Расчет аэродинамических труб

При расчетах аэродинамических труб при- [c.55]

Практика показала, что при расчете аэродинамической трубы длина ее рабочей части обычно составляет 2ч-3 диаметра выходного сечения сопла. [c.11]

Расчет аэродинамических труб [c.27]

Теоретический расчет коэффициентов и возможен только для тел простейшей формы. Поэтому величины коэффициентов и обычно определяют опытным путем, измеряя силу, действующую на тело со стороны среды, при различных скоростях движения. Например, когда речь идет о движении тел в воздухе, коэффициенты и определяют путем продувки тела в аэродинамической трубе. [c.196]

Особенно большое значение приобрела эта проблема в связи с развитием авиации и увеличением скорости движения морских судов. Во всех этих случаях решающую роль играют силы, с которыми среда действует на движущееся тело. Теоретический расчет этих сил является весьма сложной задачей. Поэтому большое значение приобретает экспериментальное исследование сил, с которыми среда действует на движущееся в ней тело. При этом пользуются утверждением, о котором мы уже упоминали ( 44), а именно, что среда действует на движущееся в ней тело с такими же силами, с какими действовал бы падающий ка неподвижное тело поток той же среды, если скорости тела в первом случае и потока во втором равны по величине и противоположны по направлению. (В основе этого утверждения лежит принцип относительности движения, согласно которому все физические явления, возникающие между двумя телами, могут зависеть только от относительной скорости движения этих тел.) Поэтому для определения сил, возникающих при движении в воздухе, тело закрепляется при помощи динамометров в аэродинамической трубе, в которой создается равномерный поток воздуха. По показаниям динамометров можно судить о силах, действующих на тело в различных направлениях, изучать зависимость этих сил от формы и состояния поверхности тел, их расположения в потоке и, наконец, от скорости потока. [c.541]

Приведем простой геометрический метод расчета сопла ), дающий контуры, очень близкие к оптимальным. Горловина такого сонла описывается двумя окружностями дозвуковая часть — радиусом 1,5 Л р и сверхзвуковая часть — радиусом 0,4i p, где i p —радиус критического сечения (рис. 8.11). К отрезку дуги радиуса 0,4 Л р под заданным углом 0 к оси сопла проводится касательная JVQ до пересечения с отрезком <2а, проходящим через срез сопла и наклоненным к оси под заданным углом 9а (в случае аэродинамической трубы 0а = 0). Отрезки N() и Qa разбиваются на равное число участков, причем точки деления линии Qa соединяются с одноименными точ- [c.444]

Характер изменения параметров парогазовой смеси имеет важное значение в расчетах процесса сушки, кондиционирования воздуха, сверхзвуковых аэродинамических труб, обледенения самолетов, процесса испарения топлива в двигателях и форсировании их впрыском жидкостей и т. а. [c.119]

Современные представления об управлении обтеканием непосредственным образом связаны с отрывными течениями, которые широко встречаются как в случае внешнего обтекания ракетно-космических аппаратов, так и при движении газа внутри различных каналов (сверхзвуковые сопла реактивных двигателей и аэродинамических труб, диффузоры и др.). Интерес к исследованию таких течений в последнее время возрос из-за выявившейся возможности регулировать аэродинамические характеристики обтекаемых тел путем управления этими течениями и осуществлять соответствующие расчеты при помощи вычислительных машин. В гл. VI анализируются виды отрывных течений и рассматриваются случаи их реализации при управлении обтеканием. Эффект управления отрывным течением связан с предотвращением, затягиванием или созданием условий преждевременного отрыва потока при помощи соответствующих приспособлений. [c.7]

Размещение источника теплоснабжения 31 8 Размол твердого топлива 136 Разность темлератур 76, 98 Расположение труб в пучке lOl Расчет аэродинамический 346, 361 [c.430]

Можно получить, однако, ряд полезных результатов, основываясь на решении уравнений одномерной газовой динамики. Одномерные представления широко используются при расчете реактивных двигателей, лопаточных машин, эжекторов, аэродинамических труб и испытательных стендов. Одномерная теория нереагирующих газов подробно изложена в монографиях [382—388]. [c.124]

Приведены основные результаты экспериментальных исследований локаль ной и средней теплоотдачи на профиле турбинной лопатки, установленной в аэродинамической трубе н воздушной турбине. В последнем случае ис следуемые лопатки помещались за рабочим колесом, т. е. находились в условиях, характерных для соплового аппарата второй ступени. Показано заметное влияние уровня турбулентности потока на величину и распределение по профилю локальных коэффициентов теплоотдачи, а также соответственно н средних по обводу профиля значений. Приведены также критериальные уравнения для расчета теплоотдачи на профиле, которые сравниваются с результатами аналогичных исследований. [c.6]

