е. для сечений I-I — IV-IV и IV-IV — VII-VII. Для первых сечений потери давления в безразмерной форме представляются в виде [c.50]

При расчете сверхзвукового диффузора примем, что на его начальном участке образуется система косых скачков, завершающаяся прямым скачком, расположенным в горле диффузора (как изображено на рис. 1.4.14,6). Пользуясь теорией скачков уплотнения, можно рассчитать коэффициент восстановления давления для такой системы скачков. Соответствующая площадь сечения горла диффузора, обеспечивающая запуск аэродинамической трубы, будет найдена из уравнения расхода газа, движущегося на участке (см. рис. 1.4.10) между срезом сопла (сечение 2—2) и горлом (сечение 4—4). При этом примем, что скачок, возникающий во время запуска трубы и перемещающийся в направлении от сопла к диффузору, прямой, а в горле диффузора площадью 54г устанавливается скорость звука 4=1. В соответствии с этим уравнение расхода запишем в виде [c.41]

При отсосе газа из застойной зоны с целью ее полной ликвидации давление на отклоненной поверхности оказывается всюду одинаковым и рав-ны.м р = Рек- Поэтому аэродинамические коэффициенты нормальной и осевой сил будут в этом случае [c.432]

Для определения аэродинамических сил, вызываемых обтеканием обратного уступа, необходим расчет давления р2 в застойной зоне и за скачком уплотнения рц (рис. 6.7.1). Исходными данными для этого расчета являются параметры газа за волной разрежения (Мг, рг, 1 2, ). высота уступа /г, расход Осек, а также коэффициент смешения о. Обычно оказывается удобным вместо расхода Осек задаваться коэффициентом К- Зная К, к и Мг, можно определить число Мр на разграничивающей линии тока (см. формулы (5.1.17) (5.1.19)]. [c.435]

Коэффициенты, применяемые для характеристики аэродинамических качеств диффузоров, приведены в табл. 1-38, а их физический смысл уясняется при рассмотрении процесса течения газа в тепловой диаграмме (рис. 1-50). На рис. poi — давление полного торможения перед диффузором р1 — статическое давление в узком сечении геометрического диффузора р2, рт— статическое и полное давление в выходном сечении Но — теплоперепад, соответствующий кинетической энергии потока во входном сечении Ак — теплоперепад, эквивалентный кинетической энергии в выходном сечении (потери с выходной скоростью) ДА — внутренние потери в диффузоре Ап— увеличению потенциальной энергии в диффу- [c.93]

Коэффициент конвективной теплоотдачи для газов мал, соответственно мало значение коэффициента теплопередачи, а следовательно, велика и поверхность теплообмена. Повышение коэффициента теплопередачи возможно при увеличении скоростей, но при этом быстро возрастают аэродинамические сопротивления. При больших габаритах воздухоподогревателя становится затруднительной его компоновка с остальными элементами установки, появляется необходимость в длинных трубопроводах, что приводит к увеличению потерь давления в газовом и воздушном трактах. [c.133]

Если одновременно скорости движения невелики, то пренебрежимо мало влияние сил от давления, обусловленных сжимаемостью газа, следовательно, можно не учитывать критерий подобия по числу Маха, полагая, что аэродинамический коэффициент зависит от числа Рейнольдса. [c.141]

Из формулы (1) следует, что основная погрешность измерительного преобразователя, возникающая при изменении уровня измеряемых давлений, определяется величинами перепадов давлений на диафрагме и изменением коэффициентов расхода дросселей. Перепад давлений на диафрагме возникает в результате воздействия на подвижную систему прибора сил упругости диафрагмы, трения в опорах, силы тяжести подвижной системы, инерционных сил при перегрузках и аэродинамических сил, возникающих в результате обтекания газом заслонки выходного дросселя. Силы упругости диафрагмы и трения в испытанном макете были достаточно малы и перепад давлений на диафрагме от действия этих сил не превышал - -20 Па при диаметре диафрагмы, равном 80 мм. Диафрагма была выполнена из мембранного полотна толщиной 0,17 мм. Силы тяжести и инерционные силы могут быть скомпенсированы тщательной статической и динамической балансировкой подвижной системы. Аэродинамические силы, действующие на подвижную систе.му, хотя и достигают значительных величин, изменяются пропорционально уровню измеряемых давлений. В результате этого, как показали испытания, погрешности измерительного преобразователя от действий аэродинамических сил не превышают 0,2%. [c.259]

