Конус в сверхзвуковом потоке

Рис. 10.2. Круглый конус в сверхзвуковом потоке

Рис. 1. Профили скорости и температуры в пограничном слое на поверхности острого конуса в сверхзвуковом потоке гааа.

Рис, 10. Сравнение теоретических и экспериментальных данных для величины коэффициента сопротивления конуса в сверхзвуковом потоке с малыми числами Рейнольдса. [c.533]

Острые круговые конуса часто используются в качестве отдельных элементов сверхзвуковых летательных аппаратов, поэтому обтекание их изучено теоретически и экспериментально в достаточно широком диапазоне изменения определяющих параметров задачи (см например, [1, 2]). Согласно этим исследованиям, структура поля течения около кругового конуса в сверхзвуковом потоке определяется в первую очередь углом атаки а, хотя и другие параметры подобия оказывают на нее свое влияние. [c.123]

Рис. 9.4. Эффективность тепловой завесы на поверхности конуса в сверхзвуковом потоке

Таким образом, в сверхзвуковом потоке исходящее из некоторой точки возмущение распространяется только вниз по течению внутри конуса с углом раствора тем меньшим, чем меньше отношение с/у. На всей области потока вне этого конуса возмущение в точке О не отразится вовсе. [c.442]

Таким образом, мы полностью определили движение газа на расстояниях г от оси, больших по сравнению с толщиной тела ). Исходящие от тела возмущения в сверхзвуковом потоке распространяются, разумеется, только в область позади конуса х — [c.644]

В сверхзвуковом потоке, т, е. при w4> с, дифференциальное уравнение (9.75) решается методом характеристик. Чтобы дать понятие об этом методе, рассмотрим распространение слабых возмущений в сверхзвуковом потоке газа. Слабые возмущения, как мы знаем из 9.3, распространяются в газе со скоростью звука. Это означает, что если в данной точке потока газ подвергается слабому возмущению, то влияние этого возмущения распространяется только вниз по течению, так что возмущенная зона будет представлять собой вначале конус с вершиной в точке, где возникло возмущение. Для угла раствора этого конуса 2а справедливо соотношение sin а == IW, а на боковой поверхности конуса составляющая скорости газа, перпендикулярная к поверхности конуса (или, что то же самое, к линии слабых возмущений), равна местной скорости звука, т. е. Wn = с если бы это было не так, то линии слабых возмущений не занимали бы устойчивого положения. Поверхность, ограничивающую область потока, куда достигает исходящее из данной точки возмущение, называют характеристической поверх-ностью. [c.329]

Характер возмущений (см. рис. 4.1, а) соответствует дозвуковой скорости движения газа (V <С а), так как фронт малых возмущений, двигаясь со скоростью звука, распространяется навстречу потоку. В случае, показанном на рис. 4.1, б, скорость потока равна скорости звука V = а) и возмущения перемещаются только по потоку. На рис. 4.1, O изображен вид распространения звуковых возмущений в сверхзвуковом потоке V > а), поэтому все слабые возмущения находятся в пространстве (конус Маха), ограниченном образующими — прямыми AB и АС. [c.107]

По этой причине в сверхзвуковом потоке влияние концов крыла наблюдается только на части поверхности, в областях, ограниченных конусами возмущения, проведенными через передние кромки концевых сечений. [c.213]

За пределами конусов возмущения сверхзвуковой поток остается невозмущенным, поэтому добавочный потенциал в этой области, включая границу конуса, равен нулю, т. е. граничное условие [c.365]

Если на течение, изображенное на рис. 83, наложить постоянное поле скоростей — и а, то среда, заполняющая все прост-двигаться с постоянной сверхзвуковой скоростью Т1о вдоль отрицательной оси х, а источник возмущений будет покоиться. Возмущения от источника, расположенного в точке М2, в сверхзвуковом потоке будут сказываться только внутри поверхности конуса Маха с вершиной в точке М2, расширяющегося вниз по потоку, а перед этим конусом Маха будет иметь место поступательное невозмущенное движение среды с постоянной скоростью Т1о. Параметры движения среды в произвольной точке сверхзвукового потока могут изменяться только от возмущений, возникающих в точках, лежащих внутри поверхности конуса Маха с вершиной в рассматриваемой точке и расширяющегося вверх по потоку. [c.220]

МАХА КОНУС — конич. поверхность, ограничивающая в сверхзвуковом потоке газа область, в к-рой [c.75]

Рассчитан также ламинарный пограничный слой в сверхзвуковом потоке на конусе с присоединенным скачком уплотнения и вдувом гелия, при угле раствора конуса, меньшем критического угла. [c.330]

Покажем, что распространение малых звуковых возмущений в сверхзвуковом потоке происходит внутри конуса с углом полураствора [c.103]

РАСЧЕТ НЕСТАЦИОНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ НА КОНУСЕ, СОВЕРШАЮЩЕМ ПЛОСКИЕ КОЛЕБАНИЯ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ [c.144]

