Воздух Температура торможения

Из уравнения (11-15) следует, например, что при М=0,25 и k = , 4 (воздух) температура торможения превышает термодинамическую температуру потока примерно на 1%. При 7 = 288 К скорость звука в воздухе у земли равна примерно 340 м/с в этом случае значению М = 0,25 соответствует скорость 1и 85 м/с. Обычно принимают, что при М<0,25 То=Т. [c.249]

Температура торможения Тt. Температура, которую имел бы воздух, если бы вся кинетическая энергия относительного движения воздуха и самолета была превращена в тепло за счет разгона воздуха до скорости самолета. [c.228]

Соотношение между этими температурами показано на рис. 5.27. Если удается хорошо измерить температуру торможения, то статическую температуру воздуха и другие величины можно затем получить из термодинамических соотношений. Устройства, измеряющие Г<, обычно называются датчиками температуры торможения, и у современных конструкций Гто отличается от Г( менее чем на 0,5%. Принцип действий датчиков температуры торможения очевиден, однако их конструкция, как мы увидим, довольно сложна. [c.229]

Рис. 5.27. Связь между тремя температурами, которые необходимо различать при измерении температуры скоростного воздушного потока. 1 — статическая температура воздуха Гб, 2 — температура торможения Г( 3 — температура рекуперации Г г.

Датчики температуры торможения используются также для измерения температуры воздуха на входе в компрессор турбореактивного двигателя. Точное значение этой температуры необходимо для правильного выбора степени сжатия — одного из важных параметров управления на взлете. [c.231]

Обычно задаются потребная огневая мощность воспламенителя, параметры сжатого воздуха — расход, г/с Р — давление, МПа Г, — температура торможения. К) вид топлива, его характеристики и параметры состояния, давление топливо—воз- [c.334]

Если температура торможения воздуха (температура в сосуде, из которого воздух вытекает) близка к нормальной (Г 300 К), то максимальная возможная скорость истечения = 776 м/с. [c.22]

Заметим, что, например, в аэродинамической трубе всегда известна именно температура торможения, т. е. температура всасываемого в трубу воздуха. [c.142]

Пример 5. При испытании компрессора в выходном его сечении, площадь которого F = 0,1 м , измерены статическое давление р = 4,2 X X 10 П/м и температура торможения воздуха Т — 480 К. Определить полное давление воздуха, если его расход G = 50 кг/с. [c.240]

Приведенный в 3 метод расчета газового эжектора позволяет определить параметры эжектора — увеличителя тяги с учетом сжимаемости при больших отношениях давлений смешивающихся газов, больших скоростях и температурах в эжектирую-щей струе и тем самым уточнить полученные выше результаты. Расчет проводится для эжектора с заданными геометрическими размерами, т. е. параметрами а и /. Полное давление и температура эжектирующего газа р и Т для данного режима работы двигателя известны. Полное давление и температура торможения эжектируемого воздуха р и Т1 определяются по параметрам атмосферы Рв и и скорости полета с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике. Далее, последовательно задаваясь различными значениями Я2, определяем параметры смеси газа и воздуха на выходе из диффузора. Реальным будет такой режим (такие значения коэффициента эжекции п и скорости истечения w ), при котором давление дозвукового потока в выходном сечении диффузора получается равным атмосферному давлению Ря. [c.561]

В некотором сечении канала воздушный поток к = Ср су = 1,4 7 = = 287 Дж/(кг-К)1 имеет число М = 0,2. Определите секундный массовый расход воздуха, если давление торможения воздуха ро = 3 -10 Па, температура торможения = 300 К, площадь сечения 5 = 0,1 м . [c.78]

Формула (11.131) получена для следующего диапазона параметров энтальпия торможения / = (2-f-115) 10 кДж/кг давление торможения Ро = 10 1 10 МПа температура стенки = 500 н- 2500 К температура торможения К. При температурах торможения То >9-10 К на теплообмен начинает существенно влиять ионизация воздуха. [c.235]

Можно привести ориентировочные данные если воздух движется со скоростью 5 м/с, то теоретическая температура торможения будет на 0,12 °С выше температуры потока термометр покажет температуру на 3/4-0,12 = 0,09 °С выше, чем температура потока. [c.82]

Температура воздуха 1, поступающего в установку, измеряется с помощью ртутного термометра, установленного на стенде. Так же как и давление, начальная температура равна температуре торможения ta=t. [c.234]

В рабочую часть сверхзвуковых труб подается сжатый и сильно подогретый воздух с большими давлением и температурой торможения, соответствующими по условиям полного или частичного подобия большим скоростям полета. При больших значениях числа М в рабочей части трубы при дальнейшем торможении потока неизбежны большие потери полного давления. С помощью диффузоров и эжектора, действующего как компрессор или эксгаустер, с использованием запаса сжатого воздуха в баллонах, в аэродинамической трубе обеспечивается требуемый поток воздуха (рис. 57). [c.121]

