Обтекание симметричного профиля сверхзвуковое

Фпг. 152. Обтекание тонкого симметричного профиля сверхзвуковым потоком, направленным вдоль хорды БС. [c.373]

Используя приведенные выше уравнения, можно решать все задачи газодинамики сверхзвуковых скоростей. Ниже мы даем схему решения задачи об обтекании заостренного тела сверхзвуковым потоком. Для простоты решения рассмотрим случай обтекания симметричного профиля с нулевым углом атаки (рис. 80). [c.339]

Заключение. При обтекании малых неровностей трансзвуковым потоком газа в режиме свободного взаимодействия в случае ламинарных пограничных слоев во внешней потенциальной области возникают сверхзвуковые зоны. В рассматриваемом случае они замыкаются двумя ударными волнами, наклоненными в сторону набегающего потока. Численные расчеты показали хорошее качественное совпадение с экспериментальными данными [7], полученными при обтекании симметричного профиля. Такое совпадение говорит о том, что взаимодействие ударных волн, замыкающих сверхзвуковые зоны, с ламинарным пограничным слоем носит универсальный характер, и это связано с тем, что во внешней потенциальной области в результате влияния толщины вытеснения обтекается профиль с достаточно протяженным выпуклым участком. Однако в случае свободного взаимодействия качественные особенности течения легче изучать. Такое преимущество появляется в результате использования асимптотических методов. Взаимодействие может проводить не только к появлению системы скачков, замыкающих сверхзвуковые зоны, но и к появлению отрыва потока в вязком пристеночном слое. [c.58]

Рис. З.У11.12. К расчету обтекания симметричного профиля диссоциирующим сверхзвуковым потоком

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

Рис. 10.22. Схема сверхзвукового обтекания под нулевым углом атаки симметричного профиля, составленного из клина и криволинейных дужек

В качестве второго примера рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком под нулевым углом атаки симметричного профиля, составленного из двух симметричных криволинейных поверхностей 10.22). Различие между обтеканиями такого [c.43]

Подъемная сила создается крылом за счет разности средних давлений снизу и сверху. Если профиль крыла симметричный и угол атаки равен нулю (рис. 2.02), то обтекание является симметричным, давления под крылом и над ним одинаковы и подъемной силы не возникает. Это справедливо и для дозвукового обтекания, и для смешанного, и для сверхзвукового. Крыло симметричного профиля создает подъемную силу только при угле атаки, отличном от нуля. [c.52]

Речь идёт об обтекании газом, имеющим сверхзвуковую скорость, тупого (встречающего под прямым углом ось) профиля, симметричного относительно оси потока. Сосредоточим внимание на частице, движущейся по оси симметрии. На некотором расстоянии от профиля она пройдёт, как показывает опыт, сквозь поверхность сильного разрыва, а затем добежит прямолинейно до профиля в точке Мд его пересечения с осью симметрии с тем, чтобы после этого начать двигаться по криволинейной траектории, огибая профиль. Найдём давление в точке Мд. Еслн не учесть появления перед стенкой сильного разрыва, то давление в А1д следовало бы рассчитать просто по уравнению Бернулли, полагая в нём г = 0. Релей первый обратил внимание на появление поверхности разрыва и на связанное с ним изменение давления в Мд. Чтобы дать формулу Релея, предположим, что газ движется с постоянным давлением постоянной плотностью Р5 и постоянной скоростью Vx,. При этом [c.104]

Рассмотрим симметричное обтекание выпуклого профиля (гладкого или с угловой точкой, из которой выходит звуковая линия к ударной волне) равномерным сверхзвуковым потоком идеального газа с отошедшей ударной волной. Пусть функция тока равна нулю на критической линии тока. Ввиду симметрии будем рассматривать только верхнюю полуплоскость течения, в которой функция тока положительна. [c.258]

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком под нулевым углом атаки консоли крыла с симметричным профилем, представляющего собой треугольную поверхность, у которой одна из боковых кромок направлена по оси х. а задняя кромка удалена на бесконечность (такая консоль называется также треугольным полукрылом бесконечной длины, рис. 8.3.1). Если у такой поверхности перед- [c.303]