Летательные аппараты, движущиеся в атмосфере Земли, обычно совершают колебания с небольшой амплитудой около нулевого угла атаки. Возникающие при этом аэродинамические силы и моменты, обусловленные нестационарными газодинамическими параметрами, могут существенно повлиять на траекторию движения изделия. В главе 5 описан метод расчета нестационарных параметров невязкого течения. В данной главе приведен метод расчета параметров нестационарного пограничного слоя на затупленном конусе, совершающем малые колебания в сверхзвуковом потоке. [c.144]

Таким образом получено теоретическое подтверждение того факта, что основной причиной потери динамической устойчивости конусов с коническими стабилизаторами в сверхзвуковом потоке является инерционность отрывной зоны, т. е. динамический гистерезис ее геометрических и газодинамических параметров. [c.166]

Если в струе, движущейся со скоростью, меньшей скорости звука (дозвуковое течение), возникшие возмущения могут распространяться в любом направлении (их скорость равна скорости звука), то в сверхзвуковом потоке возмущения могут двигаться либо по потоку, либо в некоторых направлениях, определяемых конусом возмущений (конусом Маха). Синус половинного угла при вершине этого конуса определяется отношением скорости звука к скорости потока. Распространение возмущений под углами, превышающими угол Маха, невозможно, так как возмущения сносятся потоком. Поэтому движение газа при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях существенно различно. [c.11]

Распределение скоростей возмущения и распределение проносимого горизонтального количества движения, вызываемого тонким телом в сверхзвуковом потоке, показано на фиг. 4. Отметим, что в этом случае возмущения, создаваемые телом, распространяются внутри конуса Маха, выходящего из заднего конца тела. [c.17]

В той же работе рассчитан ламинарный пограничный слой в сверхзвуковом потоке воздуха на конусе с присоединенным скачком уплотнения и вдувом гелия. Такой расчет оказался возможным потому, что при сверхзвуковом обтекании конуса давление вдоль его поверхности не изменяется до тех пор пока угол раствора конуса меньше критического угла. В этом случае развивается коническая ударная волна, а между числами М1 до скачка и Мо за скачком существует следующее соотношение (рис. 8-13) [c.293]

Итак, малые возмущения в сверхзвуковом потоке могут распро страняться лишь в указанном конусе. [c.511]

Важно заметить, что если крыло конечного размаха находится в сверхзвуковом потоке, то влияние каждой точки поверхности крыла бу-, дет сказываться только внутри конуса возмущений с вершиной в этой точке, а все крыло будет находиться внутри огибающей поверхности конусов с вершинами на передней кромке. Полный угол раствора конусов равен 2[Х1, где [c.466]

ОС — образующая обтекаемого кону- са. Течение между конусом и ударной волной сверхзвуковое. Эксперименты подтверждают, что указанная картина обтекания имеет место при не слишком большом угле раствора обтекаемого конуса в достаточно большом диапазоне сверхзвуковых скоростей газа. Для простоты мы не будем изучать влияние донного среза обтекаемого конуса на сверхзвуковой поток за ударной волной и поэтому конус можно считать бесконечным. Во всех точках конической ударной волны параметры потока, в том числе и энтропия, изменяются скачком на одну и ту же величину. Следовательно, за скачком уплотнения энтропия всех частиц газа одинакова и, согласно (3.17), течение потенциально. [c.385]

В качестве примера рассмотрим задачу о пограничном слое на поверхности кругового конуса, обтекаемого сверхзвуковым потоком вдоль оси конуса (рис. 140). [c.553]

Рис. 9-4, Эффективность тепловой завесы иа поверхнссти конуса в сверхзвуковом потоке.

На рис. 10 в качестве примера приведено заимствованное из работы В. С. Галкина и др. (1965) сравнение теоретических (по В. С. Николаеву, 1962) и экспериментальных данных для величины сопротивления конуса в сверхзвуковом потоке с малыми числами Рейнольдса. Эти данные приведены в виде зависимостей jQ — F (0 1/ Reo), где 9 — угол полурас-iTBopa конуса. Reo — Р > ооХ /цо, а Цо коэффициент вязкости при температуре торможения. Заметим, что с точностью до постоянного множителя e l Reo что соответствует закону подобия В. В. Лунева (1959). [c.532]

При измерении скорости в сверхзвуковых потоках поверхность насадка тщательно обрабатывается и полируется. Приемные отверстия делаются с особой аккуратностью, так как при сверхзвуков)Ых скоростях заусенцы, рваные кромки и неровности в зоне приемных отверстий возмущают поток и приводят к большим погрешностям измерения статического давления. Необходимо, чтобы угол заострения головки насадка статического давления был меньше предельного угла, при котором возникает отсоединенная волна на конусе. Необходимо также предусмотреть чтобы ударная волна, возникающая перед носиком насадка, дойдя до стенки канала или расположенного рядом препятствия, отражалась не в зону расположения приемных отверстий, а к державке приемника. Измере- [c.199]

