Сверхзвуковое течение передней частью

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]

Наконец, интересный результат более частного характера получен для течений около тонких препятствий при больших вначениях местного числа Рейнольдса, когда для основной части возмущенной области справедливы уравнения Эйлера. Оказалось, что знак возмущений давления, вызываемых на передней части препятствия, зависит от параметра, равного отношению площади поперечного сечения препятствия к характерной площади сечения пограничного слоя Ве- . Если этот параметр мал, то препятствие индуцирует разрежение, так как взаимодействие распространяется лишь на дозвуковую часть профиля пограничного слоя. Напротив, при больших значениях параметра обязательно реализуются возмущения сжатия, а на взаимодействие в основном влияет внешний сверхзвуковой поток. [c.265]

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]

Постановка задачи. Следуя сказанному выше, рассмотрим движение в газе со скоростью V тела, у которого обращенные вперед элементы поверхности образуют малые углы с направлением движения. Исключение пусть составляет лишь небольшая передняя часть тела - затупление. Размер затупления будем считать настолько малым, чтобы им можно было пренебрегать при рассмотрении течения в области с размерами порядка продольного размера тела. Действие же затупления на поток, которое, несмотря на малую величину затупления, может проявляться в области больших размеров, заменим действием сосредоточенных сил, приложенных к газу со стороны затупления. Величину сосредоточенных сил нужно считать известной из опыта или из теоретического рассмотрения течения в окрестности переднего конца тела. При большой сверхзвуковой скорости эти силы могут быть определены, например, по формуле Ньютона. [c.293]

Исследование проведем на примере задачи о сверхзвуковом течении около тела сравнительно простой формы, показанного на рис. 3.1. Пусть передняя и задняя части тела — плоские пластины. Угол между ними 0(1), а в области поворота характерное значение кривизны контура имеет порядок к Далее показано, что основные [c.73]

При обтекании гладкого тела равномерным сверхзвуковым потоком возникает отошедшая ударная волна, за которой вблизи передней части тела течение дозвуковое. Область дозвукового течения ограничена поверхностью тела, ударной волной и одной или несколькими звуковыми поверхностями, так как при обтекании тел достаточно сложной формы в дозвуковой области [c.220]

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]

Это и есть формула Ньютона. Из этой формулы следует, что только головная часть испытывает давление. Граница передней части тела, которая испытывает столкновение с частицами, определяется условием а = 0. Остальная часть тела находится в его аэродинамической тени и, согласно теории Ньютона, давление на поверхности этой части тела равно нулю. Но на самом деле, на этом участке поверхности имеет место обтекание тела. Теория Ньютона не позволяет учесть также пространственный характер обтекания тел. Например, давления, производимые газом, движущимся с некоторой скоростью и, на клин и конус с одинаковым углом раствора по этой теории оказываются равными. Гипотеза Ньютона о природе газа, на основе которой получена формула для давления (9.2), не отражает действительные свойства газов. Поэтому не удивительно, что эта формула во многих случаях не подтверждается опытом (Ньютон высказывал сомнение в возможности практического применения этой формулы). Однако при обтекании тел с очень большими сверхзвуковыми скоростями формула (9.2) может быть пригодной для вычисления давления, оказываемого потоком на переднюю часть тела. В этом случае ударная волна близко примыкает к головной части тела, и весь поток за ударной волной сосредоточен в узком слое. Поэтому частицы газа после ударной волны близко подходят к поверхности тела и затем обтекают его, оставаясь в этом узком слое. Следовательно, когда соблюдены приведенные выше условия течения газа за ударной волной, можно ожидать, что давление, подсчитанное по формуле (9.2), будет находиться в удовлетворенном согласии с действительностью. Расчеты и эксперименты подтверждают это предположение. [c.416]

