Шум аэродинамический обтекания тел газовым потоком

Одним из наиболее новых интересных и важных направлений сегодняшней аэродинамики является исследование обтекания тел различной формы потоком газа с твердыми частицами или каплями. Задачи, относящиеся к этому направлению, возникают при исследовании аэродинамических свойств аппаратов авиационной и ракетной техники, проточных частей паровых и газовых турбин, вентиляторов, фильтров для очистки газа от пыли и капель, нри анализе новых технологических процессов, нанример детонационного напыления, при исследовании движения воздушных масс с каплями влаги или частицами пыли среди городских построек и т. д. Помимо анализа рабочих процессов, знание закономерностей обтекания тел потоками газовзвесей и парокапельных смесей важно также для анализа последствий эрозии из-за ударов частицами и каплями обтекаемых поверхностей. [c.374]

Шум, возникающий при обтекании тел газовым потоком, связан с вихревой дорожкой Кармана, которая при этом образуется. Этот шум имеет основной период, зависящий от скорости потока и размеров обтекаемого тела. На практике, однако, обе эти величины зачастую не имеют постоянных значений и плавно изменяются в пространстве (например, при обтекании воздушным потоком вращающегося винта сечение потока и его относительная скорость зависят от радиуса точки наблюдения). Поэтому аэродинамический шум обычно имеет непрерывный спектр, распределенный в широком диапазоне частот. [c.265]

Введение. Теория обтекания тел потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью является одной из наиболее новых областей газовой динамики. Значение этой теории состоит не только в выяснении особенностей течения газа при весьма больших сверхзвуковых скоростях и в создании методов расчета таких течений, но и в том, что, устанавливая асимптотическое поведение аэродинамических характеристик обтекаемых тел при М сю, она облегчает нахождение зависимости этих характеристик от числа М и при умеренных сверхзвуковых скоростях. [c.25]

В современной технике применяется много устройств, работающих в условиях обтекания их поверхностей газовым потоком с большими скоростями и высокими температурами при изменении давления газа в направлении течения (течение газа в соплах и камерах сгорания реактивных двигателей, в межлопаточных каналах газовых турбин и т. п.). Температура поверхности, развивающаяся в результате больших тепловых потоков от газа к стенке и аэродинамического нагревания, может превысить значения температуры, предельно допустимые по условиям прочности. Это повлечет за собой разрушение поверхности. [c.259]

Теория обтекания тел потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью является одной из наиболее новых областей газовой динамики. В ряде работ путем упрош ения уравнений движения газа при больших значениях числа М удалось установить законы подобия при обтекании тел идеальным газом с большими сверхзвуковыми скоростями. В работе [1] показано, что при М оо обтекание тела произвольной формы стремится к предельному состоянию, которое достигается тем скорее, чем более затуплена передняя часть тела. Такое предельное состояние движения, которое характеризуется соотношением М соз(гг,ж) 1, где соз(гг,ж) - косинус угла между направлением набегаюш его потока и нормалью к поверхности тела в его передней части, получило название гиперзвукового течения. Форма поверхностей тока и скачка уплотнения не меняются при гиперзвуковом течении с изменением скорости потока, а давление меняется пропорционально квадрату скорости. Коэффициенты аэродинамических сил нри гиперзвуковом течении не зависят от числа М (как при течениях газа с весьма малыми скоростями). [c.279]

Вместе с развитием теоретической аэродинамики создавалась экспериментальная аэродинамика, предметом которой является опытное исследование взаимодействия между телом и омывающим его газовым потоком при помощи различных технических средств — аэродинамических труб и других установок, имитирующих обтекание летательных аппаратов. [c.6]

При исследовании движения газа в трубах и каналах с учетом вязкости, а также при изучении обтекания тел газовым потоком задача сводится к определению потерь энергии и аэродинамических сил, действующих на обтекаемую поверхность С этой целью необходимо решить совместно замкнутую систему шести уравнений (5-3), (5-4), (5-4а), (1-1), (1-4), определяя неизвестные функции координат /7, р, г/, у, Г ИТ (для установившегося потока). [c.202]

