Скорость набегающего потока

V — скорость набегающего потока). Поскольку макроскопическое движение жидкости в данном случае отсутствует, т. е. Ы(.=0, то и=Ыг, где — Мд — относительная скорость движения фаз. [c.66]

Первое слагаемое в (1.173) и (1.174) (сумма в квадратной скобке) выражает закон Фика в полном потоке переноса массы, второе слагаемое — эффект термодиффузии, третье слагаемое характеризует закон Стефана. Обозначим через е отношение скорости вдува в частицу к скорости набегающего потока (Vt—Vi), т. е. [c.65]

В работе [12] рассмотрена зависимость силы сопротивления как от интенсивного (Rea>l), так и от малого (Rea< l) вдува (Ree — число Рейнольдса, рассчитанное по скорости вдува). Задача решается в предположении eRe 1, eRe < 1 (е — отношение скорости набегающего потока к скорости вдува). Для силы сопротивления получено выражение [c.250]

Рассмотрим нестационарный массообмен частицы ю потоком. В [29] рассматривается процесс диффузии к твердой сферической частице при малых, но конечных числах Re и Ре в случае, когда в некоторый момент времени начинается реакция первого порядка. Скорость набегающего потока и концентрация диффундирующего вещества на большом расстоянии от частицы постоянны и равны [c.259]

Определение оптимального угла производится исходя из минимального значения скорости набегающего потока до входа на лопатки. Такой подход допустим, так как минимальная скорость набегания в большинстве случаев соответствует минимальной скорости в каналах. [c.117]

Здесь Woo — скорость набегающего потока. Для преобразования первого слагаемого правой части (7.2) использованы последние три уравнения из (7.1). Если суммарный расход газа через контур sah равен нулю, то второе уравнение из (7.1) дает [c.169]

Первым условием такого подобия является геометрическое подобие, которое выполняется, если размеры всех сходственных элементов модели и натуры отличаются в одно и то же число раз и, кроме того, если сходственные элементы расположены под одинаковыми углами к вектору скорости набегающего потока. [c.75]

При уменьшении скорости набегающего потока до критического значения (Ма = 1) скачок уплотнения вырождается (р1=ря)-В дозвуковом потоке, как уже указывалось выше, скачки уплотнения невозможны. В прямом скачке уплотнения повышение [c.123]

Можно, разумеется, получить и такие формулы, которые связывают изменение давления в косом скачке непосредственно с абсолютной скоростью набегающего потока. [c.130]

При одной и той же скорости набегающего потока косой скачок, как это следует из (45), всегда бывает слабее прямого. [c.132]

В некоторых случаях удобнее пользоваться формулой, выражающей отношение давлений в трубках насадка в функции приведенной скорости набегающего потока (Ян). Эту формулу можно получпть из выражений (21) и (23) данной главы [c.142]

Вычисление скорости набегающего потока по формуле (57) можно выполнить, если известно значение критической скорости [c.142]

До сих пор независимым переменным являлся полярный угол ф и все параметры газа вычислялись в функции от этого угла. В действительности же обычно бывают известны величина обтекаемого тупого угла, т. е. величина угла поворота потока бо и значение скорости набегающего потока. По этим данным нужно определить все параметры газа (скорость, давление, температуру и т. д.) после поворота потока около заданного тупого угла. Поэтому для практических расчетов удобно составить таблицу, где за основной параметр принят угол поворота потока б, а все остальные параметры газа вычислены в функции этого угла. Такая таблица, рассчитанная по формулам (21) — (25), (30) и (31), приводится в приложении I на с. 566—568. Пользоваться этой [c.166]

Величина критического перепада для турбулентного пограничного слоя при Мо<1,2 больше отношения давления в прямом скачке уплотнения (рпс. 6.35) и отрыв не может возникнуть. На рис. 6.35 приведены также значения отношения давления в косых скачках уплотнения с углами наклона а => 60° и 30° относительно скорости набегающего потока, подсчитанные но формуле (45) гл. III. Эти значения при Мо< 1,4 (а = 60°) и Мо<3 (а = 30°) оказываются меньше критического отношения давления, и отрыв турбулентного пограничного слоя не возникает. [c.348]