В сверхзвуковом потоке влияние концов крыла наблюдается только на той части поверхности, которая нахэдится в области, ограниченной конусами возмущения, проведенными через передние кромки концевых сечений (рис. 8.24). [c.236]

Размеры зоны взаимного влияния крыла и корпуса в сверхзвуковом потоке обусловлены действием аэродинамического закона, в соответствии с которым возмущения распространяются только вниз по потоку в пределах конусов Маха с полууг-лом при вершине роо= ar sin (1/Мос). На плоском крыле эта зона представляет собой треугольник с вершиной в начале бортовой хорды (рис. 11.19), а на цилиндрической поверхности корпуса такая зона ограничивается линией пересечения конуса Маха с цилиндром. При этом, согласно аэродинамической теории тонкого тела, нагрузки, индуцируемые крылом, распространяются но корпусу на площади, расположенной непосредственно под консолями (участок AB D на рис. 11.19). [c.603]

При испытании в струе высокотемпературного воздуха моделей из графитоподобных материалов в виде затупленного конуса уже при давлениях заторможенного потока, превышающих 2-10 Па, был отмечен механический унос (он равен разности измеренного и расчетного значений скорости уноса массы). Это явление, вероятно, связано с эрозией отдельных частиц в условиях высоких сдвигающих напряжений потока [Л. 7-11]. В другой работе [Л. 7-12] отмечено, что унос графита в виде твердых частиц, имеющих диаметр порядка половины диаметра зерна наполнителя, происходил в сверхзвуковом потоке при давлении торможения ре = 5,6-10 Па. [c.186]

КОНИЧЕСКОЕ ТЕЧЕНИЕ — класс автомодельных сверхзвуковых установившихся движений идеального газа (см. Автомодельное течение), отличающихся тем, что все параметры газа, характеризующие течение (скорость, плотиость, давление и т. д.), сохраняются постоянными на лучах (прямых линиях), проходящих через одпу точку в пространстве, н могут изменяться лишь нри переходе от одного луча к другому. Простейшее К. т. возникает при обтекании прямого кругового конуса равномерным сверхзвуковым потоком, причём ось конуса либо параллельна направлению потока (осесимметричное К, т.), либо составляет с ним нек-рый угол (пространственное К. т. или обтекание конуса иод углом атаки). При осесимметричном обтекаиии конуса равномерный сверхзвуковой поток тормозится сначала в конич. ударной волне, присоединённой к вершине конуса, а затем в конич. волне сжатия, примыкающей к ударной волне, осуществляется дальнейшее изоэнт-ропийное торможение и дополнит, поворот потока до направления, соответствующего направлению поверхности обтекаемого конуса (рис. 1 к ст. Автомодельное течение). [c.441]

G этой целью тупой носок тела, или превосходявдий допустимый угол раствора клина или конуса, заменяют заостренной, постепенно расширяющейся иглой , на поверхности которой в сверхзвуковом потоке образуются слабые скачки со сравнительно малыми углами р. Как это видно из ранее выведенной формулы (82), потери механической энергии благодаря наличию у числа Маха М] множителя sin р при этом будут снижаться. [c.242]

Вихрт, сходящие с тела в сверхзвуковом потоке. Здесь угол атаки равен 35°, а число Маха свободного потока равно 1,6, так что компонента числа Маха, нормальная к оси тела, равна 0,92. Поэтому в подветренной области головная ударная волна вниз по потоку отодвигается все дальше от цилиндра. Слабая ударная волна отходит от линии сопряжения конуса с цилиндром. Другие ударные волны появляются между задней кромкой тела и рядом поочередно сходящих с нее вихр . Фото К. О. ТЬотзоп [c.55]

Экспериментальные исследования трехмерных течений взаимодействия проводились на простейших примерах наклонный цилиндр на пластине, цилиндр на конусе, имитирующий затупленную кромку крыла или руля [1—4, 7, 16], поперечная струя, вытекающая в сверхзвуковой поток из отверстия в пластине или конусе [5, 8, 10, 11], треугольное нолукрыло, установленное на пластине или конусе [17, 18], тупоносые полуконусы, установленные на пластине [121, и др. [c.291]

Из сказанного ясно, что в дозвуковом потоке (V<. ) вектор V+ n может иметь любое направление, в то время как в сверхзвуковом потоке (V> ) вектор V+ n (при любом налравлении п) будет лежать внутри конуса (или на его поверхности) с вершиной в источнике возмущений О и с образующей, касающейся сферы радиуса с с центром в конце вектора V. Угол а полураствора этого конуса определяется равенством [c.511]

В. Хантцше и Г. Вендт рассчитали осесимметричный пограничный слой на круглом конусе, обтекаемом сверхзвуковым потоком в осевом направ- [c.338]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...