Обтекание гиперзвуковое

Рис. 6.2.1, Схема обтекания гиперзвукового аппарата в плотных слоях атмосферы с учетом характерных зон тепло-и массо-обмена

Более сложна проблема обтекания гиперзвуковым потоком затупленных тел. Эта проблема стала особенно актуальной в связи с изучением вопроса о входе в атмосферу тел с космическими скоростями (вследствие сильного нагрева остроконечной передней части происходит ее оплавление и, как следствие этого, затупление передней кромки тела). [c.336]

Рассмотрим два характерных случая обтекание гиперзвуковым потоком пластинки, перпендикулярной и параллельной набегающему потоку. Ниже будет также кратко рассмотрено обтекание конуса и клина. [c.392]

В общем случае, как будет показано ниже при рассмотрении обтекания гиперзвуковым потоком вязкого газа плоских треугольных крыльев конечной длины, на режиме сильного вязкого взаимодействия остается зависимость от продольной координаты, и краевая задача не сводится к автомодельной. [c.232]

Рассматривается обтекание гиперзвуковым потоком вязкого газа треугольного крыла конечной длины под углом атаки [Дудин Г.Н., 1983, а]. Предполагается, что угол атаки мал и такой, что всегда выполняется предположение гиперзвуковой [c.237]

Рассматривается обтекание гиперзвуковым потоком вязкого совершенного газа плоского треугольного крыла под нулевым углом атаки при заданной температуре поверхности, которое описывается системами уравнений (5.47) (внутренняя задача) и (5.51) (внешняя задача) [Дудин Г.Н., 1991, а]. [c.241]

Изучим сначала обтекание гиперзвуковым потоком вязкого газа окрестности угловой точки контура простейшего тела, показанного на рис. 6.3. [c.261]

При обтекании гиперзвуковым потоком на режиме сильного вязкого взаимодействия холодного плоского треугольного крыла при значениях угла стреловидности передней кромки меньше критического в пограничном слое возникают области закритического и докритиче ского течения [Нейланд В. Я., 1974, б Дудин Г.Н, Липатов И.И., 985]. В первой из них возмущения не распространяются вверх по потоку и реализуется автомодельное течение, соответствующее обтеканию полубесконечной скользящей пластины. С увеличением угла стреловидности размер областей с закритическим режимом течения, расположенных около передних кромок, уменьшается и при достижении критического значения на всем крыле реализуется докритический режим, в котором возмущения распространяются от плоскости симметрии крыла вплоть до передних кромок. В общем случае указанное течение описывается системой дифференциальных уравнений в частных производных. Численные решения соответствующей краевой задачи показали [Дудин Г.Н., 1997], что значение координаты перехода зависит не только от угла стреловидности, но и от величины показателя адиабаты 7 = Ср/Су Ср и Су — соответственно удельные теплоемкости при постоянном давлении и постоянном объеме). Уменьшение параметра е = 7 — 1 приводит к значительному увеличению протяженности областей закритического течения [Дудин Г.Н., 1997]. В настоящем разделе исследовано обтекание треугольных крыльев с удлинением порядка единицы в случае, когда величина е является асимптотиче ски малой. [c.365]

В, В. Сычев (1960) рассмотрел задачу об обтекании гиперзвуковым потоком газа профилей и тел вращения, которым соответствует головной [c.190]

Особенно важные результаты были получены для задач об обтекании гиперзвуковым потоком тонких затупленных тел [12]. Г.Г. Черный показал, что малое затупление тела в гиперзвуковом потоке приводит к конечному изменению его аэродинамических характеристик. Решение находилось при использовании нестационарной аналогии, когда движение газа происходит как вследствие расширения поршня (форма тела), так и за счет выделения конечной энергии в начальной точке (эффект затупления). Полученные теоретические результаты оказались близки к экспериментальным данным. В результате исследований были получены соотношения подобия, позволившие предсказывать аэродинамические характеристики тел с затуплением. Развитые Г.Г. Черным методы исследования гиперзвуковых течений и полученные с их помощью результаты составили предмет его монографии [13]. В [14] эти подходы применены к нестационарным неавтомодельным течениям с сильными ударными волнами, а в [15] - к гиперзвуковому обтеканию наветренной поверхности пространственных крыльев. В [15] [c.5]

Возмущение скорости (по сравнению со скоростью Vj натекающего потока) мало уже при всяком сверхзвуковом обтекании тонкого заостренного тела. При гиперзвуковом обтекании дополнительно еще возмущение продольной скорости мало по сравнению с возникающими поперечными скоростями [c.658]

Остановимся теперь на соотношениях, характеризующих плоскую ударную волну, возникающую при обтекании с гиперзвуковой скоростью вогнутого тупого угла. В плоской косой ударной волне изменение плотности, согласно (47) гл. III, будет [c.110]

ГИПЕРЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ПЛАСТИНЫ [c.115]

О гиперзвуковом обтекании тонких заостренных спереди тел [c.116]

Результаты, полученные в 2—4, могут быть применены непосредственно к расчету гиперзвукового обтекания тонкого заостренного спереди тела, так как течение у поверхности такого тела представляет собой либо течение за косой ударной волной (при положительном угле отклонения потока), либо в плоской задаче течение Прандтля — Майера (при отрицательном угле отклонения потока). [c.116]

