Сверхзвуковые аэродинамические трубы

Для получения равномерного параллельного потока (применительно к сверхзвуковым аэродинамическим трубам и реактивным аппаратам с очень большой скоростью истечения) пользуются соплами со специально профилированными стенками, для [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]

В рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы воздух имеет скорость 700 м/с и температуру 193 К. Определите, с какой скоростью на высоте Я = 5 км в атмосфере Земли должен двигаться летательный аппарат, модель которого продувалась в этой трубе, чтобы можно было воспользоваться результатами экспериментальных исследований влияния сжимаемости на аэродинамические характеристики. [c.76]

В сверхзвуковой аэродинамической трубе истечение воздуха из сопла происходит со скоростью V = 450 м/с при температуре Т = 220 К. Каким будет соответствующее число М и как изменится это число, если путем подогрева увеличить температуру воздуха в рабочей части трубы до Т = 285 К [c.77]

Какие параметры (давление и температуру) должен иметь воздух в фор-камере сверхзвуковой аэродинамической трубы, чтобы при расчетном расширении он имел в ее рабочей части, где давление р = 10 Па, скорость V = 800 м/с при температуре 200 К [c.77]

В рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы расположено клиновидное тело А К (рис. 4.7). Обтекание этого тела сопровождается образованием у его вершин А скачка уплотнения, который попадает на стенку ОА в точке А. Скорость за ним не параллельна стенке, поэтому она взаимодействует с потоком, вызывая появление отраженного скачка АВ, за которым поток становится парал- [c.102]

Рис. 4.9. Схема сверхзвуковой аэродинамической трубы (а) и система скачков уплотнения (б)

Для определения максимально допустимого загромождения потока в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы применим зависимость (4.28), полагая в ней 5х и равными соответственно площадям сечений потока в рабочей части и в наиболее загроможденном месте трубы, а Мх = Мс, . Тогда число М-з в (4.28) будет определено для этого места трубы. Из (4.28) находим [c.123]

Найдите параметры воздуха (давление Ра и плотность ро) в форкамере сверхзвуковой аэродинамической трубы с открытой рабочей частью определите площадь критического сечения и выберите форму криволинейного контура сопла, обеспечивающего получение на выходе параллельного сверхзвукового потока с числом М о = = 3 и давлением 10 Па. Квадратное сечение сопла на выходе имеет площадь 5 = = 0,16 м2, температура воздуха в форкамере То = 290 К. [c.143]

Были выполнены экспериментальные исследования в сверхзвуковой аэродинамической трубе, позволившие дать количественную оценку влияния отсоса на отрыв турбулентного пограничного слоя при обтекании вогнутого угла. Номинальное число Маха набегающего потока М было равно 2,01. Отсос с поверхности модели (рис. 6.6.4) осуществлялся через зазор 2 [c.420]

Экспериментальные исследования обтекания непроницаемой поверхности ([38], ч. 2) показывают, что при определенных условиях шероховатость вызывает существенное увеличение коэффициента теплоотдачи. Вдув через пористую стенку приводит к уменьшению теплообмена. Для выяснения совместного воздействия вдува и шероховатости на теплоотдачу при турбулентном пограничном слое были проведены опыты в сверхзвуковой аэродинамической трубе для условий М = 2,5, Реж — = 7 10 , [c.468]

Аэродинамические трубы кратковременного действия. Основной недостаток сверхзвуковых аэродинамических труб непрерывного действия в том, что мощности, потребные для их работы, чрезвычайно велики. Уже сейчас для относительно небольших чисел М потребные мощности таких труб достигают сотен тысяч киловатт. Стоимость и конструктивная сложность труб непрерывного действия почти полностью определяются их энергетическим оборудованием (двигатели, компрессоры, холодильники и пр.). [c.466]

Насадок, состоящий лишь из сужающегося участка (рис. 26, б), называется простым соплом, или очком. Наибольшая скорость, которую можно получить, выпуская адиабатически газ через простое сопло, равна скорости звука, и достигается эта скорость в наиболее узком сечении, т. е. на срезе сопла. Простые сопла и сопла Лаваля широко применяются в технике сопло Лаваля является необходимым элементом конструкций ракетных двигателей, сверхзвуковых аэродинамических труб и т. п. Рассмотрим подробнее адиабатические течения в простом сопле и в сопле Лаваля. [c.47]