Рассматривается метод расчета коэффициентов теплоотдачи при высоких и низких скоростях. Общая теория теплопередачи сравнивается с экспериментальными данными по обтеканию плоской пластины сверхзвуковым потоком воздуха в аэродинамической трубе. [c.216]

В рабочую камеру аэродинамической трубы устанавливались противень с исследуемой жидкостью и рядом с ним одинаковое по форме и размерам полое металлическое тело (назовем его сухим телом), через которое пропускалась вода. При расчете теплообмена, не осложненного массообменом, принималось, что все тепло, воспринимаемое поверхностью сухого тела, расходуется на нагрев охлаждающей воды. [c.75]

Расчет сопротивления аэродинамической трубы (рис. 1-23) [c.56]

Несмотря на высокий уровень развития теории и численных методов аэроупругости, на практике в ряде случаев наблюдаются заметные расхождения между результатами расчетов и экспериментов, проводимых G упругими моделями и натурными конструкциями. Это обстоятельство подчеркивает важность моделирования явлений аэроупругости в аэродинамических трубах [48]. [c.194]

При анализе работы упругой лопасти аэродинамические нагрузки в сечениях обычно определяют по данным статических испытаний профиля в аэродинамической трубе, представленным в табличной форме. Однако обтекание лопасти в реальных условиях является пространственным и нестационарным. Это, в частности, оказывает влияние на срыв в сечении лопасти, который протекает по-разному в зависимости от состояния обтекания остальных сечений. Указанные особенности должны учитываться при разработке надежного метода расчета аэро-упругой реакции лопасти. Одна из важных и требующих учета особенностей пространственного обтекания лопасти — наличие радиальной составляющей скорости, приводящей к обтеканию сечений под некоторым углом скольжения (см. разд. 5.12). Обтекание со скольжением отодвигает наступление срыва (затягивает срыв) и существенно влияет на структуру отрывного течения. [c.798]

Такого рода задачи встают, например, при проектировании конфузоров и диффузоров аэродинамических труб, вентиляционных и других каналов, ограниченных по своим размерам объемом отведенных помещений. Аналогичный метод может быть с успехом применен также при расчете по возможности малых по длине патрубков, соединяющих две цилиндрические трубы разных диаметров, и в других вопросах. [c.287]

С возрастанием интенсивности турбулентности внешнего потока преимущественное значение приобретает вторая причина — влияние внешних возмущений. Из рис. 202 отчетливо видно, как с возрастанием интенсивности турбулентности внешнего потока значения рейнольдсовых чисел на границах переходной области начинают резко снижаться, размер ламинарного участка уменьшается почти вдвое при сохранении интенсивности в сравнительно узких пределах (до 0,36%). В обычных аэродинамических трубах интенсивности турбулентности могут достигать 1%, а в других случаях, как, например, в проточной части турбины или компрессора, и значительно больших уровней. При этом ламинарные участки на поверхности обтекаемых тел (крыловые профили, лопатки рабочего колеса) становятся совершенно незначительными. Наоборот, при движении тела сквозь покоящуюся жидкость (самолет в спокойной атмосфере и др.) интенсивность турбулентности набегающего потока может быть очень малой и ламинарный участок по своей протяженности окажется значительным. Обращает на себя также внимание наличие заметной области перехода, которым при детальном расчете пограничного слоя нельзя пренебрегать. [c.533]

Изложенный расчет может быть применен при проектировании аэродинамической трубы с открытой рабочей частью, на границе которой образуется описанная выше область смешения ). [c.564]

Величину Су можно определить различными путями замером подъемной силы и скоростного напора в аэродинамической трубе или в полете с последующим расчетом по формуле (2.06), замером избыточных давлений по поверхности крыла с последующим расчетом коэффициентов давлений и, наконец, путем теоретического расчета. [c.54]

Обычно вместо данных о и А используют поляры самолета для различных чисел М, получаемые при обработке результатов испытаний модели в аэродинамической трубе или теоретическим путем. Покажем на примере, как выполняется расчет. [c.147]

Поверочный расчет производят для оценки показателей экономичности и надежности агрегата при работе на заданном топливе, выявления необходимых реконструктивных мероприятий, выбора вспомогательного оборудования и получения исходных материалов для проведения расчетов аэродинамического, гидравлического,. температур металла и прочности труб, интенсивности эолового износа труб, коррозии и др. [c.7]