Расчет внутреннего к. п. д. г о производился по отношению давлений По, вычисленному по давлению за ступенью и полному давлению перед нею рдп, температуре торможения Т п перед ступенью, расходу воздуха G, определявшемуся с помощью мерного сопла, моменту М гидротормоза и числу оборотов п ротора. Момент трения в подшипниках передавался на взвешивающее устройство гидротормоза. Коэффициент [c.231]

Задача 10.3. Найти максимально возможную скорость, которую можно получить при изэнтропическом течении воздуха, принимая температуру торможения равной 50 °С. [c.166]

Задача 10.6. Определить температуру торможения Го,если скорость течения воздуха v = 1000 м/с, температура Т = 800 К, течение газа изэнтропическое. [c.166]

Задача 11.3. Дана температура торможения Го = 357 К и температура Т = 250 К в некотором сечении изэнтропического потока воздуха. [c.177]

Задача 11.4. В двух сечениях изэнтропического потока воздуха коэффициенты скорости Xj = 1,50, Х2 = 2,20. Температура торможения То = 303 К. [c.177]

Задача 11.23. Найти- объемный и массовый критические расходы воздуха при закритическом истечении через сопло с площадью критического сечения s p = 0,04 м , если температура торможения 1000 К и плотность заторможенного потока Ро = 2,74 кг/м . [c.180]

Рис. В-1. Характер изменения температуры газа за прямой ударной волной (температуры торможения 7 ) от скорости и плотности набегающего потока воздуха. Безразмерное число Маха Моо соответствует отношению скорости потока к скорости звука в тех же условиях.

Иное дело при наличии внешнего излучения. Если коэффициенты поглощения вдуваемых паров и набегающего потока близки, то эффективность вдува весьма мала и связана лишь с некоторым утолщением низкотемпературной части сжатого слоя. На рис. 10-7 приведено сравнение эффективности вдува газообразных продуктов разрушения покрытия в части снижения конвективного и радиационного тепловых потоков на поверхности сферы радиусом 1 м, обте-294 каемой воздухом с температурой торможения 76=12 000 К. Свойства [c.294]

Аэродинамический нагрев — нагрев поверхности тела, движущегося в воздухе со скоростями, существенно превышающими скорость звука. При столкновении тела с молекулами газа происходит постепенный переход кинетической энергии тела в тепловую энергию газа. В зависимости от формы тела большая часть тепла может выделиться либо в сжатом слое за ударной волной, либо непосредственно у поверхности тела в пограничном слое (см. введение). Максимальная температура, до которой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к так называемой температуре торможения. Уже при 368 скорости полета, втрое превышающей скорость звука, перепад [c.368]

Гиперзвуковое обтекание — обтекание тела потоком газа с такой скоростью, при которой за ударной волной газ уже нельзя считать однородной средой. Так, при скоростях обтекания воздухом, в шесть раз превышающими скорость звука, температура торможения оказывается достаточной, чтобы началась интенсивная диссоциация молекул кислорода (см. введение и гл. 2). [c.369]

В нашем изложении описанные обстоятельства представляют интерес по двум причинам. Во-первых, очень серьезным оказывается вопрос об интерпретации температурных измерений в быстротекущих потоках, поскольку любой датчик температуры показывает температуру меледу термодинамической (ее называют иногда статической температурой) и температурой торможения (здесь не затрагивается возможное влияние излучения). Для пластинчатых термометров (чувствительный элемент которых представляет собой тонкую пластинку, обтекаемую в продольном направлении) коэффициент восстановления г равен единице при Рг=1 и с хорошим приближением вычисляется по формуле г = КРг. Папример, для воздуха при Рг = 0,72 получаем г = 0,84. Этот результат, полученный теоретически и подтвержденный экспериментально, относится к умеренным значениям Re, когда пограничный слой ламинарен. [c.140]

Для иллюстрации примем, что воздух продольно обтекает пластину со скоростью 200 м/сек. Коэффициент восстановления г = 0,84. Соответственно формуле 4-20 температура торможения То превышает термодинамическую температуру Т д в этом случае на 20° С. Отсюда получаем, что Т ов "тд = 4о5 — тд = 0,84 20 = = 16,8° С. Следовательно, если превышение Тст над меньше, чем 16,8° С, то пластина будет оказывать на воздушный поток охлаждающее действие. При этом удерживать пластину на постоянном температурном уровне возможно не иначе, как с помощью специально организованного теплоотвода (охлаждающей водой, растечкой тепла по державке, закрепленной на других, более холодных предметах, расходом тепла на фазовое превращение или абляцию и т. п.). Чтобы пластина стала теплоотдатчиком, ее температура должна какими-либо средствами поднята выше, чем на 16,8° С по сравнению с термодинамической температурой потока. [c.141]

Заметим, что эффекты эти, вообще говоря, невелики и во многих случаях могут быть оставлены без внимания, например при расчете профилей скорости, а также температуры (при сильной теплоотдаче) и др. В отдельных случаях, однако, значение их становится существенным и даже определяющим. Только при учете эффекта местного перераспределения энергии в быстром потоке можно объяснить, например, низкое значение коэффициента восстановления" у поперечно обтекаемых термопар или явление тепловой сепарации в вихревых трубках—разделение изотермического потока воздуха на струи с температурой торможения существенно ниже и выше исходной [Л. 27]. [c.95]

Рис. 5.28. Платиновый чувствительный элемент для измерения температуры воздуха. Элементы такого типа используются в датчике температуры торможения, см. рис. 5.29 (с разрешения фирмы Rosemount Engineering Ltd). 1 — платиновая трубка 2 — листовая слюда 3 — платиновая проволока диаметром 0,05 мм 4 — термостойкий цемент.