Существует несколько методов визуального исследования газовых потоков. Наиболее распространенными из них являются оптические методы, основанные на свойстве воздуха (или вообще газа) изменять коэффициент преломления в зависимости от плотности. Специальными приборами, которыми оснащены аэродинамические трубы, можно зафиксировать на фотопластинке неоднородное поле плотностей по этому полю методами аэродинамики можно рассчитать распределение давлений и других параметров обтекающего газа. Подробно эти методы будут рассмотрены в гл. П. [c.19]

Определение аэродинамических коэффициентов крыла (или его профиля) при продувках моделей в аэродинамических трубах может производиться либо с помощью аэродинамических весов, либо путем измерения давления на обтекаемой поверхности. Такое измерение давления и нахождение его распределения является одним из наиболее распространенных экспериментов, позволяющим не только определить соответствующие аэродинамические коэффициенты, но и изучить физическую картину обтекания. Без этого изучения нельзя успешно решать задачи управления процессами взаимодействия между газом и движущимся в нем летательным аппаратом, в частности задачи о наивыгоднейшей форме крыльев и профилей с заданными аэродинамическими свойствами. [c.154]

Исследования показали, что характер обтекания тела, распределение давления, скорости, температуры по поверхности, величина аэродинамических коэффициентов изменяются также и при осуществлении вдува газа через переднюю точку в направлении против потока, обте- [c.269]

При этом скорость СЛОЯ, обеспечивающую движение в режиме плотного слоя, следует проверить по критическому числу Фруда Ргкр (гл. 9), а потерю давления можно рассчитывать по данным, приведенным в гл. 9. Диаметры теплообменных камер зависят от выбора величины скорости газа. Для камер типа слой эта величина в основном ограничивается допустимым аэродинамическим сопротивлением. Для прямоточных аппаратов типа газовзвесь скорость газа ограничена условиями беззавальной работы, а в противоточных — коэффициентом аэродинамического торможения А = у/ув, который должен быть из-за опасности уноса частиц меньше еди- [c.363]

Из числа механических пылеуловителей наиболее распространены циклонные аппараты. В них запыленный поток закручивается вследствие тангенциального ввода потока и затем движется внутри аппарата по нисходящей внешней спирали (рис. 8.20). При этом взвешенные частички пыли отбрасываются к стенке корпуса и направляются через нижнюю конусную часть аппарата в пылесборник. Обеспыленные газы движутся снизу вверх по внутренней спирали и отводятся через осевую выходную трубу в верхней части аппарата. Коэффициенты аэродинамического сопротивления циклонов и других механических пылеуловителей зависят от конструктивных особенностей аппарата (находятся экспериментально) и являются постоянными численными множителями в уравнении перепада давления, аналогичном уравнениям для местных сопротивлений [c.353]

Суммируя количества газов, протекающих в печном канале и поступающих в печь или удаляющихся из нее через неплотности, определяется общее количество газов, поступающих на последующий расчетный участок печи. Пользуясь температурным графиком и ранее определенными коэффициентами аэродинамических сопротивлений, производят расчет изменения давления в печи и количеств протекающих газов па всех участг ках печного канала. [c.300]

I — характерный линейный размер модели, v — коэф. кинематич, вязкости газа, и су — коэф. теплоёмкости [рн пост, давлении и объёме. Равенство этих чисел для модели и натуры обеспечивает равенство аэродинамических коэффициентов. Обеспечить полное подобие по числам М и Re затруднительно, а во мн. случаях и невозможно, нозгому часто ограничиваются приближённым подобием. Наир., для течений с малой скоростью, когда сжидмаемостыо среды можно пренебречь, ограничиваются подобием 0 числу Re, а для течений с большо скоростью, когда сжимаемость газа становится существенной, обтекание модели исследуется при числе М, равном ожидаемому числу М д.т(я натурного объекта. Если при этом числа Re модели и натуры неодинаковы, то влияние его па величину аэро- [c.167]