Ж. Грин сравнил собственные экспериментальные данные по преобразованному формпараметру Я с рассчитанными его значениями по (10-110). Опыты проведены в сверхзвуковой аэродинамической трубе. Воздущный поток с числом Мес = 2,5 набегал на плоский клин с переменным углом атаки. Возникающий на клине косой скачок уплотнения отражался ко дну аэродинамической трубы в области отражения скачка давление резко нарастало, а затем поддерживалось почти постоянным-320 [c.320]

Проведение экспериментов в турбулентном сжимаемом потоке, особенно при сверхзвуковых скоростях движения, сопряжено с большими трудностями, связанными со взаимодействием измерителя и исследуемого потока. Вследствие этого экспериментальные сведения о турбулентности в сжимаемых потоках очень ограничены, и до настоящего времени не установлен точно даже уровень турбулентности сверхзвуковых аэродинамических труб. [c.307]

Во многих задачах газовой динамики необходимо обеспечить переход от сверхзвуковой скорости потока к дозвуковой. Как правило, этот переход совершается в скачках уплотнения, что имеет место в диффузорах сверхзвуковых аэродинамических труб, во входных диффузорах воздушно-реактивных двигателей, в колесах газовых турбин и т.п. В случае течения идеального газа в канале сверхзвуковой поток преобразуется в дозвуковой посредством прямого скачка уплотнения. [c.462]

Эксперименты проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе при числе Маха набегающего потока Мх = 3.11. Дренированный вдоль образующих цилиндр с диаметром с = 24 мм крепился перпендикулярно плоской заостренной пластине. Расстояние от передней кромки пластины до оси цилиндра / = 140 мм. Пластина дренирована по оси симметрии по-тока. Число Рейнольдса Ке/ = их /VI = 1.87 10, где дх и г/х — скорость и кинематическая вязкость набегающего потока. Измерялись давления при помощи насадка Пито с внутренним и внешним диаметрами соответственно равными 0.15 и 0.9 мм. Насадок перемещался в плоскости симметрии потока на расстоянии 1.6 мм от поверхности пластины и на расстоянии 1.1 мм вдоль передней образующей цилиндра. Течение на поверхности пластины и цилиндра изучалось при помощи визуализирующего состава, обтекание модели фотографировалось через прибор Теплера. Типичные картины распределения визуализирующего состава и кривые распределения давления по поверхности пластины, а также фотографии обтекания модели приведены в работе [1]. [c.493]

Движение газа в турбулентном пограничном слое с большими до- и сверхзвуковыми скоростями представляет актуальную проблему современной аэродинамики. Пути практического решения этой проблемы лежат в обобщении на случай движения газа с большими скоростями эмпирических и полуэмпирических теорий турбулентности в несжимаемой жидкости. Следует заметить, что опытная проверка возможности применения такого рода теорий для движения газа с большими скоростями стала вполне возможной в связи со значительным развитием техники эксперимента в сверхзвуковых аэродинамических трубах и в полете. Произведенное сравнение теоретических и экспериментальных результатов показало, что при помощи эмпирических и полуэмпирических методов можно установить вполне удовлетворяющие практику закономерности. [c.716]

На рис. ЗЛО, 3.11 представлены, рассчитанные при числах Маха Моо = = 2 и 4, зависимости аэродинамического качества от угла атаки К [а) по формуле (3.49) и экспериментальные данные для несимметричных тел, полученные в сверхзвуковой аэродинамической трубе при весовых испытаниях. [c.45]

Подобным образом бичом первых сверхзвуковых аэродинамических труб были ударные волны, возникавшие из-за конденсации водяных паров в воздухе — еще одна скрытая переменная , которую игнорируют при постановке задач по Навье и Стоксу см, [16, гл. 5]. [c.49]

Техника использования сверхзвуковых аэродинамических труб имеет гораздо меньшую историю. Первые такие трубы были введены в действие во время второй мировой войны, и их бичом было непредвиденное возникновение скачков конденсации и даже образование снега — явления, которые трудно исследовать с помощью только анализа размерностей. [c.152]

