Обтекание гиперзвуковое сверхзвуковое

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]

Ма ( й ш + бб /бд )—местный параметр гиперзвукового подобия, а — местный угол наклона поверхности тела к оси. Таким образом, слабые взаимодействия реализуются при обтекании тонких клиньев с малыми углами атаки при больших числах Рейнольдса и Маха или при умеренных сверхзвуковых числах Маха и малых числах Рейнольдса. В частности, слабое взаимодействие реализуется для достаточно больших значений х при гиперзвуковом обтекании пластинки. [c.383]

Путем упрощения уравнений движения газа при больших значениях числа М в работах [1-4] удалось установить законы подобия при обтекании тел идеальным газом с большими сверхзвуковыми скоростями. В работе [4] показано, что при М сю обтекание тела произвольной формы стремится к некоторому конечному состоянию, которое достигается тем скорее, чем более затуплена передняя часть обтекаемого тела. Такое предельное состояние движения, которое характеризуется соотношением М со8 (п,ж) 1, где со8(п,х) — косинус угла между направлением набегающего потока и нормалью к поверхности тела в его передней части, будем называть, следуя работе [4], гиперзвуковым течением. Коэффициенты аэродинамических сил при гиперзвуковом течении становятся не зависящими от М (подобно случаю течений газа при весьма малых скоростях). [c.25]

Рассматривается режим обтекания наветренной стороны крыла со сверхзвуковыми передними кромками. Несмотря на ряд исследований [1-4], эта задача не получила корректного решения. Сложность заключается в том, что в поле течения за сильной ударной волной имеются области однородного, потенциального и вихревого потоков, которые необходимо склеивать достаточно гладко. Ниже развита аналитическая теория гиперзвукового обтекания крыла с присоединенной волной, позволившая произвести необходимое сопряжение потоков. [c.261]

Движение с очень большими сверхзвуковыми скоростями. Гиперзвуковые течения и обтекание тонких тел. В современной газовой динамике, имеющей дело со скоростями порядка нескольких километров в секунду, возникает много теоретических и практических вопросов, требующих изучения движения газа при очень больших значениях числа Моо. Обтекания с очень большими сверхзвуковыми скоростями обладают рядом специфических особенностей. В 14, а также в 19 мы уже обратили внимание на некоторые характерные свойства движений, в которых 1. В настоящем [c.206]

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]

В методическом плане для гиперзвуковой теории характерен асимптотический анализ, т. е. исследование определенных предельных режимов течения (предельно большая скорость обтекания, предельно тонкие тела, предельно сильные ударные волны и др.), если они правильно отражают свойства течений в реальном диапазоне условий обтекания или форм тел. Проявление этих асимптотических свойств и определяет, как правило, весьма условную границу между гиперзвуковой и сверхзвуковой газовой динамикой. [c.3]

С развитием вычислительной математики и техники стали простыми многие ранее неразрешимые задачи газовой динамики. В связи с этим автор стремился избегать громоздких приближенных методов, хотя и эффективных в прошлом, ставя основной задачей на простых допускающих аналитическую обработку примерах или с помощью законов подобия дать представление об общей картине и особенностях гиперзвукового (а часто и умеренно сверхзвукового) обтекания основных классов тел и о влиянии на это обтекание реальных свойств газа. Для иллюстрации положений гиперзвуковой теории широко использованы результаты точных численных решений или экспериментов. [c.4]

Приведенные примеры показывают, что для заостренных и тупых выпуклых тел с плавным изменением кривизны поверхности в реальных условиях обтекания формула Ньютона дает точность, вполне приемлемую для проведения оценок, чем и объясняется ее широкое применение в гиперзвуковой и даже сверхзвуковой аэродинамике. [c.136]

Это обстоятельство дало возможность развить общую теорию гиперзвукового обтекания тонких, притупленных впереди теп. Такое обобщение теории имеет большое значение, так как в действительности передние кромки крыльев или передние концы корпусов летательных аппаратов не являются идеально острыми при большой сверхзвуковой скорости полета тонкие передние концы тел неминуемо были бы разрушены из-за невозможности отвода через них больших количеств тепла, выделяющегося в потоке вблизи переднего конца тела. В то же время при таких скоростях малый размер затупленного переднего конца тела по сравнению с характерным продольным размером тела не может служить основанием для того, чтобы пренебречь влиянием затупления на течение в масштабах всего тела. Газ, сжатый до высоких давлений и нагретый до высокой температуры при прохождении им небольшого участка весьма интенсивной ударной волны перед затупленным передним концом тела, при дальнейшем движении вдоль тела сильно расширяется, образуя вблизи тела слой с малой плотностью, который может оказывать сильное влияние на все течение. [c.187]

