Определение угла скоса потока

Рис. 6.7. Схема для определения угла скоса потока за крылом (/) от П-образного вихря (2)

Подынтегральная функция в первой части этого равенства в соответствии с теорией тонкого тела и методом определения угла скоса потока путем нахождения индуцированного правым и левым свободными вихрями поля скоростей имеет аналитическое выражение. После подстановки соответствующих величин в (11.24) и некоторых преобразований получается зависимость для коэффициента интерференции оп, расчеты по которой проводятся методом численного интегрирования. [c.618]

Работа 3.2.6 Определение угла скоса потока [c.148]

Для определения угла скоса потока 8 и коэффициента торможения скорости кол используется следующая зависимость [c.293]

Пример, Рассмотрим результаты лабораторной работы по определению угла скоса потока, а также коэффициентов эффективности оперения и торможения скорости при сверхзвуковом обтекании модели летательного аппарата, изображенной на рис. 6.1.5. Площадь в плане этой модели 5м=22-10 м . Угол атаки, при котором велась продувка, а=6°. Соответствующее загромождение рабочей части трубы моделью определялось отношением 5=5м/ 5т (где 5т =0,16 — площадь поперечного сечения рабочей части) [c.294]

Рис. З.У1.5. К определению угла скоса потока, вызываемого П-образной вихревой системой

Обнаруженное влияние поля температуры теплоносителя, сформированного неравномерным полем тепловыделения по радиусу пучка витых труб, на поле скорости потока необходимо учитывать при разработке модели течения и ее математическом описании и при нестационарном протекании процессов тепломассопереноса. Необходимость использования уравнения движения в виде (1.8) может быть обоснована также при исследовании процесса выравнивания неравномерности поля скорости, сформированной входным патрубком при адиабатическом течении воздуха. Эксперименты проводились на моделях теплообменного аппарата с 127 витыми трубами овального профиля с относительным шагом S/ d = 16 и числом Fr , = 470 на экспериментальной установке, описанной в [39]. Вход потока в пучок бьш осесимметричным. Неравномерность поля скорости формировалась системой входных решеток, уровень турбулентности за которыми составлял 6%. Скорость потока измерялась в выходных сечениях пучков различной длины трубкой полного напора, малочувствительной к углу скоса потока до 20° [39]. Длина пучков соответствовала расстояниям от входа lid, 18,7d, 90,5d. При этом входные условия сохранялись неизменными, число Re s 10 и = 305 К. Среднеквадратичная погрешность определения скорости составляла 3%. [c.107]

В общем случае для измерения углов скоса Аа и Ар может быть использован при малых скоростях потока насадок, предназначенный для определения направления потока в трехмерном пространстве (см. рис. 2.2.15). Этот насадок закрепляется на координатнике и устанавливается в рабочей части так, чтобы его ось совпадала с продольной осью аэродинамической трубы. Каждый приемник давления (дренажное отверстие насадка) соединяется с соответствующим манометром. Во время продувки записываются показания всех микроманометров. [c.148]

Экспериментальное определение направления скорости в трубе обычно ведется для некоторого участка потока в его поперечной плоскости (ядра сечения) и осуществляется путем измерения давлений в соответствующих дренажных отверстиях насадка, размещаемого в различных точках выбранного сечения рабочей части. Обычно насадок перемещают в двух взаимно перпендикулярных направлениях вдоль осей симметрии сечения с шагом, равным 0,05—0,1 поперечного размера (диаметра) этого сечения. Полученная информация об углах Аа и Ар оказывается достаточной для оценки скоса потока в ядре сечения. [c.149]

С целью обеспечения требуемой статической устойчивости крыло располагают в определенном месте корпуса, а в случае необходимости прибегают либо к установке хвостового оперения, играющего роль стабилизатора, либо небольших крыльев в носовой части для создания дестабилизирующего эффекта. Характеристики статической устойчивости летательных аппаратов могут быть рассчитаны различными методами, Рассмотрим один из таких методов, относящихся к плоской конфигурации (см. рис. 6.1,5), Согласно этому методу находятся аэродинамические характеристики изолированных корпуса, крыла и оперения, а затем вычисляются соответствующие интерференционные поправки. При этом для определения аэродинамических характеристик оперения необходимо либо найти угол скоса потока за крылом е и по эффективному значению угла атаки [c.298]

Для определения влияния винтовых гофров на аэродинамические характеристики самокомпенсирующихся труб в ЦАГИ им. Жуковского были проведены исследования аэродинамического сопротивления и скосов потока в трубопроводе длиной 100 калибров (Z = 40 м) из труб диаметром 325 X 1,2 мм. Исследования показали, что аэродинамическое сопротивление труб с винтовыми гофрами с шагом 500 мм и углом наклона 60° находится в диапазоне чисел Re — 8 - 10 10 , что соответствует всел1у диапазону применяемых в газо- и нефтепроводной практике диаметров и давлений, практически не отличается от гладкой цельнотянутой трубы с величиной шероховатости 0,0001. [c.234]

Наиболее часто применяемой на практике задачей является переход от крыла с одним относительным размахом к другому. Если мы имеем для дагного размаха А поляру Лилиенталя, то можно определить для каждого угла атаки профильное сопротивление, т., е. найти характеристику. этого крыла для бес-конечного размаха, вычитая из абсцисс кривой Лилиенталя абсциссы параболы И. с., построенной для значения А. Находя параболу И. с. для другого относительного размаха А и прикладывая к нему профильное сопротивление, найдем новую поляру, для относительного размаха А. Однако от относительного размаха зависит также и скос потока поэтому при определенных значениях подъемной силы как при бесконечном раз- с, [c.58]

В результате систематических исследований потока в рабочей части трубы определяются средние значения углов скосов в горизонтальной Арср и вертикальной Ааср плоскостях, проходящих через продольную ось трубы. Эти значения учитываются при определении истинных углов атаки и скольжения [c.23]

Демпфирование вызывается также изменением по времени угла атаки, характеризующимся производной а. Для определения момента этого демпфирования предположим, что движение аппарата не сопровождается вращением (Йг=0), но имеет место изменение угла атаки, так что (см. треугольник скоростей на рис. 6.2.2, полученный при горизонтальном полете с постоянной скоростью —Уоо). Если при этом Аакр — изменение угла атаки крыла, то вследствие скоса потока за ним угол атаки изменяется на величину Ааоп = — ( е/ а)опАакр. Исследования показывают, что изменение скоса у оперения происходит с некоторым запаздыванием относительно изменения угла скоса у крыла. Это запаздывание определяется временем, затрачиваемым следом потока на прохождение расстояния от крыла до оперения и равным t= Хц.л,кр- +л ц.д.ои)/ оо—Хц/Уоо. Подставляя это время в выражение Аакр = —а , получим Аакр——аХц/Уоо и тогда [c.304]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...