Поток гиперзвуковой

В условиях входа космических аппаратов в атмосферу при гиперзвуковых скоростях абляция материалов является одним из способов уменьшения высоких тепловых потоков. При использовании таких материалов, как тефлон, твердое вещество сублимирует в окружающую среду с очень высокой энтальпией, и пограничный слой в этом случае подобен слою, образующемуся при охлаждении испарением с одновременно протекающей химической реакцией. Армированные пластики, например фенольная смола, армированная найлоном или вспененным полиуретаном, в этих условиях обугливаются. Обуглившийся слой образуется в процессе деполимеризации с выделением таких газов, как метан и водород. [c.370]

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]

В части 2 рассмотрены гиперзвуковые течения,, элементы магнитной гидродинамики, течения разреженных газов, а также теории крыла и решеток крыловых профилей. В пятое издание (4-е изд.— 1976 г.) включены материалы по численным методам, сверхзвуковой газовой динамике, новые сведения о струях и спутном потоке. [c.2]

Изменение параметров газа в изоэнтропическом гиперзвуковом потоке [c.106]

ИЗМЕНЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ В ГИПЕРЗВУКОВОМ ПОТОКЕ [c.107]

Как видим, в гиперзвуковом течении около выпуклого угла поперечное возмущение скорости потока по крайней мере на порядок превосходит продольное возмущение (у>п). Это значит, что при течении происходит как бы смещение частиц по нормали к направлению невозмущенного потока, величина же продольной скорости практически не изменяется. [c.110]

Если ударная волна недостаточно интенсивна, т. е. угол отклонения потока (U в ней мал, то при гиперзвуковой скорости угол а также мал производя замены [c.113]

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]

Однако практический расчет распределения давления по поверхности тела, обтекаемого гиперзвуковым потоком, с помощью [c.119]

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]

Правда, при гиперзвуковых скоростях температура газа вследствие торможения потока в ударных волнах и пограничном [c.128]

Температура в изоэнтропическом гиперзвуковом потоке газа 106, 107 Температурный крип 136, 137 Теорема Жуковского 8—12, 14, 22, 27 [c.300]

Теория скачков уплотнения (ударных воли) имеет большое значение для изучения закономерностей сверхзвуковых газовых потоков. Без знания ее невозможно рассчитать аэродинамические х,а-рактеристики летательных аппаратов, движущихся со сверх- и гиперзвуковыми скоростями определить рабочие параметры их воздухозаборных устройств, органов управления спроектировать сверхзвуковые и ударные аэродинамические трубы изучить сложные процессы струйных взаимодействий. [c.98]

Результаты исследования теплопередачи в окрестности критической точки затупленного тела, обтекаемого гиперзвуковым потоком, в широком [c.471]

До недавнего времени явления переноса в излучающих p(i-дах интересовали главным образом астрофизиков в связи с исследованием процессов, происходящих в звездах. Однако в последние годы теория лучистого переноса энергии приобрела большое значение в новых областях науки и техники, в частности при разработке методов тепловой защиты поверхности гиперзвуковых летательных аппаратов. Как известно, температура газа за ударной волной при входе космических объектов в атмосферы планет может достигать 10 000 К и выше. В этом случае вклад лучистого теплового потока в общий поток теплоты в газе оказывается значительным. [c.141]

Рис. 5.4.2. Схемы обтекания затупленного твердого тела гиперзвуковым потоком газа

Формула (5.5.13) была получена в результате интерполяции числовых значений теплового потока, найденных путем численного интегрирования уравнений гиперзвукового равновесного пограничного слоя. Она, в сущности, не отличается по структуре от граничных условий третьего рода, но вместо разности температур использована разность энтальпий газа на внешней границе пограничного слоя и на поверхности твердого тела. [c.215]

В результате приближенного анализа проблемы слабого взаимодействия при обтекании теплоизолированной пластинки гиперзвуковым потоком в работе [24] получено выражение для давления на внешней границе пограничного слоя при Рг = 0,725 и у = 1,4 [c.383]

Рис, 7.6.1. Схема обтекания затупленного тела гиперзвуковым потоком газа с указанием положения ударной ВОЛНЫ, поверхности обтекаемого тела и системы координат [c.397]

На рис. 7.10.2 сравниваются конвективный и лучистый тепловые потоки во время возвращения на Землю гиперзвукового аппарата для полета на Марс. Из анализа графиков этого рисунка следует, что плотность лучистого потока, пи-дающего на поверхность гиперзвукового аппарата, значительно выше плотности конвективного потока. [c.439]

Впервые проблема тепловой защиты была сформулирована и получила интенсивное развитие в авиационно-космической технике в связи с решением задач гиперзвукового полета в атмосфере. При движении какого-либо тела со скоростями более чем в шесть раз превышающими скорость звука, в самом газовом потоке и на поверхности тела происходит целый ряд физико-химических превращений. В воздухе за ударной волной начинается диссоциация молекул кислорода, а затем и азота. На поверхности тела появляются очаги разрушения материала стенки. В тонком пристеночном слое выделяется тепловая энергия трения и происходит конвективный перенос тепла от газа к поверхности. [c.6]

На рис. В-1 показано, как изменяется температура газа за прямой ударной волной по мере увеличения скорости набегающего воздушного потока (числа Маха), а на рис. В-2 соответственно представлено изменение его химического состава. Переход кинетической энергии потока в тепловую приводит к тому, что при гиперзвуковых скоростях полета [c.6]