На рис. 8.37 видно, что превосходство системы — косой скачок с последующим прямым скачком перед одним скачком, становится существенным только при М > 1,5. В случае Ма = 2 оптимальное восстановление полного давления в системе двух скачков составляет о Гп = 0,91 (при опт = 50°), тогда как один скачок дает 0,72, т. е. на 27 % меньше. При Мн = 3 получается соответственно для системы из двух скачков ОкОп = 0,58 ( опт = 43°) и для одного прямого скачка Оп = 0,33 (а = 90°), т. е. два скачка дают выигрыш в полном давлении около 70 %. При дальнейшем увеличении скорости набегающего потока преимущество двух скачков становится еще более значительным. [c.466]

Если угол поворота струек в скачке оказывается больше максимального возможного при данной скорости набегающего потока, то скачок преобразуется в криволинейную ударную волну, которая проникает во внутреннее течение и дотягивается [c.474]

До сих пор мы рассматривали сверхзвуковые диффузоры, работающие на основном, расчетном значении скорости набегающего потока. При отклонении от расчетного режима форма системы скачков изменяется, в связи с чем некоторые из заданных условий нарушаются. В частности, в нерегулируемом диффузоре с внешним сжатием при уменьшении числа Маха набегающего потока скачки уплотнения становятся более крутыми (рис. 8.48) [c.476]

По сравнению с системой пограничного слоя для несжимаемой жидкости в этом случае к уравнениям движения (5.1.32) и неразрывности (5.1.33) добавляется еще уравнение энергии (5.1.34) и уравненне состояния (5.1.35), а также задается зависимость коэффициента вязкости ц. от энтальпии (температуры). В уравнениях (5.1.32) — (5.1.34) введены следующие обозначения к = ср/с — отношение коэффициентов теплоемкостей газа при постоянном давлении и постоянном объеме = 11 1 — число Маха, характеризующее отношение скорости набегающего потока к скорости звука в нем а Рг = = 1Ср/Х — число Прандтля О. — коэффициент теплопроводности). [c.115]

Положение профиля и решетки профилей по отношению к набегающему потоку характеризуется углом атаки в случае единичного профиля — это угол а между направлением скорости на бесконечности и хордой в случае решетки профилей — это угол I между скоростью набегающего потока ЛУ1 и передней касательной к дуге профиля. Угол между скоростью на выходе из решетки и задней касательной называется углом отставания потока 6 (рис. 10.3). Угол 1 между направлением скорости на входе и фронтом решетки называется углом входа соответственно угол Рг между скоростью на выходе у/2 и фронтом решетки называется углом выхода. Разность этих углов Др = Рг — — Р = е — б + I определяет поворот потока в решетке. [c.7]

Здесь Г — по-прежнему циркуляция скорости, взятая по любому контуру, охватывающему данный единичный профиль. Таким образом, можем сформулировать следующую теорему при обтекании единичного профиля потенциальным потоком равнодействующая сил, приложенных к профилю, равна произведению плотности и скорости набегающего потока на значение циркуляции Г вокруг профиля. Для отыскания направления равнодействующей, являющейся в этом случае подъемной силой, нужно вектор скорости повернуть на угол л/2 в сторону, противоположную наиравлению циркуляции. [c.12]

Сравнивая обтекание данной решетки вязким и потенциальным потоками несжимаемой жидкости при одной и той же (по величине и направлению) скорости набегающего потока, замечаем, что влияние вязкости двояко оно приводит как к изменению величины циркуляционной силы Жуковского С, так и к появлению добавочной осевой силы В результате возникает вязкая сила (сопротивление) Вх, а также изменяется величина подъемной силы Ну. [c.15]