Нагрев стальных заготовок под обработку давлением в муфельных печах используется очень редко (для заготовок небольших размеров), что связано с недостаточно высокой стойкостью муфелей. Значительно чаще используют нагрев заготовок в продуктах неполного сгорания газообразного топлива. На рис. 9 показана зависимость поверхностного угара от коэффициента расхода воздуха в печи, отапливаемой коксовым газом. На рис. 10 приведена конструкция камерной печи с карборундовым сводом для безокислительиого нагрева. Применяют также печи с аэродинамическим разделением камер неполного горения и дожигания продуктов горения. [c.237]

Большинство авторов под к.п.д. излучателя подразумевают так называемый механо-акустический к.п.д., т. е. коэффициент, показывающий эффективность преобразования кинетической энергии струи в энергию звуковых колебаний. Однако такой к. п. д. не учитывает реальных затрат энергии на сжатие воздуха. Так как в зависимости от конечного давления Ра, необходимого для нормальной работы того или иного типа излучателя, эти затраты могут существенно меняться, Грегуш [69] предложил для оценки эффективности аэродинамических преобразователей использовать электроакустический, или полный, к.п.д. Тогда излучатели, работающие при малых перепадах давления, будут иметь более высокий к.п.д. по сравнению с излучателями, работающими при высоких давлениях, так как в общий к.п.д. войдет эффективность преобразования электрической энергии в энергию сжатого газа, а, как известно, компрессоры имеют более низкую эффективность, чем, скажем, вентиляторы высокого давления. [c.63]

Одним из наиболее универсальных методов определения аэродинамических характеристик является метод, основанный на ударной теории Ньютона [15]. Его суть состоит в том, что вычисление аэродинамических коэффициентов осуществляется путём интегрирования динамического давления по незатенённой внешней поверхности тела. При этом считается, что соударение частиц газа с телом носит неупругий характер, т. е. происходит гашение нормальной к поверхности составляющей количества движения потока. Метод Ньютона находит особенно широкое применение в тех случаях, когда аппарат имеет несложную конфигурацию, а скорость полёта достаточно велика и обеспечивает гиперзвуковое обтекание (М >6). Он может быть эффективно использован для приближённых аэродинамических расчётов на ранних этапах формирования облика и проектирования космического аппарата. [c.54]

Указанное выше первое приближение метода Христиановича при пренебрежении деформацией профиля содержало соответствующее правило пересчета распределения безразмерной скорости по профилю, получаемого при его обтекании потоком несжимаемой жидкости, на распределение этой скорости при обтекании профиля потоком сжимаемой жидкости ). Это правило сводило также задачу об определении критического числа при обтекании профиля газом к задаче об определении на нем минимального коэффициента давления при его обтекании несжимаемой жидкостью. Расчеты по учету сжимаемости воздуха в указанном выше упрощенном виде дали удовлетворительное совпадение с экспериментом и нашли в то время широкое применение при аэродинамическом проектировании профилей крыльев, предназначенных для полета с большими дозвуковыми скоростями. Подробные исследования влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики профилей (на основе метода С. А. Христиановича) были выполнены В. С. Полядским (1943). [c.99]

Для зарядки и наддува используются поршневые насосы (в том числе кривошипьга-камерные насосы со вспомогательным поршнем, фиг. 24), роторно-шестеренчатые нагнетатели и коловратные нагнетатели в стационарных и авиационных двигателях, кроме того, используются еще и центробежные нагнетатели. Теоретический коэффициент зарядки 5 значительна превышает единицу, а давление продувки в авиационных двигателях и двигателях гоночных машин превышает 1 ати. Важным моментом при открытии выпускных органов является использование пульсаций потока выпускных газов. Период времени, в течение которого совершаются продувка и зарядка, должен совпадать с временем минимального давления в выпускном трубопроводе. Правильное в отношении газодинамики устройство впускной и выпускной систем является важным фактором, позволяющим снизить потери на аэродинамическое трение. К сожалению, этот фактор все еще часто упускают из виду. Примером правильного устройства выпускных трубопроводов служат трубопроводы двигателей гоночных машин на концах трубопроводов устроены особые патрубки. В многоцилиндровых двигателях надо во всех случаях согласовывать порядок работы цилиндров и устройство всего выпускного тракта, так как обычно при наивыгоднейшем в отнощении крутильных колебаний порядке работы цилиндров не получается простая по устройству выпускная система. Большей частью приходится устраивать несколько выпускных трубопроводов. Общий выпускной трубопровод могут иметь лишь такие цилиндры, в которых интервал между вспышками по углу поворота кривошипа превосходит всю фазу выпуска 2срд (симметричная диаграмма распределения) или фа, + (несимметричная диаграмма распределения). [c.446]