Лабораторные установки, создающие газовый поток заданных параметров для экспериментального изучения обтекания твердых тел, называются аэродинамическими трубами. Помещая в этот поток исследуемое тело (модель летательного аппарата, автомобиля, поезда, жилого или производственного здания и т. п.), можно определить действующие на него аэродинамические нагрузки. [c.7]

Помимо оптических существуют другие методы визуализации газовых потоков, основанные на введении в исследуемую газовую область частиц твердых тел или жидкостей. Двигаясь по течению, такие частицы создают видимую картину обтекания поверхности. В аэродинамических лабораториях нашел распространение, в частности, дымовой ме- [c.19]

В основе экспериментальных исследований в аэродинамике лежит использование воздушного (газового) потока аэродинамических труб для целей измерения параметров обтекания моделей летательных аппаратов. В связи с этим особое значение имеют подбор наиболее совершенных измерительных приборов и устройств, правильная их эксплуатация, разработка и реализация правил проведения эксперимента, т. е. все то, что объединяют под общим понятием техники и методики измерений. [c.106]

Эксплуатация аэродинамических труб непосредственно связана с необходимостью измерения параметров газового потока в рабочей части. Данные этих измерений используются для улучшения конструкции отдельных элементов аэродинамической трубы (форкамера, сопло, диффузор и др.) с целью получения расчетных (заданных) параметров потока. Одновременно такие измерения составляют неотъемлемую часть исследований обтекания моделей летательных аппаратов, связанных с изучением параметров набегающего (невозмущенного) потока. [c.129]

Влияние интерференции. Между оперением и другими элементами летательного аппарата (крылья, корпус) возникает интерференция, которую следует учитывать при исследовании аэродинамической стабилизации. Физическая природа интерференции заключается в изменении картины обтекания и характера возмущений, вызванных каждым элементом аппарата в отдельности, что приводит к перераспределению давления и изменению силового воздействия. Наиболее важное проявление эффекта интерференции связано с образованием за крылом вихревой газовой пелены, которая вызывает скос потока у оперения, уменьшает за счет этого угол атаки и, как с.дед-ствие, снижает нормальную силу оперения. [c.194]

Рассмотрим задачу об обтекании тела сверхзвуковым потоком газа при наличии сильного вдува на его поверхности. Эта задача возникает, например, при расчете аэродинамических характеристик тела вращения с учетом вдува, возникающего при термохимическом разрушении теплозащитного покрытия. Математически задача об обтекании тела вращения сверхзвуковым потоком газа сводится к решению уравнений физической газовой динамики [c.366]

Движение тел в газах с большими сверхзвуковыми скоростями сопровождается интенсивным аэродинамическим нагреванием обтекаемой поверхности и ее термохимическим и/или термомеханическим разрушением. В общем случае возникает сложная задача совместного решения уравнений газовой динамики с учетом физикохимических процессов в потоке газа и толще материала стенки тела и уравнений движения тела по траектории с переменными коэффициентами аэродинамических сил и моментов, а также с переменными геометрическими размерами и массой. В случае умеренной интенсивности разрушения оказывается возможным существенно упростить проблему, считая обтекание квазистационарным при этом аэродинамические коэффициенты и процесс разрушения поверхности определяются мгновенными значениями параметров движения и состояния тела. Однако и в этом случае задача об изменении формы тела за счет уноса материала в точной постановке содержит в качестве составных элементов несколько самостоятельных задач математической физики (обтекания тела, определения тепловых потоков через пограничный слой, распространения тепла в теле и т.д.) для замкнутых групп уравнений, связанных между собой через граничные условия. Математические свойства таких комплексных задач еще мало исследованы, и обозримые результаты получены лишь при использовании ряда существенно упрощенных математических моделей. [c.188]