Поведение кривых 1-8 для данного варианта обтекания крыла в режиме сверхзвуковых кромок связано с интерференцией потоков от передней и задней его частей В этом случае течение на наветренной и подветренной передней части крыла известно. Это течение с переменными параметрами в центральной части крыла в конусе Маха и примыкающие к нему наклонные ударные волны или волны разрежения для наветренной или подветренной сторон крыла соответственно. При этом на подветренной стороне крыла границы конуса Маха могут быть слабыми ударными волнами. На самих кромках крыла существует скачок параметров течения при переходе с одной поверхности крыла на другую. Когда поверхность крыла претерпевает излом, указанные выше решения являются начальными условиями для обтекания задней части крыла в плоскости, проходящей через линию излома. В этом случае крыло по линии излома обтекается потоком газа, возмущенным носовой частью, а боковые кромки - невозмущенным набегающим потоком. [c.169]

Для иллюстрации важности этого преимущества можно сказать, что если в рабочем колесе вентилятора, работающем с окружной скоростью 427 м/с, вместо средней линии профиля, построенной из дуги окружности, использовать среднюю линию, имеющую прямолинейный участок в передней части, то можно повысить КПД вентилятора на 2% и улучшить его запас устойчивости на 8%, Графики, представленные на рис. 11.9 [11.29], демонстрируют этот эффект. Здесь доля сверхзвуковой зоны определяется как отношение длины, средней линии, соответствующей области сверхзвукового течения, к ее общей длине. Запас устойчивости характеризуется тем, насколько (в %) отношение массового расхода воздуха к степени повышения давления на расчетном режиме работы превосходит величину этого отношения в момент возникновения срыва. [c.327]

Если в дозвуковом потоке давление в задней кормовой части профиля восстанавливается и создает силу, противодействующую главному вектору сил давлений в передней лобовой части профиля, то при сверхзвуковом обтекании такого уравновешивания не происходит. В кормовой расширяющейся области течения имеет место явление, подобное наблюдаемому в сопле Лаваля сверхзвуковой поток при расширении ускоряется, давление в кормовой части не восстанавливается, а продолжает уменьшаться, что приводит к дополнительной отсасывающей силе, направленной вниз по потоку. Таким образом, в отличие от дозвукового потока, главные векторы сил давления по лобовой и кормовой части поверхности профиля друг друга не уничтожают, а, наоборот, складываются. образуя суммарную силу волнового сопротивления. [c.221]

Часть передней кромки от /1 до В назовем сверхзвуковой передней кромкой. Здесь течение будет такое же, как у передней кромки обычного сверхзвукового крыла бесконечного размаха. Для этой передней кромки имеет место конечная плотность подъемной силы, определяемая нормальной составляющей скорости потока и местным углом атаки. [c.42]

При сверхзвуковом обтекании граничные условия достаточно задать лишь на передней представляющей интерес части тела (например, аа на рис. 4,1) с тем однако, чтобы область определенности решения (левее характеристик ас, а с или соответствующей характеристической поверхности в пространственном течении) полностью содержала бы дозвуковую область течения около тупого тела. Кроме того, нужно иметь уверенность, что хвостовая часть тела не влияет на предшествующее течение, например, через зоны отрыва (т. е. что точка отрыва с1 лежит вниз по течению от точки а). [c.112]

При сверхзвуковом, в общем случае—несимметричном, обтекании тела с затупленной головной частью, как и в случае описанного выше симметричного обтекания заостренного впереди тела с углом отклонения потока у передней кромки, большим предельного, перед телом образуется отошедшая головная волна (рис. 3.14.10). Набегающий поток до скачка остается невозмущенным за центральной частью скачка скорость газа становится дозвуковой, так что течение в целом является смешанным. Из-за того, что скачок искривлен, интенсивность его переменна поэтому энтропия газа в течении за скачком различна на разных линиях тока и, следовательно, течение становится вихревым (1.22)). [c.304]

Все, или почти все, что сказано выше о выборе схемы течения для чисто дозвуковых течений, относится и к обтеканию тел в случаях, когда в части области течения достигается сверхзвуковая скорость или когда набегающий на тело поток имеет сверхзвуковую скорость. В таких случаях течение осложняется тем, что в потоке могут возникать скачки уплотнения, а при их пересечении—и начинающиеся от линии пересечения скачков внутри области течения поверхности тангенциального разрыва. При пересечении скачков внутри области течения или при образовании присоединенных скачков у передней кромки обтекаемого тела или у линии излома его поверхности, а также и в некоторых других случаях возникает, как уже говорилось ранее, проблема выбора принадлежности уходящих скачков к сильному или слабому семействам формулировка задачи должна содержать условия, позволяющие делать этот выбор. [c.331]