Если рассмотреть установившееся обтекание равномерным потоком сжимаемого газа при отсутствии теплопередачи, то, как следует из физических соображений, коэффициенты р и С х будут являться при заданой форме обтекаемого тела и известных значениях углов атаки и скольжения, а также углоб поворота аэродинамических рулей функциями скорости набегающего потока У ., давления [c.133]

При проектировании эжекторных аэродинамических труб приходится проводить большую работу д.пя выбора параметров эжектора, обеспечивающего работу трубы в нужном диапазоне чисел М и давлений в форкамере. Обычно размеры эжектора выбираются таким- образом, чтобы при работе установки на предельном режиме (например, при максимальном числе М) эжектор при данном значении отношения полных давлении высоконапорного и низконапорного газов давал наибольший вдзмбжный коэффициент эжекции к. Максимальное значение коэффициента эжекции (достигается при запирании тракта эжектора, одной из причин которого может быть возрастание до критического значения скорости в струе эжектируемого газа, вызванное уменьшением площади ее поперечного сечения за счет расширения сверхзвуковой эжектирующей струи (критический режим [I]—[4]). [c.284]

Заключение. Предложенная модель описьшает зарождение и диффузию вихря в газе. При определенных условиях на начальном участке внутри вихря образуется вакуумное ядро, при заполнении которого газом происходит его торможение и уменьшение полной энергии. Дальше вниз по потоку действие вязкости приводит к постепенному расширению вихря. Если за характерный размер вихря принимается расстояние от оси, на котором угол поворота вектора скорости максимален, то далеко вниз по потоку закон расширения вихря будет носить универсальный характер. Численное моделирование диффузии вихря качественно согласуется с экспериментальными данными. Однако значительное изменение давления торможения на оси по мере удаления от генератора вихря, а также малое изменение температуры торможения в поперечном сечении, наблюдаемые в эксперименте, указывают на наличие диффузии, существенно большей молекулярной. Это может быть связано с высоким уровнем вихревых и акустических пульсаций в рабочей части аэродинамической трубы. Простейший способ учесть эти пульсации - ввести в уравнения диффузии вихря эффективный коэффициент турбулентной вязкости с помощью модели турбулентности. [c.117]

Цель работы — исследовать аэродинамический спектр при сверхзвуковом обтекании тела вращения со сферическим затуплением в случае вдува (иижекции) газа через отверстие в точке полного торможения. Найти также путем измерений распределение давления по сферической поверхности и сравнить это распределение с тем, которое имеет место без инжекции. Определить изменение коэффициента волнового сопротивления за счет влияния инжекции. [c.268]

АЭРОДИНАМЙЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ, измерения скорости, давления, плотности и темп-ры движущегося воздуха (или др. газа), сил, возникающих на поверхности тв. тела, относительно к-рого происходит движение, а также тепловых потоков, поступающих к этой поверхности. Большинство практич. задач, к-рые ставят перед газовой динамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, пром. производство и т. д., требуют для своего решения проведения эксперим. исследований. В этих исследованиях на эксперим, установках — аэродинамических трубах и стендах — моделируется рассматриваемое течение (напр., движение самолёта с заданными величинами высоты полёта и скорости) и определяются силовые и тепловые нагрузки на исследуемую модель. Соблюдение условий, диктуемых теорией моделирования, позволяет перенести результаты эксперимента на модели на натурный объект. Важной составной частью эксперимента явл. А. п., результаты к-рых обычно получают в форме зависимостей безразмерных аэродинамических коэффициент,ов или безразмерных коэфф. теплообмена от осн. критериев подобия — Маха числа, Рейнольдса числа и др. В таком виде ими пользуются для определения подъёмной силы и сопротивления самолёта, нагревания поверхности ракеты и косм, корабля и т. п. [c.44]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...