Анализ порядков возмущений для тонкого тела в гиперзвуковом потоке. Закон подобия при обтекании тонких тел потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью. Закон плоских сечений. [c.184]

При сверхзвуковом обтекании газом тела течение вблизи него стремится при М—к некоторому предельному (асимптотическому) состоянию. Это предельное состояние называется течением с очень большой сверхзвуковой скоростью или предельным гиперзвуковым течением. Подобно тому как совокупность течений газа около дан- [c.400]

Приведем теоретические аргументы, доказывающие существование предельного гиперзвукового течения около тела ). При сверхзвуковой скорости обтекания тела перед ним образуется головная ударная волна (рис. 3.23.2) область зависимости течения около тела ограничена на ударной волне той ее частью, которая попадает внутрь характеристических коноидов, идущих вверх по течению от заднего конца тела. Соотношения на головной волне, служащие краевыми условиями для определения течения за ней, содержат параметры набе- [c.401]

Существование предельных гиперзвуковых течений имеет следствием следующий закон подобия при обтекании газом с большой сверхзвуковой скоростью геометрических подобных и одинаково ориентированных тел все течения с разными значениями р и pi и одним и тем же у подобны между собой, т. е. в таких течениях отношения скорости V к скорости набегающего потока и плотности р к плотности набегающего потока pi имеют в геометрически соответственных точках одинаковые значения отношения давления р и температуры Т к их значениям в набегающем потоке, а также величины в соответствующих точках пропорциональны М . [c.402]

В качестве простого примера обтекания тела гиперзвуковым потоком и для обнаружения дальнейших характерных свойств гиперзвуковых течений рассмотрим уже изученное ранее (в 14) сверхзвуковое обтекание плоской пластины под углом атаки а. Если угол атаки не превосходит предельного для данного числа М значения, то с одной стороны пластины от ее передней кромки отходит (рис. 3.23.3) центрированная волна разрежения, а с другой стороны — скачок уплотнения. Головная волна, отделяющая область возмущенного движения от набегающего однородного потока, присоединена к передней кромке пластины О и состоит из поверхности слабого разрыва — переднего фронта волны разрежения и скачка уплотнения. Область зависимости течения вблизи пластины на головной волне ограничена ее участками ОА и ОВ, [c.403]

С другой стороны, практический интерес для полета с гиперзвуковыми скоростями представляют тела, имеющие тупую переднюю часть, так как такая форма тела уменьшает теплопередачу в области торможения. При обтекании затупленного тела сверхзвуковым потоком газа перед его тупой передней частью возникает отошедшая ударная волна, и между фронтом волны и поверхностью тела образуется область дозвукового течения (рис. 101 и фото 3), Граница между дозвуковой и сверхзвуковой областями потока за ударной волной обозначена пунктирными линиями. Эти линии, на которых скорость частиц газа равна местной скорости звука в газе, называются звуковыми линиями. Теоретическое исследование обтекания тел с отошедшей ударной волной является чрезвычайно трудной проблемой. В этом параграфе мы рассмотрим некоторые приближенные методы определения течения в окрестности критической точки области торможения потока тупым телом. Прежде всего отметим, что давление в критической точке В (см. рис. 101), где скорость газа [c.414]

Аэродинамических конфигураций с протоками и струйных сверхзвуковых течений применительно к проблеме создания гиперзвуковых летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. Моделирование процессов обтекания воздухозаборников и их интеграции с планером, процессов смешения сверхзвуковых потоков, изучение трехмерной структуры течения в слое смешения сверхзвуковых нерасчетных струй [c.198]

Аналитические методы [1] для подобного класса течений не дали удовлетворительного объяснения многих деталей взаимодействия потоков в кавернах. В [2] исследованы решения двумерных уравнений Эйлера для анализа обтекания каверны потоком с большой дозвуковой скоростью. Решение двумерных уравнений Навье-Стокса [3] было впоследствии повторено в ряде численных исследований, например в [4], для турбулентного режима течения в каверне с Lp = UD = 6.2, М = 2.36, где L - длина выемки, D - глубина. Задача обтекания плоской прямоугольной выемки неравновесным потоком вязкого многокомпонентного реагирующего газа решена в [5]. Численные результаты для нестационарных вязких течений в прямоугольных кавернах при сверхзвуковом внешнем обтекании получены в [6]. Метод решения уравнений Навье-Стокса для сжимаемого стационарного течения [3] был также применен для исследования вязкого турбулентного трехмерного течения, например в [7], однако этот метод не нашел широкого применения для нестационарного течения. Для исследования обтекания каверны с = 5.3, 8.0 и 10.7 гиперзвуковым потоком (М = 6.3) при ламинарном и переходном режимах пограничного слоя в [8] использован метод [7]. [c.123]