Сравнение результатов расчетов по этой формуле с экспериментальными данными различных авторов [30] (25 результатов) при различных углах конуса, отношениях радиуса притупления к радиусу миделя, числах Рейнольдса и Маха показали удовлетворительное согласование расчетных и экспериментальных данных. В табл. 6.4 представлены отдельные результаты. В большинстве этих работ донное давление определено в натурном эксперименте, а не в аэродинамических трубах, где существенное влияние на донное давление оказывают неравномерность потока, наличие державки и другие факторы, искажающие измеряемые параметры. [c.137]

Хотя аэродинамические явления при движении поезда в действительности значительно сложнее, чем они описаны уравнением (97), однако при расчете воздушного сопротивления поезда условились пользоваться этой формулой, а различие учитывать коэффициентом обтекаемости С , который, как правило, определяется экспериментальным путем в аэродинамических трубах (с учетом реальных условий движения поезда). [c.79]

При расчете аэродинамической трубы с открытой рабочей частью это сечение совпадает со срезом сопла, в котором скорость определяется величиной Уоо, а давление равно атмосферному Ратм- В соответствии с этим [c.28]

В части 1 рассмотрена теория одномерных газовых течений, на которой б зируются методы расчета реактивных двигателей, лопаточных машин, эжекторов, аэродинамических труб и испытательных стендов. Изложены теория пограничного слоя и теория струй, лежащие в основе определения сопротивления трения, полей скорости и температуры в соплах, диффузорах, камерах сгорания, эжекторах и т. п. [c.2]

Современные методы расчета реактивных двигателей, лопаточных машин, эжекторов, аэродинамических труб и испытательных стендов основываются по преимуществу на одномерных представлениях гидрогазодипамики, поэтому одномерным течениям в кннге отведено значительное место. [c.9]

Из результатов экспериментов, полученных в различных аэродинамических лабораториях, следовало, что опытные данные для геометрических подобных моделей необходимо сравнивать при одних и тех же значениях числа Рейнольдса. Кроме того, переход от опытных данных для модели к натурным условиям также должен осуществляться при соблюдении подобия по числу Рейнольдса. Последнее условие было особенно важно, так как при проектировании самолетов стали все шире пользоваться результатами продувок моделей конструкций в целом и их элементов в аэродинамических трубах (например, при создании гидросамолетов Д. П. Григоровича и тяжелого самолета В. А. Слесарева в России, аэродинамическом расчете Л. Прандтлем самолетов в Германии, проектировании самолетов Г. Эйфелем во Франции [51—53]). [c.289]

В лaiбopaтopнoй установке для исследования процесса загрязнения пучки труб продувались воздухом при температуре окружающей среды., к которому подмешивалась вола. Калориметры имели температуру стенки около 100° С. В действительности же дымовой газ в конвективных поверхностях имеет более высо кую температуру. Температура поверхности труб также более высокая. Кро.ме того, свойства золы после отделения ее от газа в электрофильтрах и длительного хранения могли измениться. Поэтому следовало проверить, достаточно ли полно воспроизводятся в аэродинамической трубе с запыленным потоком воздуха реальные условия работы конвективных поверхностей, омываемых дымовым газом, и при необходимости ввести поправки к установленным расчетным формулам. С этой целью было произведено сравнение коэффициентов загрязнения, вычисленных по формулам (1-10) и (1-11), с коэффициентами, определенными по данным промышленных испытаний. Такая работа была выполнена совместно ВТИ и ЦКТИ [Л. 8] в процессе составления единого нормативного метода теплового расчета -котельных агрегатов [Л. 53]. [c.26]

Эта функция может быть определена, например, путем расчета потенциального обтекания профиля, исследования обтекания методом электродина.чической аналогии пли в результате непосредственных измерений распределения давления по профилю при продувке последнего в аэродинамической трубе. [c.118]

Ко второму виду динамических испытаний относится определение форм и частот как собственных, так и вынужденных колебаний частей самолета для последующего уточнения расчетов критических скоростей автоколебаний и устранения возможных резонансов, а также испытания в аэродинамических трубах динамически подобных моделей для уточнения критических скоростей. Динамические испытания проводятся в специальных лабораториях, а показания при испытаниях измеряются осциллографами с применением электротензодатчиков различного типа. [c.99]