VIП.5. Найдите распределение давления, силу сопротивления и коэффициент этой силы для тонкого треугольного крыла с симметричным профилем при обтекании сверхзвуковым потоком (Мсо=1,3 роо= = 1 кГ/см k = p/ v=l,4) под нулевым углом атаки. Основные размеры этого крыла (рис. 2.У1П.З) следующие / = 6 м кр=5 м Ь =2 лг, А = 0,2 м. [c.396]

Существенный интерес представляют приложения теории свободного взаимодействия к течениям жидкости. В работах [25 —291 эта теория была применена к исследованию течения вблизи кормовой части пластины и профиля. В работах [27, 28] рассматривалось симметричное обтекание пластины. Как и для сверхзвуковых течений вблизи задней кромки, оказалось необходимым рассматривать три области узкий слой вязкого течения толщиной невязкое завихренное течение в области той же толщины, что и невозмущенный пограничный слой на пластине, и слабо возмущенный внешний потенциальный поток. Решение вверху по течению сращивалось с решением Блазиуса, а внизу по течению — с известным решением задачи для ламинарного следа [29]. [c.248]

При уменьшении давления р, в выходном сечении сопла скорость потока во всех его точках возрастает, пока не будет достигнута скорость-звука в двух симметрично расположенных точках вблизи места наибольшего сужения канала. При последующем уменьшении давления появляются (рис. 3.22.6) две местные сверхзвуковые зоны, замыкаемые при дальнейшем их развитии скачками уплотнения (рис. 3.22.7) здесь возникают те же вопросы о существовании непрерывного решения и о единственности решения, что и при обтекании профиля. При некотором значении местные сверхзвуковые зоны у обеих, стенок сливаются, так что звуковая линия пересекает канал по всей его ширине (рис. 3.22.8). [c.389]

При плоском симметричном обтекании равномерным сверхзвуковым потоком с отошедшей ударной волной вихрь на теле равен нулю, поэтому звуковая линия, выходящая из точки выпуклости профиля (где д/3/дв1 < [c.227]

Рассмотрим симметричное обтекание профиля равномерным сверхзвуковым потоком (рис. 9.4). Метод Фридрихса состоит в том, что поток всюду считается простой волной. (Простой волной называется потенциальное течение с прямолинейными характеристиками одного семейства [c.256]

Рассмотрим обтекание равномерным сверхзвуковым потоком профиля с изломом образующей (в точке излома угол выпуклый). Без ограничения общности возьмем симметричное обтекание, так что достаточно исследовать только верхнюю полуплоскость течения. Точка излома (обозначим ее через А) отделяет передний отрезок контура О А от заднего АЕ (О — передняя кромка профиля в случае присоединенной ударной волны или критическая точка — в случае волны отошедшей, Е — задняя кромка профиля). [c.261]

На рис. 4.1.61 приведена схема обтекания сверхзвуковым потоком заостренного профиля в виде симметричного ромба. На его нижней [c.209]

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

Найдите параметры сверхзвукового обтекания симметричного профиля (рис. 7.6), контур которого на переднем участке представляет собой клин с половиной угла при вершине (Зо = 0,26 рад, а на остальной части — параболическую кривую, описываемую уравнением у = 2с х Ь) (1 — х Ь), где с = 2 6 = 10. Число М набегающего воздушного потока = 5, угол атаки а - = 0 рад, отношение удельных теплоемкостей для воздуха k = jJ v = 1,4. [c.175]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Отметим теперь, и это является важным обстоятельством, что, в силу сверхзвукового характера потока, форма поверхности вдали от тела не влияет на течение вблизи головной части тела. Поток вблизи тела находится под влиянием лишь ограниченной, наиболее интенсивной части ударной волны. На этой части os9 будет отличен от нуля. При обтекании тупого профиля os ср будет близок к единице при симметричном обтекании клина os p будет близок к косинусу угла раствора клина и т, д. Поэтому, на некотором участке будет всегда достигаться [c.207]