С использованием приближенных аналитических оценок и численных расчетов изучены обтекание, а также локальные и интегральные аэродинамические характеристики треугольного крыла с изломом поверхности в сверхзвуковом потоке газа. Рассмотрены режимы течения с присоединенной ударной волной на передних кромках. Получено, что при М = 4-6 и угле атаки а до 6° происходит увеличение качества крыла до 10% за счет отгиба в низ его носовой части. Это подтверждают результаты, полученные ранее в гиперзвуковом приближении тонкого ударного слоя. Расчеты уравнений Навье - Стокса также показали наличие этого эффекта. [c.164]

Для подтверждения эффекта увеличения качества крыла при его деформации в условиях, приближенных к реальным, было изучено обтекание потоком вязкого газа треугольного крыла длиной дго = 10 м сверхзвуковым потоком совершенного газа с числом М = 6 и а =5°. Носовая часть длиной / = 5 м отклоняется на угол 8 из диапазона О 5 5°. Температура поверхности крыла Г , = 370 К, % = 60°. Условия обтекания крыла соответствуют параметрам Международной стандартной атмосферы на высоте 25 км. Температура набегающего потока = 216 К, давление Р = 2480 Н/м . Отношение удельных теплоемкостей у = 1.4, число Прандтля Рг = 0.72. Предполагается степенная зависимость коэффициента вязкости от температуры с показателем степени со = 0.75. Для указанных параметров определены величины М 3, V = 1770 м/с, Ке = 5 10 1/м, 1.14 10 5 Н с/м , где М - число Маха, определено по нормальной к передней кромке крыла компоненте скорости невозмущенного потока при 5 = 0 параметр гиперзвукового взаимодействия 0.056 соответствует режиму слабого вязко-невязкого взаимодействия [5]. [c.171]

В предыдущем разделе на частном примере треугольного крыла обнаружена аналогия между распространением возмущений в сверхкритическом трехмерном пограничном слое и сверхзвуковом потоке невязкого газа. Показано, что при изменении стреловидно сти крыла можно иметь аналогию с обтеканием крыльев сверхзвуковым потоком невязкого газа, имеющих сверхзвуковые или дозвуковые передние кромки. В случае режима сильного гиперзвукового взаимодействия — это наличие вблизи передних кромок закритических областей при малых значениях угла стреловидности передней кромки или их отсутствие при больших углах стреловидности. Естественно попытаться построить характеристические поверхности и соответствующие соотношения в общем случае (помимо характеристик, связанных с поверхностями тока, см., например, [Wang К., 1971]). [c.317]

Обтекание заостренного тела. Рассматривается задача обтекания тела сверхзвуковым потоком в предположении, что углы наююна поверхности тела к направлению невозмущенного течения всюду малы, а число Маха М1 велико, причем пара. гетр подобия К имеет величину порядка единицы. В этом случае головной скачок уплотнения присоединен к переднему острию (рис. 1) и течение между скачком и телом описывается уравнениями гиперзвукового приближения. Для получения этих уравнений вводится малый параметр (5 = 1/М1 и представление основных величин формируется с учетом предельных формул (5). При это.м надо еще учесть, что вдоль линий тока йу tgвdx или, в рассматриваемом приближении, dy = 5К dx. Поэтому для правильного представления наклонов линий тока необходимо увеличить ординаты у в 1/5 раз. Эти соображения приводят к следующим форму- [c.309]

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]

Если скорость набегающего потока во много раз превосходит скорость звука, то при малых возмущениях скорости изменения давления и плотности уже не будут малыми и необходимо пользоваться ноливойными ур-ниями даже при изучении обтекания тонких заострённых тел. Существ, роль нелинейных эффектов характерна для гиперзвуковой аэродинамики. Мн, представления аэродинамики умеренных сверхзвуковых скоростей, касающиеся поведения сил и моментов, действующих на летат, аппараты, а также устойчивости II управляемости этих аппаратов, становятся неприменимыми при гиперзвуковых скоростях полёта. [c.430]

