Обтекание ромбовидного профиля сверхзвуково

Рис. 10.20. Схема сверхзвукового обтекания ромбовидного профиля под

Рис. 10.21. Теневые фотографии сверхзвукового обтекания ромбовидного профиля под нулевым углом атаки при М) = 1,7. Полу-угол при вершине ромба а) ы = = 7°, б) (й = 12°, в) ш = 14°

Рассмотрим сверхзвуковое обтекание ромбовидного профиля при нулевом угле атаки (рис. 2.15). Как нам уже известно, на передние поверхности (/—2 и /—3) действуют положительные избыточные давления, а на задние 2—4 и 3—4) — отрицательные. И те и другие создают сопротивления давления — волновое сопротивление Qb. Точно так же нетрудно обнаружить волновое сопротивление и по картинам давления на рис. 2.07 и 2.08. [c.59]

Рис. 5-41. Спектр обтекания ромбовидного профиля потоком сверхзвуковых скоростей.

Рассмотрим сначала простейший случай — обтекание симметричных сверхзвуковых профилей под нулевым углом атаки. Выберем в качестве первого примера ромбовидный профиль. [c.41]

Пусть на неподвижный ромбовидный профиль натекает равномерный сверхзвуковой поток под углом атаки t = 0 (рис. 10.20). В силу симметрии достаточно рассмотреть лишь обтекание верхней стороны профиля. У передней кромки профиля в точке А возникает косой скачок уплотнения, так как поток набегает на клин с углом 2св при вершине. Пройдя через этот косой скачок, поток поворачивается на угол и и становится параллельным отрезку АВ. Статическое давление рг и приведенную скорость в потоке I2 вдоль отрезка АВ можно определить по формулам для косого скачка уплотнения (см. гл. III). Далее [c.41]

Приведенные на рис. 10.21 фотографии сверхзвукового обтекания в аэродинамической трубе ромбовидных профилей разной толщины при нулевом угле атаки подтверждают описанную выше картину течения. На каждой из этих фотографий отчетливо видны скачки уплотнения у носка профиля, пучки волн Маха у верхнего и нижнего выпуклых углов профиля п волны Маха, отходящие от неровностей на стенках аэродинамической трубы, по наклону которых можно судить о скорости потока в трубе. [c.42]

Рис. 2.07. Сверхзвуковое обтекание крыла ромбовидного профиля

Рис. З.УШ.Ю. К расчету обтекания треугольного крыла с симметричным ромбовидным профилем, дозвуковыми передними и сверхзвуковыми средними кромками

Рис. З.УП1.12. К расчету обтекания треугольного крыла с симметричным ромбовидным профилем и сверхзвуковыми передними и средними кромками

Из рис. 2.07 и 2.08 видно, что при сверхзвуковом обтекании крыльев ромбовидного и чечевицеобразного профилей, установленных под положительным углом атаки к потоку, средние давления снизу больше, чем сверху. Значит, эти крылья создают подъемную силу. [c.53]

Можно показать (мы этого делать не будем), что формула (2.16) справедлива для сверхзвукового обтекания не только тонкой пластинки, но и крыльев ромбовидного, чечевицеобразного и других профилей. Однако при ее выводе не учитывались некоторые факторы, в частности уменьшение подъемной силы вблизи концов крыла поэтому она дает заниженные результаты (на 10—15%). При числах М менее 1,4—1,5 формула становится малонадежной, так как обтекание может получиться не сверхзвуковым, а смешанным. [c.65]

При обтекании плоского ромбовидного тела в окрестности его задней кромки образуется хвостовой скачок (рис. 9.3). В зависимости от скорости и угла наклона профиля в задней кромке может осуществляться режим сверхзвукового скачка, либо дозвукового скачка ( отошедшего от оси симметрии). [c.255]

Фиг. 207. Оптическая картина сверхзвукового обтекания ромбовидного профиля на нулевом угле атаки при Мд = 1,7. а) Полуугол при верпшнв ромба <11 = 7 , 6) <а = 12 , в) (11 = 14°.

Книга допо.лнена оптическими фотографиями сверхзвукового обтекания клина, конуса, тупоносых осесимметричных, плоских тел и ромбовидных профилей и сверхзвуковых струй в камере смешения эжектора почти все эти фотографии являются кадрами из звукового кинофильма Вопросы газовой динамики , снятого в 1951 г. Московской киностудией научно-популярных фильмов. [c.6]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...