Введение. Большинство результатов, достигнутых до настоягцего времени нри решении задач об обтекании тел сверхзвуковым потоком газа при наличии новерхности разрыва, относится к течениям, мало отличаюгцимся либо от поступательного течения, либо от обтекания угла (клина), либо от симметричного обтекания круглого конуса. Наиболее полно изучены плоские течения, близкие к поступательному (обтекание тонких профилей под малый углом атаки). Получены [1 приближения вплоть до малых величин четвертого порядка, считая за малую величину угол, который касательная к контуру профиля образует с направлением набегаюгцего потока. Пространственные течения, близкие к поступательному (обтекание тонких крыльев конечного размаха и тонких тел врагцения под малым углом атаки), изучены только в линейном ириближении. Почти во всех работах по исследованию течений газа, близких к обтеканию угла и конуса, уравнения газовой динамики, взятые в той или иной форме, линеаризуются но условиям за плоской или, соответственно, конической поверхностью разрыва. [c.443]

На примере симметричных профилей, реализующих при обтекании сверхзвуковым потоком минимум волнового сопротивления, показана ключевая роль ограничения на длину профилируемого тела. Из-за него оптимальные тела могут содержать задние торцы, появляющиеся как участки краевого экстремума. По предположению, они газом не обтекаются, а действующее на них донное давление задано и не зависит от формы искомой образующей и от ординаты у. При построении профилей, кроме их длины, обычно задаются площадь продольного сечения Г и другие изопериметрические условия. Даже при р+ = О задний торец необходимо вводить уже для весьма малых Г. Замена оптимальных образующих с торцом на псевдооптимальные с острой кромкой ведет к росту сопротивления на десятки и сотни процентов. Особое внимание уделено случаям, в которых например из-за подвода тепла в донную область, превышает давление набегающего потока Роо- Здесь задний торец есть всегда. При < о, где 0 зависит от р /роо, форма оптимальных образующих такая же, как в задаче без заданного Р, а оптимальная конфигурация представляет собой полую или частично полую галочку . [c.493]

Таким образом, если передняя кромка крыла с симметричным профилем является полностью или частично сверхзвуковой, то метод источников пригоден для исследования обтекання [c.333]

При угле атаки, равном нулю, подъемную силу не создает в случае сверхзвукового обтекания крыло не только симметричного, ноинесимметричного профиля (рис. 2.12) на переднюю часть верхней поверхности крыла, где избыточное давление положительно, действует сила, направленная вниз и примерно равная силе, создаваемой разрежением на задней поверхности и направлениой вверх. При дозвуковом обтекании разрежение создалось бы и над передней частью крыла. [c.53]

Последовательная смена режимов обтекания профиля при переходе скорости набегающего потока от дозвуковой к сверхзвуковой наблюдается и при симметричном обтекании тел вращения. При этом вследствие того, что стесняющее действие тела вращения при той же форме его меридианного сечения, что и у профиля, проявляется слабее (поток имеет юзможность растекаться от оси тела во все стороны), нижнее критическое число Маха для тела вращения будет большим, а верхнее критическое число Маха (если оно существует)— меньшим, чем для профиля. [c.389]

А. А. Никольским и Г. И. Тагановым [70] (см. гл. 6, 3) было показано, что потенциальное течение в местной сверхзвуковой зоне (в зоне 1) разрушается, если произвести спрямление произвольного участка контура, ограничивающего эту зону. Ниже приводится родственный результат для случая симметричного обтекания гладкого выпуклого профиля равномерным сверхзвуковым потоком с отошедшей ударной волной. [c.239]

Прежде чем приступить к анализу полученных результатов, обратимся к результатам экспериментов 7 . Для ламинарных пограничных слоев в трансзвуковом течении они следующие на исследуемых профилях (12%-ный симметричный двуяковыпуклый профиль, составленный из дуг окружности, число Рейнольдса ке = 10 ) сверхзвуковая зона замыкается двумя или более ударными волнами, которые наклонены вверх по течению. При переходе через первую ударную волну давление увеличивается, число Маха уменьшается, но течение остается сверхзвуковым. Таким образом, вниз по течению от первой ударной волны также образуется замкнутая сверхзвуковая область. Ее размеры намного меньше первой сверхзвуковой зоны. В месте падения первой ударной волны пограничный слой утолщается. Форма утолщения имеет малый радиус кривизны и при ее обтекании возникает волна разрежения, которая приводит к понижению давления. В этой сверхзвуковой области возникает вторая ударная волна. Если течение за ней сверхзвуковое, то процесс повторяется до тех пор пока за ударной волной скорость потока не станет дозвуковой. Распределение давления на поверхности пограничного слоя носит непрерывный характер. [c.54]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...