Анализ размерностей указывает на то, что в сверхзвуковых аэродинамических трубах (и во внешней баллистике) нужно считать Со функцией от чисел М и Ке. Однако практически число Рейнольдса, по-видимому, играет второстепенную роль, вопреки широко распространенной противоположной точке зрения ). Так, поверхностное трение обычно составляет только [c.152]

Интерферограмма в полосах бесконечной ширины показывает линии постоянной плотности при обтекании комбинации пластины с клином, имеющим полуугол раствора 10°, которая помещена в сверхзвуковой аэродинамической трубе при числе Маха невозмущенного потока, равном 1,32. Го- [c.160]

Такого рода стационарные потоки наблюдаются в сверхзвуковых аэродинамических трубах при продувке в них тел столь небольшого размера по сравнению с полем трубы, что тела эти можно рассматривать, как точечные источники возмущения. [c.163]

На рис. 2.16 приведены фотографии потока около стенки, искривленной внутрь и наружу по отношению к потоку, полученные в сверхзвуковой аэродинамической трубе. Так же как и в нестационарных волнах, данная теория предполагает, что при отражении молекул стенка не влияет на состояние газа и что течение — изоэнтропическое. Влияние твердой стенки будет рассмотрено в главе 4. [c.84]

При аэродинамическом методе испытания используют сверхзвуковые аэродинамические трубы, где скорости обтекания моделей воздухом достигают значений, соответствующих числам > 1,4 - 1,5. [c.24]

При использовании сверхзвуковых аэродинамических труб постоянного действия (рис. 2.1.) и соответствующих систем терморегулирования воздушного потока в трубах как замкнутого, так и открытого типа достигаются условия, наиболее приближенные к реальным. [c.24]

Рис. 2.1. Схема центральной части сверхзвуковой аэродинамической трубы [18, с. 215]

ЛИ некоторую неподвижную поверхность, пересекая которую все элементарные струйки газа одновременно претерпевают скачкообразные изменения скорости движения, плотности, давления и температуры. По этой причине ударную волну называют также скачком уплотнения. Скачки уплотнения удобно на- блюдать в сверхзвуковых аэродинамических трубах при обтекании воздухом неподвижных твердых тел. [c.119]

Число М в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы М= = Via = VyWT. [c.86]

Определите максимально допустимое загромождение моделью (или устройством для ее крепления) потока в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы с числом Моо= 2,68, при котором не происходит запирания трубы [такое запирание сопровождается прохождением через незагроможденную часть трубы (между стенкой трубы и моделью) пускового скачка уплотнения, течение за которым дозвуковое]. [c.105]

Рассмотрим результаты эк-епериментов в сверхзвуковой аэродинамической трубе [число Маха Моо = 5, температура торможения воздуха Та 400 — 800 К, давление в форкамере Ро = (9 10) 10- Па]. Исследова- [c.470]

На рис. 11.13 представлена экспериментальная засисимость относительной температуры торможения Т /Та, по толщине турбулентного пограничного слоя на стенке сверхзвуковой аэродинамической трубы. Сравнивая кривые, показанные на рис. 11.12 и 11.13, можно заметить, что они похожи и что допущение Ван-Дрийста [c.223]

В быстротечных процессах, характерных для газодинамики, метастабильные состояния наблюдаются и для обычных веществ, не очищенных специально. Впервые такие отклонения от равновесного состояния наблюдал А. Стодола [Л. 235] при исследовании потоков пара в соплах Лаваля. В своих классических экспериментах методом рассеяния света А. Стодола показал, что внутри сопла с прозрачными стенками при работе на насыщенном или перегретом паре наблюдается заметное перенасыщепие перед началом конденсации. В случае расширяющихся сопел Лаваля при сверхзвуковом течении конденсация происходила за критическим сечением. Кроме того, А. Стодола показал, что наличие посторонних ядер конденсации, таких, как пыль и т. п., не имеет существенного значения для начала бурной конденсации. Аналогичные явления наблюдали и другие исследователи как в соплах, работающих на паре, так и в сверхзвуковых аэродинамических трубах при конденсации паров воды в воздухе. [c.24]