Полное давление в струйках тока, прошедших разные участки системы скачков уплотнения, различно. Наибольшее восстановление давления в струе газа, прошедшей систему скачков 2-4-6. Зная угол О2 и предполагая течение плоскопараллельным, указанную систему можно легко рассчитать [2]. На рис. 1 штрихпунктирной линией нанесено значение = 19.75, рассчитанное для струйки тока, прошедшей систему скачков 2-5. Оно согласуется с экспериментальными данными. Значение давления рдд в струе, прошедшей систему косых скачков 2-4-6 равно 30. Это намного выше максимального значения р° на цилиндре. Это обстоятельство объясняется тем, что ширина отмеченной струи очень мала и она размывается, не дойдя до поверхности цилиндра (ширина струи, полученная по измерению расстояния АВ на теневой фотографии для цилиндра с с1 = 24 , равна 1-1.5 ). Этому содействует также колебание всей системы скачков уплотнения относительно среднего положения, практически всегда имеюгцееся во время эксперимента как вследствие отрыва потока, так и вследствие чисто механических колебаний модели в аэродинамической трубе. При больших размерах модели и больших числах Маха повышение давления на цилиндре будет более значительным. В частности, как показывают расчеты, при больших числах Маха скорость потока за скачком 5 остается сверхзвуковой. В этом случае перед цилиндром будет наблюдаться местный прямой скачок 7. [c.495]

Для проверки результатов расчета было проведено экспериментальное исследование тепловых потоков при обтекании сверхзвуковым потоком нагретого газа пяти тел разной формы с относительной толщиной уз/хз = 0.36 цилиндра с углом наклона образующей tga = 0 затупленных конусов с yi/уз = 0.61, tga = 0.14 и с yi/уз = 0.20, tga = 0.28 конуса с tga = 0.36 и заостренного цилиндра с Х2/Х3 = = 0.46, tga = 0.78. Эксперименты проводились в аэродинамической трубе с электродуговым подогревом при Моо = 4.6 и Reoo = 700-1000. [c.530]

Однако в реальном газе сечения столкновений уменьшаются при увеличении относительной скорости молекул. Очевидно, что сопоставимые данные можно получить только в том случае, если сечение столкновения модельных молекул-шаров принять равным действительному сечению при столкновениях отраженных и набегающих молекул, а переход к параметрам набегающего потока производить в обоих случаях в соответствии с реальным законом изменения взаимодействия молекул. При этом надо иметь в виду, что для одного и того же газа переход к параметрам набегающего потока в условиях трубного эксперимента (особенно в гиперзвуковых трубах) и в натурных условиях может оказаться различным, Как уже отмечалось в 6.6, в аэродинамических трубах при больших числах Маха температура набегающего потока часто много ниже температуры набегающего потока в условиях натурного полета при тех же числах Маха. В соответствии с этим и относительные скорости молекул в набегающем потоке в трубных условиях много меньше, чем в натуре. Но при меньших относительных скоростях сечение столкновений изменяется. гораздо быстрее при изменении относительной скорости сталкивающихся молекул, Чем при больших относительных скоростях. В результате, например, может оказаться, что в условиях аэродинамической трубы молекулы ведут себя подобно максвелловским молекулам, В то время как в условиях натурного полета их сечение изменяется мало и, следовательно, их поведение удовлетворительно аппроксимируется молекулами-шарами. Поэтому расчет, проведенный для молекул-шаров при определенных числах Маха и Кнудсена, будет согласовываться с результатами натурных исследований при тех же числах Маха и Кнудсена, в то время как этот же расчет соответствует трубным испытаниям при другом числе Кнудсена набегающего потока. [c.413]

Н. Е. Жуковский смело выдвигал своих талантливых учеников на самостоятельную работу, на самостоятельные творческие искания. Так, например, студенту А. Н. Туполеву было поручено проектирование и строительство аэродинамических труб в МВТУ — дело в те годы абсолютно новое и неизвестное. Студенту Г. Н. Му-синьянцу было поручено ведение лабораторных занятий на молодой аэродинамической специальности, а годом позже ему было передано чтение лекций по аэродинамическому расчету самолетов. Студент [c.137]

Так, например, видно, что профиль конфузора, показанный на рис. 146 штриховкой, имеет достаточно хорошую форму некоторое повышение скорости к стенкам конфузора ие вредит делу, так как подтормажи-вание жидкости из-за вязкости вблизи стенок должно выправить поле. Рассчитанный конфузор, как видно из рис. 145 и 146, удваивает скорость движения. Изложенный только что метод может с успехом применяться для расчета конфузоров аэродинамических труб, сопел и других каналов, если скорости в них значительно меньше скорости звука. [c.419]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...