Закон плоских сечений и закон гиперзвукового подобия существенно упростили постановку и решение задач гиперзвукового обтекания тонких заостренных тел, и методы их экспериментального исследования. Пользуясь законом подобия, можно было на основании опытов при некоторых скоростях с моделями, аффинноподобными натурному телу, получить аэродинамические данные исходного тела при больших сверхзвуковых скоростях. [c.336]

Задача о сверхзвуковом обтекании затупленного конуса рассматривается на основе линейной теории тел конечной толщины с учетом обратного влияния пограничного слоя на внешнее течение в рамках модели слабого вязкого взаимодействия. С этой целью численно решаются трехмерные нестационарные уравнения пограничного слоя и оценивается роль переносного ускорения и кориолисовых сил в формировании течения в нестационарном пограничном слое. Высокая точность определения характеристик, найденных по данной методике, подтверждается экспериментальными дан-ными, полученными путем проведения динамических испытаний крупномасштабной модели L 1 мм) в аэродинамической трубе при = 4 и 6. Расчетные исследования подтверждают наличие режимов антидемпфирования колебаний затупленных конусов при гиперзвуковых скоростях полета, которые могут как усиливаться, так и ослабляться при наличии вдува в пограничный слой с поверхности ЛА. [c.6]

Если взаимодействие на основной части тела не является слабым, то градиент давления, который индуцируется при обтекании внешним потоком эффективного тела, образованного толш,иной вытеснения пограничного слоя, влияет на течение в пограничном слое уже в первом приближении. Таким образом, распределение давления на внешней границе пограничного слоя нельзя считать заданным и его необходимо определять при совместном интегрировании уравнений для невязкого гиперзвукового потока и пограничного слоя. При этом математическая постановка краевой задачи на всей длине тела аналогична ее постановке в локальных областях течений со свободным взаимодействием для режима умеренных сверхзвуковых скоростей [18]. Поэтому можно было ожидать появление эффектов передачи возмуш ений вверх по потоку на всей длине тела, т. е. зависимости решения от краевых условий, заданных вниз по потоку. [c.258]

Настоящая небольшая, но чрезвычайно важная ЧАСТЬ СБОРНИКА, посвященная гиперзвуковым течениям, в основном составлена пз работ, вынолненных Г. Г. Черным в 1950-х - 1960-х годах. Указанный период - время освоения больших сверхзвуковых ( гинер-звуковых ) скоростей в ракетно-космических приложениях. Хотя для ЦИАМ и ЛАБОРАТОРИИ такие ириложенпя в те годы не являлись основными, высокий научный уровень школы Л.И. Седова оказался востребованным. В результате были получены результаты, прорывные не только с позиций эпохи, предшествовавшей широкому использованию компьютеров и численных методов, но п в свете их бурного последующего развития. Тогда же первые результаты численного интегрирования уравнений, описывающих гиперзвуковое обтекание остроконечных и затупленных тел, только становились реальностью. В этих условиях ценность развитых Г.Г. Черным методов, позволявших не только весьма просто получать приемлемые количественные данные, но и объяснить и систематизировать многие на первый взгляд непонятные особенности течений, оказалась чрезвычайно большой. В этом плане значение развитых Г.Г. Черным методов п подходов не утрачена и теперь. [c.257]

В учебном пособим описаны течения невязко го газа с гиперзвуковым и скоростями с учетом реальных равновесных и неравно1весных процессов, со-путствуюш.их движению тел в атмосфере. Приведены уравнения движения несовершенных газов и описана общая теория их сверхзвуковых и гиперзвуко-вых течений. Рассмотрены задачи обтекания тел наиболее типичных для ги-перзвуковой аэродинамики 4>орм. [c.2]

