Угол возмущения критический

Экспериментальные и теоретические исследования последних лет раскрывают общую картину развития динамического срыва, хотя еще нельзя сказать, что протекание срыва в нестационарных условиях полностью изучено. Рассмотрим профиль, угол атаки которого периодически изменяется с большой амплитудой от значения, намного меньшего критического угла атаки в стационарных условиях, до значения, превосходящего угол атаки начала динамического срыва. Такой диапазон типичен для первой гармоники изменения угла атаки при полете вперед, причем среднее его значение соответствует большому значению параметра нагружения Ст/а, При увеличении угла атаки срыв затягивается вследствие нестационарности, так что линейный закон изменения подъемной силы и небольшие моменты на профиле сохраняются при значениях угла атаки, превышающих критический угол атаки в стационарных условиях. После того как угол атаки профиля превысит угол атаки начала динамического срыва (который в свою очередь зависит от скорости а изменения угла атаки), подсасывающая сила на передней кромке профиля пропадает, а с поверхности вблизи передней кромки начинает отходить пелена интенсивных поперечных вихрей. Эти вихри движутся над верхней поверхностью профиля по направлению к задней кромке со скоростью, значительно меньшей, чем скорость набегающего потока. Вызванное вихрями возмущение поля давления приводит к смещению назад области разрежения. В возникшем переходном процессе [c.799]

Из сказанного, однако, не следует, что после достижения критического отношения 8кр характер истечения газа остается постоянным. При дальнейшем увеличении Р давление на срезе сопла Pq становится больше атмосферного, вследствие чего выходящий поток начинает расширяться, причем угол 0 отклонения струи (рис. 1, а) растет с уменьшением е (для 8кр = 0,528 имеем 0 = 0). В связи с отклонением границы потока от оси сопла на его срезе возникают возмущения поскольку эти возмущения распространяются со скоростью звука и не могут проникнуть в сопло, навстречу потоку, движущемуся с той же скоростью, то они сносятся вниз по потоку, способствуя образованию ячеистой структуры струи. [c.12]

Движение тел в газах при сверхзвуковых скоростях. Сопротивление снарядов. В 2 мы выяснили, что в тех случаях, когда небольшое тело движется в газе со сверхзвуковой скоростью или, что сводится к тому же, газ движется равномерно со сверхзвуковой скоростью около небольшого неподвижного тела, возмущения давления распространяются только позади тела внутри определенного конуса, угол раствора которого зависит от скорости течения. Однако этот результат передает действительную картину явления только до тех пор, пока обтекаемое тело является малым. Если же размеры обтекаемого тела не малы, то действительная картина обтекания получается более сложной. Пусть тело имеет спереди тупую форму. Тогда при своем движении оно немного вытесняет газ вперед, и в середине закругления в критической точке А (рис. 249) возникнет подпор газа [ 5, п. с) гл. II]. Так как вытесняемая масса газа движется относительно тела с дозвуковой скоростью, то давление в ней распространяется также и в сторону движения тела, но на сравнительно [c.396]

Критический угол. Прежде всего можно показать, что смена формы неустойчивости — переход от плоскопараллельных движений к ячеистым — происходит при некотором критическом значении угла наклона. Для этого нужно рассмотреть решение задачи в предельном случае длинноволновых возмущений, для которых длина волны много больше ширины канала, а безразмерное волновое число k мало и может быть принято в качестве малого параметра. [c.103]

Поведение нейтральных кривых Д(й) при малых к зависит от знака Если Н<2) > О, то в точке /г = О на кривой устойчивости имеется минимум, и это означает, что наиболее опасными являются плоскопараллельные возмущения. Если К < О, то точке к = 0 соответствует максимум на нейтральной кривой, а минимум следует искать в области к ФО (ячеистые возмущения). Таким образом, смене формы неустойчивости соответствует изменение знака К . Из формулы (16.4 ) видно, что при малых а квадратичная поправка положительна. С увеличением а поправка монотонно убывает и меняет знак при некотором значении угла наклона ао. Из условия = О получим критический угол [c.104]

Таким образом, критическое число Грасгофа Сг трехмерных возмущений с волновыми числами ку и к для слоя, ориентированного под углом а к вертика ш, можно определить с помощью формул (7.17), если известно критическое число Сг для плоских возмущений с волновым числом к в слое, наклоненном к вертикали на угол а, отличный от а О. [c.58]