Так как на самой окружности (г = 1) радиальная составляющая скорости равна нулю, то = 2wi sin 0. Отсюда следует, что максимальная скорость обтекания, которая наблюдается нри 0 = л/2 и 0 = Зя/2, равна удвоенной величине скорости набегающего потока. При 0 = 0 и 0 = я скорости равны нулю и [c.20]

Рис. 10.36. Изменение обтекания клина в околозвуковом диапазоне скоростей набегающего потока Мо , М] — значения числа Маха в набегающем

К ней, а не перпендикулярно скорости набегающего потока, как это следует из теоремы Жуковского. Этот кажущийся парадокс объясняется тем, что, кроме нормальных сил, действующих на верхнюю и нижнюю поверхности пластины, у ее передней кромки возникает направленная по пластине тянущая сила такой величины, при которой равнодействующая оказывается направленной по нормали к скорости набегающего потока. Возникновение этой тянущей силы связано с появлением у передней кромки бесконечно большого отрицательного давления, принципиально допускаемого в рассматриваемой математической модели идеальной жидкости. [c.27]

Если в потоке несжимаемой жидкости скорость в некоторой точке на профиле достигает максимального значения, то критическое значение приведенной скорости набегающего потока К, [c.37]

По мере дальнейшего увеличения числа М[ сверхзвуковая зона расширяется и система скачков уплотнения продвигается к задней кромке профиля. При этом сопротивление круто растет (рис. 10.31). При сверхзвуковых скоростях набегающего потока [c.56]

Действительные картины обтекания клиновидного профиля с углом раствора 20° (ш = 10°) в околозвуковом диапазоне скоростей при нулевом угле атаки приведены на рис. 10.36 ). Видно, что при сверхзвуковых скоростях набегающего потока увеличение числа М1 приводит к смещению отсоединенной ударной волны вниз по потоку. При значении М1 = М1 р.е, при котором данный угол клина становится равным его предельному значению (в рассматриваемом случае при М1 = 1,465), ударная волна [c.56]

При сверхзвуковых скоростях наблюдается монотонное падение коэффициента подъемной силы с ростом скорости набегающего потока. По мере увеличения числа М] разница между расчетом и экспериментом уменьшается и практически исчезает, начиная с некоторого числа М = М р > 1,0, при котором ударная волна достигает передней кромки и профиль начинает обтекаться чисто сверхзвуковым потоком. При числах М1 больших М] р коэффициент подъемной силы с ростом скорости уменьшается в соответствии с формулой (73) пропорционально 1 / М1— 1. [c.60]

При анализе сверхзвукового обтекания решеток профилей различают случаи, когда осевая составляющая скорости набегающего потока Wu = sin Pi больше и меньше скорости звука. [c.73]

Имеется в виду угол между направлением скорости набегающего потока и касательной к верхней поверхности профиля в передней кромке. [c.73]

Остановимся на обтекании решеток сверхзвуковым потоком с дозвуковой осевой составляющей скорости. Если при фиксированном числе М1 уменьшить осевую составляющую скорости набегающего потока, то направление характеристики приблизится к направлению фронта решетки и при Ми = 1 оба направления совпадут между собой. При и>и < а характеристики направлены выше фронта решетки, и в этом случае, так же как и при до- [c.86]

Увеличение потерь полного давления с ростом скорости набегающего потока обусловлено как увеличением потерь в центральной части потока (связанных непосредственно с потерями в системе скачков), так и ростом интенсивности отрыва пограничного слоя вследствие увеличения скорости перед замыкающим скачком и перемещением его вниз по потоку вместе с точкой падения косого скачка. Последнее характеризуется смещением к выпуклой стороне канала точки крутого падения кривой распределения полного давления по шагу за каналом (рис. 10.69). [c.95]

Определить коэффициент теплопередачи в коридорном пучке труб с круглыми поперечными ребрами. Диаметр трубок <1в/4в, мм ребра высотой Ь, мм, толщиной 8, мм, с шагом Ь, мм. Разбивка трубок треугольная с шагом 3, мм. Охлаждаемый воздух поперечно омывает пучок, скорость набегающего потока воздуха м/с, средняя его температура 1,, °С, давление атмосферное. В трубах - охлаждающая вода при средней температуре °С, и скорости У2. м/с. [c.55]