В рамках классической теории пограничного слоя [Prandtl L., 1904] задача об асимптотическом состоянии вязкого течения около твердого тела при больших числах Рейнольдса приводит к исследованию областей внешнего невязкого потока и пограничного слоя. Пограничный слой описывается системой уравнений параболического типа, а внешний поток при сверхзвуковых скоростях — системой гиперболического типа. Решения краевых задач для таких систем обладают тем свойством, что распределение искомых функций в некоторой области пространства определяется краевыми условиями на границе, лежащей вверх по потоку от этой области. Такая ситуация имеет место, например, при обтекании тонкого тела потоком с умеренной сверхзвуковой скоростью или в случае гиперзвукового обтекания, если только взаимодействие пограничного слоя с внешним потоком является слабым. Однако если краевые условия заранее неизвестны и подлежат определению при совместном решении задач для обеих областей, то ситуация будет иной. Это относится, в частности, к течению со свободным взаимодействием в области, расположенной перед точкой отрыва потока [Нейланд В. Я., 1969, а глава 1] или перед донным срезом тела [Матвеева Н.С., Нейланд В.Я., 1967 глава 3], а также к гиперзвуковому обтеканию пластинки конечной длины [Нейланд В. Я., 1970] и течению около треугольного крыла при сильном взаимодействии [Козлова И.Г., Михайлов В.В, 1970]. В таких задачах внешнее течение, а значит, и давление в пограничном слое, определяется распределением толщины вытеснения пограничного слоя, которое выражается интегральным образом через искомые функции этого слоя. Следствием интегро-дифференциального характера задачи является то, что возмущения, задаваемые в плоскости симметрии треугольного крыла, могут распространяться по потоку вплоть до его передних кромок. [c.187]

В краткой заметке, относящейся к 1947 г., У. Д. Хейз см. ссылку на стр. 183) указал на эквивалентность задачи о гиперзвуковом обтекании тонкого тела и задачи о неустановившемся плоском движении газа, возникающем при расширении поршня соответствующей формы. Таким путем закон подобия Цяня был обобщен на случай обтекания тонких тел произвольного поперечного сечения со скачками уплотнения, вызывающими появление вихрей. Это обобщение имеет важное значение, так как при большой сверхзвуковой скорости нельзя пренебрегать вихреобразованием в скачках уплотнения. [c.184]

Вариационные задачи гиперзвукового обтекания тел. Обратимся теперь к вариационным задачам гиперзвукового обтекани> тел. Как уже-говорилось ранее, кроме точной постановки этих задач, относящейся к любым сверхзвуковым скоростям, при гиперзвуковом обтекании тел [c.201]

Если иметь в виду диапазон скоростей движения летательных аппаратов от малых дозвуковых до очень больших сверхзвуковых, то, ак уже указывалась, можно выделить следующие основные разделы в науке об исследовании обтекания аэродинамика несжимаемой жидкости, или гидродинамика (число Маха обтекающего потока М = 0), и аэродииамика больших скоростей. Последняя в свою очередь подразделяется на аэродинамику дозвуковых (М<1) и околозвуковых (транс ЗВ у к о в Ы X, М5К 1) скоростей, а также аэродинамику сверхзвуковых (М>1) и гиперзвуковых (М>1) течений. Необходимо подчеркнуть, что в каждом из этих разделов исследуются процессы обтекания, которые характеризуются некоторыми специфическими особенностями, свойственными потокам с указанными числами Маха, По этой причине исследования таких потоков могут бази-роваться на различной математической основе. [c.10]

Аэродинамические явления, происходящие при полете управляемых снарядов, ракет и высокоскоростных самолетов, определяются тем, что числа Маха полета достигают довольно больших значений, порядка 5-10-20. Течения с такими числами Маха получили название гиперзвуковых. Основной задачей теории гиперзвуковых течений является задача обтекания конечного тела сверхзвуковы.м потоко.м при больших числах Маха, При установившемся гиперзвуковом обтекании перед телом возникает сильный, вообще говоря, отошедший скачок уплотнения (головная ударная волна), отделяющий невозмущепный набегающий поток от области неравномерного течения между скачком и телом, [c.306]

Решить задачу симметричного обтекания тонкого ромба равномерным сверхзвуковым потоком политропного газа, направленным вдоль большой диагонали. В гиперзвуковом приб шжении найти силу сопротивления ромба. [c.316]

В случае задачи сверхзвукового обтекания затупленных тел вязким газом при умеренных и больших числах Рейнольдса неэллиптические модели предложены в [22, 23]. Однако их работоспособность ограничена небольшой величиной азимутального угла, отсчитываемого от передней критической точки. Даже наиболее точная из этих моделей [23] дает значительную (больше 15%) погрешность в величине давления на поверхности обтекаемой сферы при значениях азимутального угла, больших 45°. В то же время, если число Маха набегающего потока достаточно велико, эти модели позволяют рассчитывать тепловые потоки на наветренной части затупленных тел с удовлетворительной точностью. Упрощение уравнений Навье-Стокса в [22] проведено с помощью подхода /, а в [23] - подхода //. В [23] продольный и поперечный градиенты давления рассматривались независимо, причем последний рассчитьшался из уравнения, полученного дифференцированием уравнения для поперечного импульса в гиперзвуковом приближении. [c.32]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...