В конце входного диффузора (рис. 1.2) воздушнореактивного двигателя обычно вне зависимости от скорости полета устанавливается сравнительно малая скорость потока. По этой причине температура воздуха в диффузоре двигателя получается близкой к температуре торможения. Пусть скорость воздуха в конце диффузора W2 = 100 м/с. Тогда температура здесь при различной скорости полета получается из условия [c.19]

При некотором режиме работы эксгаустера плотность заторможенного воздуха за счет потерь в скачке может уменьшиться настолько, что скорость в горле диффузора станет критической. При одинаковых значениях температуры торможения (Т = onst) одинаковая критическая скорость устанавливается как в горле сопла, так и диффузора (а р = idem). Тогда из уравнения неразрывности имеем [c.489]

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]

В действительности число Прандтля для воздуха не равно единице, а составляет приблизительно 0,75. Если учесть этот факт, то для ламинарного слоя в случае теплоизолированной пластины можно аналитически установить, что относительная температура торможения То/То по толщине слоя распределяегся так, как показано на рис. 11.12. Из рисунка следует, что энергия переносится от пристеночных областей к внешней границе пограничного слоя. [c.222]

Pa M trpHM процесс теплоотдачи при течении нагретого воздуха по сверхзвуковому охлаждаемому соплу с турбулентным пограничным слоем (рис. 11.27) [6]. Число факторов, осложняющих теплоотдачу в модельном сопле, значительно меньше, чем в сопле реального двигателя. Параметры воздуха на входе в сопло (в ресивере) следующие давление Ро=1,ОМПа/м% температура Го==830 К, отношение температуры охлаждаемой стенки сопла к температуре торможения равно примерно 0,5, число Маха на выходе из сопла (вблизи среза) 3,6. Исследовался турбулентный пограничный слой в различных сечениях вдоль сопла измерялись профили скорости (микротрубками полного напора) и температуры (термопарами). Измерялись статическое давление, локальный удельный тепловой поток в стенку и температура стенки со стороны охладителя в нескольких точках внутренней поверхности сопла. Параметры воздуха перед соплом измерялись, а вдоль оси сопла вычислялись по формулам для адиабатного течения газа. [c.248]

Сверхзвуковая струя формировалась в сопле Лаваля (см. гл. 10), диаметр на срезе сопла — 16,6 мм, диаметр в критическом сечении d p = 11,1 мм (рис. 32.11). Параметры воздуха, истекающего из сопла, следующие число Маха M. = wja —2,32 степень нерасчетности истечения Пд = рд/р = 0,82, рд—давление на срезе сопла, р —давление окружающей среды температура торможения = 350.. .400 К 7 , = onst, число Рейнольдса, рассчиташое по параметрам газа на срезе сопла, Re = = [c.302]

В сопле реального двигателя. Параметры воздуха на входе в сопло (в ресивере) следующие давление р =1,0 ЛДПа, температура Т = 830 К, отношение температуры охлаждаемой стенки сопла к температуре торможения равно примерно 0,5, число Маха на выходе из сопла (вблизи среза) 3,6. Исследовался пурбу-лентный пограничный слой в различных сечениях вдоль согЕла измерялись профили скорости (микротрубками полного напора) и температуры (термопарами). Измерялись статическое давление, локальная плотность теплового потока в стенку и температура стенки со стороны охладителя в нескольких точках внутренней поверхности сопла. Параметры воздуха перед соплом измерялись, а вдоль оси сопла вычислялись по формулам для адиабатного течения газа. [c.349]

При больших скоростях полета возрастает температура торможения потока. Так, при Мп = 6 температура воздуха при выходе из воздухозаборника составляет 1600 К, а при Мп = 10 достигает 3600 К. Однако при этом резко увеличиваются потери в воздухозабор- [c.262]

Задача 11.27. Определить скорость воздуха в выходном сечении сопла Лаваля, работающего на расчетном режиме, e mpjpo = 0,348 (где р наружное давление), температура торможения То = 2860 К. [c.180]

Задача 12.9. Скорость течения воздуха перед скачком v j = 400 м/с. Температура торможения Г01 = 330 К. Найти коэффипленты скорости перед и за скачком, температуру Гг и скорость v 2 [c.192]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...