Итак, в отличие от изотермических потоков, для конвективного течения плоские возмущения отнюдь не всегда наиболее опасны. Ситуация определяется двумя параметрами — числом Прандтля и углом наклона слоя. При достаточно больших значениях числа Прандтля О и а < наиболее опасны пространственные спиральные возмущения. С изменением угла наклона происходит смена формы неустойчивости — от спиральных возмущений при а < а к плоским - при а > а (рис. 30). Для достаточно больших Рг критический угол а мал (в случае строго вертикальной ориентации, однако, при всех Рг наиболее опасны плоские возмущения). С уменьшением Рг расширяется область углов, внутри которой главную опасность представляют плоские возмущения. [c.60]

Критическое число Грасгофа при а= О равно = 1680, т.е. более чем втрое превосходит значение в отсутствие перегородки. Этот эффект можно объяснить следующим образом. Гидродинамическая мода неустойчивости связана с возникновением на границе раздела потоков стационарных вихрей, наклоненных к вертикали на некоторый угол (см. рис. 5). Условие исчезновения касательной компоненты скорости, на проницаемой перегородке делает невозможным развитие возмущений такой формы, что и приводит к повышению границы устойчивости. Как видно из рис. 51, с ростом параметра сопротивления критическое число Грасгофа растет по закону, близкому к линейному. При этом растет длина волны критических возмущений. [c.88]

При малых числах Прандтля во всей области углов наклона наиболее опасны плоские возмущения. Иная ситуация имеет место при немалых Рг плоские возмущения более опасны, если угол наклона к вертикали меньше некоторого а . При а > а абсолютный минимум критического числа Сг переходит к пространственным возмущениям. С увеличением Рг [c.177]

Результаты расчета границы устойчивости в зависимости от угла наклона для фиксированных температур ограничивающих плоскостей представлены на рис. 132. Обращает на себя внимание сильная зависимость критического угла а от параметров излучения с увеличением N расширяется область углов, где неустойчивость связана с плоскими возмущениями гидродинамического типа. Так, при П = 1 по мере увеличения оптической толщины N от О до оо критический угол меняется от -18° до -51°. При П = 0,1 этот сдвиг происходит еще быстрее, так что при N > 0,5 во всей области углов (кроме точки а = —90°, где имеет место вырождение) наиболее опасны плоские возмущения. Это связано с более сильным стабилизирующим влиянием излучения на рэлеевский механизм неустойчивости. [c.201]

Для волны, падающей на границу раздела двух сред, существует также критический угол падения и по отношению к преломлению волн так, если Сд больше падающая волна расширения будет порождать волну расширения во второй среде только в том случае, когда синус угла падения меньше J . Для углов падения, больших критического, задачу надо решать, как и в оптике, с помощью функций комплексного переменного. Найдено, что в случае отраженной или преломленной плоской волны возникает возмущение, убывающее по экспоненциальному закону с расстоянием от границы раздела. Эта волна не уносит энергию от границы, и энергия падающих волн делится между отраженной и преломленной волнами. Наличие этой затухающей волны приводит, однако, к изменению в фазе в других возникающих волнах. [c.43]

Рассчитанная по формулам (2.122) и (2.123) критическая скорость характеризует граничное по устойчивости невозмущенное движение троллейбуса как механической системы. Если на движущейся с такой скоростью троллейбус воздействует сколь угодно малое возмущение, направленное в сторону действия силы инерции fjy, то в результате поворота, вызванного этим возмущением па некоторый угол Ц/ относительно прямой, соединяющей центры кон- -тактов наружных колес, плечо / уменьшается до / , а плечо h . увеличиться до /г, (точка С , рис. [c.189]

Доказательство этого утверждения (Н. В. Squire, 1933) состоит в том, что система уравнений (26,4) для воз.мущенпй вида (26,4) 1 ожет быть приведена к виду, в котором она отличается от уравнений для двумерных возмущений лишь заменой R на R os ф, где ф — угол между к и Vo (в плоскости xz). Поэтому критическое число R p для трехмерных возмущений (с заданным/ ) Rkp = R,

[c.150]