Отметим, что между тепловыми и конденсационными скачками существует принципиальное различие. В тепловых скачках, наблюдаемых в сверхзвуковых аэродинамических трубах, повышение давления и темг пературы происходит вследствие подвода к сверхзвуковому потоку некоторого количества тепла от внутреннего источника (за счет конденсации паров воды в воздухе). Энтальпия полного торможения воздуха при этом изменяется. [c.158]

Из уравнения (9.9) следует, что моделирование явлений теплопередачи в нескоростных трубах и в сверхзвуковых трубах с постоянной плотностью потока не представляется возможным, так как здесь не обеспечиваются одновременно условия подобия по числам Re и М. Моделирование температурных полей в потоке газа может быть осуществлено лишь при экспериментах в сверхзвуковых аэродинамических трубах переменной плотности либо при проведении испытаний на летающих моделях [12]. [c.205]

Испытания лакокрасочных покрытий в сверхзвуковых аэродинамических трубах обычно совмещают с испытаниями моделей, закрепляя образцы с покрытиями в соответствующих ячейках на боковой стенке рабочей части аэрбдинамической трубы. При этом внешняя сторона образца располагается заподлицо с боковой поверхностью стенки аэродинамической трубы. При необходимости может осуществляться подогрев образцов с внутренней поверхности с помощью электрического нагревательного элемента, помещенного в теплоизолированный металлический стакан. Покрытия могут также наноситься и на поверхность самих моделей. [c.25]

Экспериментальная установка. Исследование проводилось в сверхзвуковой аэродинамической трубе с сечением рабочей части 90 х 00 мм. Плоское сопло, установленное в трубе, позволяло получить в рабочей части скорость потока, соотвутствуюгцую числу М = 2. [c.154]

Исследование производилось в сверхзвуковой аэродинамической трубе с сечением рабочей части 230 х 230. В ней устанавливались заостренные пластины расстояние от передней кромкп пластины до вершины угла составляло 250 мм. Углы отклонения пластины за изломом были равны 5, 10, 15 и 20°. Ширина пластины равнялась 90 мм. Схема установки пластин представлена на рис. 1, где 1 - пограничные слои на стенках 2 - пластина, 3 - пограничный слой па пластине. Па поверхности пластин располагались дренажные отверстия. С их помогцью определялось распределение давления вдоль и нонерек пластин. [c.234]

Введение. Обеспечение эффективного торможеппя сверхзвукового потока газа в каналах является одной из центральных задач прикладной газовой динамики. С ее решением связано усоверешенство-ванпе входных устройств авпацпонных двигателей для сверхзвуковых скоростей полета, повышение экономичности работы сверхзвуковых аэродинамических труб и расширение дианазона пх работы, повышение к.и.д. сверхзвукового компрессора п т.д. [c.590]

Остановимся еще на одном цикле исследований, посвященном изучению сверхзвуковых течений газа около проницаемых поверхностей. Задачи такого типа возникли в связи с использованием околозвуковых и сверхзвуковых аэродинамических труб с перфорированными стенками и с использованием парашютов при сверхзвуковой скорости. В СССР еще в 1947 г. было применено перфорирование стенок аэродинамической трубы для возможности испытания в ней моделей при околозвуковых и при малых сверхзвуковых скоростях. Г. П. Свищев предложил использовать сопла с перфорированными участками стенок для плавного изменения скорости сверхзвукового потока. Г. Л. Гродзовским и Г. П. Свищевым было экспериментально обнаружено, что перфорирование стенок цилиндрической трубы, окруженной камерой с постоянным давлением, оказывает выравнивающее действие на возмущения давления (и связанные с ними возмущения плотности и скорости) движущегося в трубе сверхзвукового потока ). Эти и другие экспериментальные исследования вызвали появление в 1949—1951 гг. серии теоретических работ, посвященных изучению течений около проницаемых границ и, в особенности, деталей сверхзвукового потока около плоской стенки, состоящей из поперечных или продольных полос, отделенных щелями, сквозь которые газ может вытекать в окружающее пространство (или втекать из этого пространства внутрь пoтoIia). [c.181]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...