Значительный накопленный опыт показывает, что для расчета сопротивления тела при гиперзвуковом обтекании можно использовать закон сопротивления Ньютона, полагавшего, что движущаяся жидкость состоит из одинаковых частиц, заполняющих равномерно пространство и не взаимодействующих друг с дру- [c.118]

Пригодность формулы Ньютона для расчета давления на теле, свидетельствующая о том, что локальная картина обтекания определяется местным углом встречи поверхности тела с невозмущенным потоком, привела к мысли о возможности расчета гиперзвукового обтекания заостренного тела по методу касатель- [c.119]

С помощью формулы Ньютона нетрудно, например, показать, что при гиперзвуковом обтекании затупленный конус с меньшим боковым углом может иметь меньшее сопротивление, чем заостренный конус с большим углом (рис. 11.10). [c.122]

Детальное рассмотрение задачи о гиперзвуковом обтекании тонкого тела показывает, что затупление носовой части тела вызывает существенное искажение картины распределения давлений на значительной части боковой поверхности тела. На [c.126]

Метод касательных клиньев при расчете гиперзвукового обтекания заостренного тепа 119 [c.299]

Гиперзвуковое обтекание (М,, = 20). Так как а = то на верхней стороне число М [c.194]

Решение задачи об обтекании конического тела с протоком. Рассмотрим обтекание гиперзвуковым потоком тела врагцения в виде усеченного конуса с протоком (рис. 2). Примем за линию L [c.30]

Как видно из рис. 2 максимальные 6с получаются при обтекании гиперзвуковым потоком достаточно толстых тел (г > 0.2 0.3). Для воздуха неизбежные в таких случаях диссоциация и ионизация требуют использования более сложной термодинамики, чем термодинамика совершенного газа с я = 1.4. Модель совершенного газа с меньшими я может дать представление о направлении влияния указанных процессов. Результаты расчетов, вынолненных для к = показывают, что уменьшение к ведет к сужению области и уменьшению в ней углов излома и выигрыша по Сх. Напротив, в части В , отвечаю-гцей большим скоростям, увеличиваются и углы излома, и 6с . Для я = . максимальное 6с достигает 6%. [c.478]

Невязкая часть возмущенной области течения должна быть рассмотрена на основании гиперзвуковой теории малых возмущений [Хейз У.Д., Пробетин Р.Ф., 1962 Черный Г.Г., 1959 Гиро Ж., 1965]. Для исследования обтекания гиперзвуковым потоком тонкого тела, образованного толщиной вытеснения пограничного слоя вводим следующие координаты и функции [c.144]

Проблема гиперзвукового полета, связанная с возникновением высокотемпературных эффектов при обтекании гиперзвуковых аппаратов, привела к тесному соприкосновению двух разделов физики — аэродинамики и химической кинетики, и таким образом возникла новая область динамики — аэродинамика газа переменного состава. Методы исследования в этой области, как теоретические, так и экспериментальные весьма усложнились, так как движение газа стало определяться не только силовым и температурным полями, но и химическими процессами, в свою очередь зависящими от поля скорости и температуры. Эти эффекты взаимодействия движения с химическими процессами прежде всего возникают в пограничном слое, где картина усложняется из-за разрушения поверхности тел, обтекаемых гиперзву-ковым потоком, пары различных веществ, составляющих материал поверхности, попадая в пограничный слой, взаимодействуют химически с воздухом. Таким образом,,, в пограничном слое происходят многочисленные химические реакции, которые определяют в конечном счете такие важные для практики величины, как аэродинамическое сопротивление тел, тепловые потоки к ним и скорость разрушения поверхности. [c.5]

Гиперзвуковое обтекание плоской пластины при налом угле атаки [c.115]

В монографии Г. Г. Черного показано, что область действия закона подобия для гиперзвукового обтекания тонкого тела ожп-вальнои формы приблизительно определяется следующими гра-цицамп [c.116]

При гиперзвуковом обтекании тонкого тела с затупленной носовой частью образуется отошедшая ударная волна, в передней части которой давление возрастает настолько сильно, что даже при малых размерах затупления аэродинамическое сопротивление может сугцественно увеличиться. Мимо этого факта нельзя пройти в связи с тем, что реальные тела (крылья, фюзеляжи, корпуса ракет) всегда бывают затуплены. Осухцествить полет идеально заостренного тела нельзя хотя бы потому, что при больших скоростях полета нагревание воздуха около носовой [c.124]

Определите параметры возмущенного течения на верхней стороне пластинки, обтекаемой гиперзвуковым воздушным потоком с числом = 10 и fe = = -pi v = 1,4 при а = 0,1 рад. Полагая, что течение около другой пластинки, расположенной под углом атаки а = 0,05 рад, аэродинамически подобное, вычислите параметры ее обтекания. [c.175]

Определим параметры сверхзвукового подобия для пластинок / i = = Моо -а = 0,5 /Сз = Мсюгсс = 2. Эти параметры отличаются значительно. Первый из них соответствует линеаризованному, а второй — гиперзвуковому обтеканию. В случае линеаризованного обтекания аэродинамические коэффициенты определяются по следующим формулам [c.185]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...