Первое решение задачи построения оптимальной аэродинамической формы в рамках уравнений Эйлера получено Г.Г. Черным в 1950 г. [20]. Были рассмотрены двумерные стационарные возмущения течения, возникающего при сверхзвуковом обтекании клина с присоединенным скачком слабого семейства. Возмущения могли либо приходить из набегающего потока, либо возникать из-за искривления прямолинейной образующей клина эволюция возмущений определялась коэффициентами их взаимодействия с головным скачком. В те годы взаимодействием скачка со стационарными возмущениями занимались многие исследователи. Однако, подход, развитый в [20], обладая наибольшей полнотой, был использован для построения головной части плоского тела (профиля), которая при заданных габаритах реализует минимум волнового сопротивления. Было показано, что при обращении в нуль коэффициента отражения возмущений давления от ударной волны оптимальная образующая - прямая. Предложенный в [20] оригинальный прием "варьирования в полоске" нашел широкое применение при решении различных вариационных задач сверхзвуковой газовой динамики. [c.6]

Следует сказать, что на практике сравнительно редко используется метод теневых фотографий для количественной оценки плотности и других параметров газовых течений. Наиболее широкое применение этот метод нашел при исследовании аэродинамического спектра, характеризующего качественную картину обтекания. Такие спектры обтекания изображены на теневых фотографиях профиля крыла, расположенного в сверхзвуковом потоке (рис. 2.5.4 и 2.5.5). Одна из них получена при условии, что кромка ножа Фуко устанавливалась перпендикулярно направлению набегающего потока, а вторая — параллельно этому на- [c.102]

В заключение необходимо отметить следующее формула (6-7а), справедливая в диапазоне изменений чисел Рейнольдса 10геометрической формы ири условии, что их размеры малы ( з < 0,52 мм). В этом случае частицы любой формы практически представляют собой идеальный шар. Формула (6-7), применяемая в диапазоне изменений чисел Рейнольдса 200коэффициент сопротивления за величину постоянную, равную 0,9. Казалось бы, что эта формула епригодна для частиц шаровой формы, поскольку коэффициент сопротивления при обтекании неподвижного шара меняется в пределах 0,4—0,7. Однако это не так. Коэффициент сопротивления частицы шаровой формы, находящейся в запыленном газовом потоке, в силу ее вращения и некоторого взаимодействия с окружающими частицами носит весьма сложный характер и, конечно, не равен 0,4—0,7. Уже в опытах [Л. 197], проведенных в аэродинамической трубе над шаром, вращающимся вокруг оси, параллельной направлению потока, было установлено, что влияние вращения на сопротивление носит весьма сложный характер с увеличением скорости вращения шара в одних случаях сопротивление увеличивалось, а в других, наоборот, уменьшалось. Проведенное нами изучение аэродинамики псевдоожи-женного слоя, состоящего из частиц как округлой, так и шаровой формы, показало (Л. 106], что для частиц шаровой формы, так же как и для частиц округлой формы, для вычисления скорости витания может быть использовано уравнение (6-7). Как видно из верхней кривой рис. 6-7, для частиц цилиндрической формы на- [c.343]

В 2 настоящей главы излагается приближенная теория профиля крыла для случая М< Мкр, известная в литературе под названием теории Прандтля-Глауэрта. Однако эта теория оказывается справедливой только для очень тонких профилей, обтекаемых под малыми углами атаки. В 1940 г. акад. С. А. Христианович в работе Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях [53] создал новую теорию учета влияния сжимаемости на распределение давления, а следовательно, на аэродинамические характеристики крыла. В основу своей работы С. А. Христианович положил метод изучения газовых потоков, предложенный акад. С. А. Чаплыгиным в 1896 г. и опубликованный в 1902 г. в его докторской диссертации О газовых струях , являющейся ныне фундаментом многих исследований по газовой динамике. [c.395]