Используя уравнения потенциального потока для идеальной жидкости Альбрехт [6] рассчитал траекторию частицы, которая строго коснется поверхности улавливающего тела. Лэнгмюр и Блоджет [490] и Бозанке [101] также использовали теорию потенциального потока для определения траекторий частиц. Можно показать, что безразмерное выражение, выведенное Бозанке, является обратной величиной параметра инерционного столкновения. По теории потенциального течения максимальная скорость потока на поверхности улавливающего материала в два раза больше, чем скорость набегающего потока Va, тогда как на самом деле наличие пограничного слоя приводит к тому, что скорость на поверхности равна нулю. Различия в рассчитанных отдельными авторами траекториях объясняются различиями в выборе начальных точек для расчетов и числе последовательных операций. Так Альбрехт [6] начинает расчеты при. г = —3, тогда как Лэнгмюр и Блоджет [490] начинают при х=—4 и используют дифференциальный анализатор для расчета большего числа шагов. [c.304]

Определение 6. Пусть в задаче сверхзвукового обтекания одного жесткого контура рассматривается ударная волна. Касательная к ударной волне образует положительный угол а с направлением вектора скорости набегающего потока, но этот угол меньще того, при котором скорость за ударной волной равна скорости звука. Пусть, далее, из произвольной точки М контура проведена характеристика первого семейства до пересечения с ударной волной в точке N. Функция а = aт tgy, где у = ь(х) определяет линию ударной волны, принадлежит классу Е, если кривизна линии у = ь х) в каждой точке N не меньше, чем ее значение, отвечающее кривизне контура в точке М равной -оо. [c.63]

При малых значениях числа Маха (М1 < 0,3) величина скорости набегающего потока газа не оказывает заметного влияния на характер распределения давления по профилю. Коэффициенты давления р на профиле остаются практически такими же, как в несжимаемой жидкости. Увеличение скорости приводит к уменьшению минимального давления и соответственно к росту максимального числа Маха на профиле. Хотя при больших значениях М1 (М1 > 0,3) эпюра коэффициентов давления и величина ртш изменяются, но по-прежнему увеличение скорости набегающего потока приводит к росту максимального числа Маха. В результате нри некотором критическом значении числа Маха набегающего потока (М1 = М1 р) максимальная скорость на профиле становится равной местной скорости звука, т. е. Мпих = 1,0. При этом минимальное давление достигает своего критического значения [c.30]

При М] > М р около поверхности крыла возникает зона течения со сверхзвуковыми скоростями, в связи с чем течение приобретает новые качества. Величина М1, <р является границей двух основных режимов обтекания профиля при дозвуковой скорости набегающего потока докритического (М1<М1кр) и аакритиче-ского (М1>М1,ф). [c.30]

В отличие от единичного профиля, для которого скорость набегающего потока может быть сколь угодно большой, обтекание решеток дозвуковым потоком ограничено некоторым максимальным числом Маха Mi p Mimai < 1,0, при котором возникает так называемое запирание решетки. [c.72]

При осевой составляющей скорости набегающего потока, меньшей скорости звука (Ми<1), любое нарушение условия е = 1 приведет к возникновению силового воздействия дотока на решетку пластин. Если е < 1, т. е. если давление за решеткой меньше, чем перед ней, то на выходе из межлопаточного канала образуется течение с расширением около задней кромки пластины, т. е. происходит ускорение потока с одновременным его поворотом в сторону больших углов. В результате угол отставания потока далеко за решеткой становится отрицательным. [c.88]

При обтекании решетки пластин со сверхзвуковой осевой составляющей скорости набегающего потока (М1а>1) мы определяем суммарные потери, происходящие только в межлопаточ-ных каналах. В этом случае физический смысл имеют дозвуковое и сверхзвуковое течения за решеткой, причем реализация [c.92]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология