Набегающий воздух
Cтраница 1
 |
Образование вихрей. [1] |
Набегающий воздух обтекает крыло и отрывается от его задней острой кромки, так как скорости слоев, обтекающих крыло сверху и снизу, неодинаковы. [2]
При движении летательного аппарата оправа налево поток набегающего воздуха тормозится в диффузоре и давление за счет снижения скорости повышается. С повышенным давлением воздух поступает в камеру сгорания, где сжигается топливо, впрыскиваемое через форсунки. Образующиеся газы выходят с большой скоростью наружу через сопло, вследствие чего образуется реактивная тяга, которая и приводит аппарат в движение. [3]
В крыша технического этажа свободно проветривается потоками набегающего воздуха и на ней не образуется зона аэродинамической тени. [4]
 |
Изменение толщины потери кинетической энергии по контуру линзового профиля при обтекании турбулентным потоком воздуха ( Reoo 107, набегающим со скоростью Мсо3 при температуре Гоо216 5 К. [5] |
Горизонтальные линии изображают значения е / 80 на плоской пластине при тех же параметрах набегающего воздуха и температурах на поверхности. [6]
 |
Схема обтекания конуса сверхзвуковым потоком возду. [7] |
На рис. 8 - 14 показано распределение скорости, температуры и концентрации гелия в пограничном слое на конусе с углом конусности 18 3 при параметрах набегающего воздуха Моо 12 / 92 и 7 - 50 С. [8]
Он поворачивает благодаря напору набегающего воздуха. Чем выше скорость самолета, тем больше напор, и тем быстрее он поворачивает. Но во время поворота скорость самолета быстро падает, воздушный напор уменьшается, и если долго продолжать поворот, то он будет происходить не быстрее, а наоборот, медленнее. [9]
Для скоростей 4 - 12 м / сек может быть применен термоанемометр с равновесным мостом, одним из плеч которого является насадка из платиновой или нихромо-вой нити, разогреваемая электрическим током. Величина его изменяется ( и измеряется) в зависимости от степени охлаждения плеча моста набегающим воздухом. Датчик может быть установлен в труднодоступных местах сушилки. [10]
В таком двигателе газовая турбина приводит во вращение осевой компрессор, движение же самолета осуществляется за счет мощности выходного сопла, питаемого отработавшими газами из турбины. В диффузоре / используется скоростной напор набегающего воздуха для повышения его давления перед поступлением в компрессор. Компрессор 2 сжимает воздух и подает его в камеру сгорания 3; продукты сгорания из камеры направляются в газовую турбину 4, где частично расширяются, совершая работу. По выходе из турбины газы расширяются в сопле 5, создавая реактивную тягу самолета. [11]
В тех местах, где скорости поступательного движения воздуха с потоком и вращения вместе с цилиндром совпадают по направлению, результирующая скорость воздуха превосходит скорость потока, набегающего на цилиндр. Там, где обусловленная вращением скорость воздуха направлена противоположно набегающему потоку, результирующая скорость воздуха меньше скорости потока. Таким образом, получается картина обтекания набегающим воздухом вращающегося цилиндра, изображенная на рис. 229: скорость воздуха снизу цилиндра меньше, а давление, следовательно, больше, чем сверху. Это явление называется эффектом Магнуса. [12]
Наиболее простым ВРД является прямоточный двигатель. При полете с большой скоростью встречный поток воздуха, набегающий на двигатель, тормозится, в результате его скорость понижается и повышается давление. Сжатый воздух входит в диффузор / ( рис. 7.12), после чего он поступает в камеру сгорания 2, в которую через ряд форсунок, впрыскивается топливо. Воспламенение горючей смеси осуществляется электрической искрой. У прямоточных ВРД давление в камере сгорания практически не меняется, и их можно отнести к двигателям, использующим цикл с подводом тепла при pconst. Участок / - 2 соответствует подводу теплоты при сгорании топлива, участок 2 - 3 - процессу адиабатического расширения продуктов сгорания в сопле, участок 3 - 4 - изобарному охлаждению продуктов сгорания в атмосфере; участок 4 - / - адиабатическому сжатию набегающего воздуха. [13]
Страницы: 1