В 5.4 было сформулировано необходимое условие существо-вания нестационарности процессов переноса в открытых реакционноспособных системах (5.4.3). Представляет интерес проверка этого условия. С этой целью рассмотрим обтекание лобовой критической точки инертного тела вращения, которое во все время процесса тепломассообмена сохраняет постоянную достаточно высокую температуру, холодным потоком реакционноспособного газа, состоящего из СО, О2, N2. В газовой фазе протекает гомогенная химическая реакция 2 СО + О2 = 2 СОа. Возникает вопрос о квазистационарности состояния газовой фазы. С физической точки зрения, очевидно, что если характерное время гомогенной реакции значительно меньше характерного аэродинамического времени и времен релаксации молекулярных процессов переноса (теплопроводности, диффузии компонентов и диффузии импульса), то состояние газа нельзя считать ква-зистационарным. Действительно, в этом случае скорость возникновения неоднородностей полей температур и концентраций вследствие химической реакции выше скоростей их исчезновения вследствие процессов молекулярного переноса и состояние газа нельзя считать квазистационарным. Поскольку внутренняя энергия и концентрации компонентов единичной массы ограничены, могут иметь место колебания полей температур и концентраций. [c.399]

Представлены результаты измерения местных ксэИициентов теплоотдачи как на проницаемой пластине,так и в области газовой заве -сы при наличии зоны отрыва турбулентного пограничного слоя,обрат-зующейся при взаимодействии со скачком уплотнения.Эксперименты проводились на плоском измерителъномучастке в аэродинамической трубе с прямоугольной рабочей частью.Число Маха было равно 2,5.С Скачок уплотнения образовывался при обтекании потоком плоского клина с углом 9. Все измерения проводились на стационарном теп -ловом режиме. [c.357]

Теория решеток возникла из работ Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина, в которых исследовалось действие турбин, воздушных винтов и разрезных крыльев. Сначала рассматривались и излагались, главным образом в работах по аэродинамике, некоторые простые задачи плоского движения невязкой несжимаемой жидкости, обобш ающие такие же задачи теории крыла. Одновременно и независимо от теории аэродинамических решеток развивалась гидравлическая (одномерная) теория турбин, начало которой было положено еще Л. Эйлером в 1754 г., причем возникали и разрешались отдельные задачи теории решеток, а также вихревых течений, близкие к задачам теории винта. В сороковых годах в связи с появлением, исследованиями и разработкой авиационных газотурбинных двигателей началось интенсивное развитие теории решеток как базы современной теории компрессоров и турбин. Основные результаты были получены школой Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина и связаны с Московским университетом, Центральным аэро-гидродинамическим институтом и Центральным институтом авиационного моторостроения (здесь следует еще упомянуть работы в области гидравлических и паровых турбин Ленинградского политехнического и Московского энергетического институтов, а также Центрального котлотурбинного института). На этом основном этапе развития теории гидродинамической решеткой стали называть любую находящуюся в потоке жидкости или газа кольцевую систему неподвижных или вращающихся лопастей турбомашины (гидравлической, паровой или газовой турбины, вентилятора, лопаточного компрессора или насоса). Определенная таким образом пространственная решетка включает, как различные частные случаи, одиночное крыло в безграничной жидкости, вблизи поверхности воды или земли биплан и полиплан гребной и воздушный винт плоскую и прямую решетки плоские, осесимметрдчные и пространственные трубы, каналы и сопла — фактически почти все объекты исследования прикладной гидрогазодинамики. С теоретической точки зрения задачи обтекания решеток представляют собой нетривиальное [c.103]

Новая модель - гиперболическое приближение уравнений Навье-Стокса - дает более точное описание смешанных вязких течений в каналах, соплах, в ударном слое около обтекаемых сверзвуковым потоком затупленных тел при больших и умеренных числах Рейнольдса, чем известные неэллиптические модели. Это продемонстрировано на решении тестовых задач газовой динамики. Гиперболическое приближение позволяет проводить расчеты длинных сопел со значительной продольной кривизной горла и расчеты сверхзвукового обтекания тонких затупленных тел с длинами до сотен калибров. Новая модель хорошо воспроизводит поле давления при течениях в соплах с К,,, = 1.0 и удовлетворительно - тепловой поток и трение на стенке. Для внешних течений эта модель достаточно точно предсказывает аэродинамические характеристики - такие, как давление, сопротивление, тепловой поток и др. [c.45]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...