Течение между поверхностью тела и ударной волной дозвуковое, но по мере движения вдоль тела поток вновь разгоняется и по прохождении так называемой звуковой линии становится сверхзвуковым. Заметим, что после перехода через скачок в течение газа вдоль поверхности тела редко достигаются первоначальные значения чисел Маха, имевшие место в набегающем гиперзвуковом потоке, однако в отличие от обычных сверхзвуковых течений мы имеем здесь дело с высокотемпературным 28 газом. В этом плане течение за ударной волной близко по своим пара- [c.28]

Гиперзвуковое обтекание — обтекание тела потоком газа с такой скоростью, при которой за ударной волной газ уже нельзя считать однородной средой. Так, при скоростях обтекания воздухом, в шесть раз превышающими скорость звука, температура торможения оказывается достаточной, чтобы началась интенсивная диссоциация молекул кислорода (см. введение и гл. 2). [c.369]

Обтекание и нагрев затупленных тел гиперзвуковым потоком газа с учетом переноса излучения. — Теплофизика высоких температур , 1969, т. 7, № 3, с. 529—541. Авт. [c.383]

В 3-3 отмечалось, что после разрушения перенасыщенного состояния и образования за скачком конденсации парожидкостной среды дальнейшее расширение можно считать термодинамически равновесным даже при высоких скоростях потока и значительных продольных градиентах давления. Основанием для такого заключения служат опыты ряда исследователей. В этих опытах изучалось течение воздуха и других газов в гиперзвуковых аэродинамических [c.116]

Опыты проводились в гиперзвуковой аэродинамической трубе № 4 Морской артиллерийской лаборатории США при давлении набегающего потока 15—38 атм. Детальное описание аэродинамической трубы и ее характеристик приведено в работе [13]. [c.398]

Башкин В. А. Треугольные крылья в гиперзвуковом потоке. 11 л. [c.271]

В книге дан анализ картины течения и теплообмена на поверхности треугольных крыльев с эллиптическим поперечным сечением, обтекаемых гиперзвуковым потоком газа при различных углах атаки. Кратко изложены методы численного решения уравнения Эйлера и Прандтля. [c.271]

Васильков А.П. Окрестность критической точки затупленного тела в гиперзвуковом двухфазном потоке. - йзв.АП СССР. Мех.жидкостя и гпз>а, 1975, № 5,-с. [2i-l29. [c.65]

Джонстон, Филд и Тасслер получили плотный туман, образованный каплями жидкости, в распылителе типа трубки Вентури. Образование частиц) путем конденсации в пересыщенном гиперзвуковом потоке воздуха рассмотрено Дурбином [178]. [c.149]

Из этих зависимостей следует, что при гиперзвуковых скоростях в плоской косой ударной волне изменение параметров определяется (как и в течении Прандтля — Майера) одним критерием ЛГа = МнСО — произведением числа Маха на угол отклонения потока. [c.114]

Рассмотрим течение идеального совершенного газа с показателем адиабаты А = 1,4 в плоском гиперзвуковом воздухозаборнике, схема которого представлена на рис. 14.9. В таком воздухозаборнике скорость потока на выходе остается сверхзвуковой. Ра1Счетное число М для воздухозаборника Мир = 6. Вычисления [c.286]

Следующий пример расчета относится к течению сверхзвукового потока в плоском несимметричном сопле, применение которого возможно на гиперзвуковом летательном аппарате. Такое сопло имеет преимущество перед соплом Лаваля на режимах перерасширения, когда давление в окружающей среде больше давления на срезе сопла (см. гл. VIII, 2). Рассматривается плоское сопло с частично внутренним расширением с прямолинейной обечайкой. На расчетном режиме число М на входе в сопло равно Ми = 2, на срезе сопла Ма = 4 и отношение полного давления на входе в сопло к давлению в окружающей среде равно Лс = Рвх/рн = 152. Отношение площади на срезе сопла к площади на входе в сопло Р л равно = 6,35. Контур про- [c.291]

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]

Примеры упрощения задач теории переноса излучении при помощи теории размерностей приведены в 5.4, а рол1 излучения при анализе процессов переноса в пограничном слое у поверхности тела, обтекаемого с гиперзвуковой скоростью потоком воздуха, показана в 7.10. [c.178]

При дозвуковом обтекании сферы в окрестности лобовой критической точки рд. = V2Uoo// o, где иаа — невозмущенная скоаость потока, Г( — радиус сферы. При гиперзвуковом обтекании Рд. определяется по формуле Ньютона [в4]. [c.400]

Рис. 7.10.1. Сравнение конвективного (1) и лучистого (2) тепловых потоков для гиперзвукового аппарата, который входит в атмосферу Земли с первой космической скоростью при радусе затупления г, = 0,3048 м [18]

Измерения статической температуры в пограничном слое часто осуществляются косвенным образом с помощью датчика температуры торможения. Однако если температура и скорость потока велики или плотность потока и давление малы, как это наблюдается во лшогих гиперзвуковых аэродинамических трубах, то измерения с помощью обычных датчиков температуры торможения становятся весьма неточными вследствие потерь теплопроводностью и излучением. Кроме того, по мере уменьшения размера [c.401]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...