Рассмотрим влияние различных факторов на величину бокового управляющего усилия. Эксперименты показывают, что угол наклона оси отвер-ствия инжекции ау = п/2+Рсп+е (рис. 4.9.4) существенно влияет на величину Ру. Для получения ее наибольшего значения при > 1 принимают ау л (3/4)п. С ростом ау удлиняется передняя зона отрыва, растет среднее давление в ней, так как точка отрыва смещается вверх по потоку в область ббльщих давлений. Управляющее усилие при этом увеличивается. Вместе с тем становится больше и угол е, что уменьшает реактивную составляющую управляющего усилия. Кроме того, смещение передней границы застойной зоны к критическому сечению сопла приводит к повыщенному азимутальному (поперечному) расширению возмущенной области. Участки [c.341]

При сверхкритических перепадах давления в плавно суживающихся соплах переход от критической скорости вблизи выходного сечения к сверхзвуковой происходит в свободной струе за соплом. В этом случае кромка выходного сечения AAi (рис. 8.11,а) является источником возмущения звукового потока. За выходным сечением струя встречает давление среды ра<р, и, следовательно, в точках Л и Л1 давление меняется от р до Ра- В результате от кромки сопла распространяется волна разрежения AA Bi и А АВ. Первая граница ЛЛ, представляет собой характеристику, угол которой 01=90° последние по потоку характеристики ЛВ, и А В должны проходить в свободной струе под углом a2=ar sin I/M2 (М2 — число Маха, соответствующее еа= Ра(Ро)- Все промежуточные характеристики, а также ABi и AiB, являются криволинейными, так как волны разрежения из точек Л и Л1 в пределах струн пересекаются. Характеристики, попадая на свободную границу АВ и А В, вдоль которой давление постоянно, отражаются от нее с обратным знаком, и волна разрежения переходит в волну сжатия. В результате пересечения волн разрежения в струе образуется конус (клин) разрежения АОА (рис. 8.11,а), основание которого расположено в выходном сечении сопла, и конус сн атия DBB. В пределах конуса разрежения давление становится ниже давления среды ра- В пределах [c.220]

Особый характер обтекания тонких треугольных крыльев возникает в случае, когда температура поверхности тела асимптотиче ски мала по сравнению с температурой торможения. В 7.4 рассмотрено обтекание треугольных крыльев с трехчетвертными передними кромками [Дудин Г.Н., 1997]. Показано, что при углах стреловидности крыла меньше критического в ламинарном пограничном слое возникают области закритического и докритического течений. В первой из них возмущения не распространяются вверх по потоку и реализуется автомодельное течение. Если угол стреловидности крыла больше критического, то на всем крыле реализуется докритиче ский режим обтекания, в котором возмущения распространяются от плоскости симметрии крыла вплоть до передних кромок. [c.341]

При заданных значениях v и Л критический угол уклона <Хкрит., при котором опрокидывание еще не происходит, но может произойти в результате любого возмущения, направленного в сторону действия силы Gsina можно найти из равенства (2.121), изменив знаки в левой его части и считая т= В р/2. Решая это равенство относительно угаа а, найдем [c.188]

На рис. 8.7, а изображено крыло симметричного профиля в воздушном потоке при нулевом угле атаки. Дадим крылу малое начальное возмущение в виде угла крутки, равного углу атаки Да. Тогда, очевидно, возникнет аэродинамическая сила ДУ, которая создаст крутящий момент относительно ц. ж. АУ(1. Этот момент зависит от скорости полета. Упругий момент крыла будет стремиться уменьшить заданное возмущение (угол Да). Если момент ДУ / будет равен упругому восстанавливающему моменту, то соответствующая скорость полета и будет критической. При уменьшении скорости угол Да будет -стремиться к нулю, а при увеличении к бесконечности. На рис. 8.7, б изображена зависимость угла Да от скорости полета. Как следует из рассмотрения верхней кривой, при скорости, меньшей углы атаки отсутствуют. Прн скорости V Удив весьма малая деформация крыла приводит к большому углу закручивания. В реальных условиях полета возмущающим фактором является начальный угол атаки ао аналогично тому, как для стержия — начальный прогиб. В этом случае зависимость а по V получается из расчета аэродинамических сил с учетом деформации конструкции, как это изложено на стр. 84. График У в функции а приведен на рис 8.7, б в виде кривой, асимптотически приближаю- [c.280]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...