Но и в тех случаях, когда приняты условия подобного выбора, решение задачи может не быть однозначным. Так, например, при сверхзвуковом обтекании тела вращения с внутренним каналом могут реализоваться, по крайней мере два существенно различных режима течения (рис. 3.17.6). В первом из них (рис. 3.17.6, а) образуется отошедший скачок уплотнения с областью дозвукового течения между его центральной частью и местом наибольшего сужения канала. Во втором течении (рис. 3.17.6, б) скачок присоединен к передней кромке тела и скорость газа внутри канала всюду сверхзвуковая. [c.331]

Рассмотрим сверхзвуковое стационарное течение около затупленного тела под углом атаки. Предположим, что течение в передней дозвуковой части области известно и известны значения зависимых переменных, включая положение ударной волны и ее наклон, вдоль всей плоскости 2 = 2о в сверхзвуковой части потока. [c.216]

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]

При сверхзвуковых числах Маха потока на входе возникают дополнительные осложнения. Для области входа в решетку они связаны, главным образом, с ударными волнами, возникающими на передних кромках лопаток. Эти ударные волны отражаются от верхней стенки рабочей части трубы и могут привести к искажению поля течения перед решеткой. Поэтому в рабочей части аэродинамической трубы необходимо управление течением с помощью щелей или проницаемых стенок. [c.107]

В некоторых случаях процессы тепломассопереноса имеют ярко выраженный двухмерный характер, например, при транспирационном охлаждении передней части затупленных тел, обтекаемых высокоскоростным потоком. Для них характерно резкое уменьшение расхода охладителя вдоль внешней поверхности в направлении от лобовой точки давления окружающей среды и плотности теплового потока. Особенно значительное воздействие оказывает изменение внешнего давления, что приводит к существенному усложнению поля течения охладителя. Рассмотрим это на примере полусферической пористой оболочки [29, 30]. Полусферическая стенка обтекается сверхзвуковым потоком газа, распределение давления в котором вдоль поверхности р задается модифи- [c.73]

Мы номним, что, но крайней мере, в соответствии с теорией несжимаемых невязких жидкостей, давление на передней и задней частях обтекаемых участков уравновешивает друг друга (рис. 44), как предсказано теоремой Даламбера. Очевидно, что эта теорема не применима к сверхзвуковому течению. Для низких скоростей мы обычно используем профиль крыла с затупленной носовой частью основное требование к приданию обтекаемой формы — острая задняя кромка. Для сверхзвуковых скоростей затупленная носовая часть довольно невыгодна из-за большого угла наклона, который она влечет при этом острая задняя кромка почти не помогает, потому что мы не можем избежать отрицательного давления на задней части профиля. Важнейшим требованием для профилей сверхзвуковых крыльев является малая относительная толщина, т. е. малое значение отношения между максимальной толщиной и длиной хорды. [c.117]

При строгой математической постановке задачи о течении в трансзвуковой области при сверхзвуковом обтекании тупого тела помимо полной системы уравнений следует задать лишь условия обтекания, соотношения на ударной волне и условия на передней части тела, минимальный размер которой заранее неизвестен никаких других условий, например, в районе предельных характеристик или звуковой линии ставить не тре буется. [c.152]

Пусть для простоты передняя часть тела представляет собой плоскую пластинку или клин в равномерном сверхзвуковом потоке. Для осесимметричного течения около кругового конуса следует предполагать, что радиус дна значительно больше характерного размера возмущенной области и что применимо преобразование Степанова-Манглера. Предположим в начале, что донное давление меньше давления на боковой поверхности тела на 0(1). Разрежение по дозвуковым струйкам тока распространяется вверх по потоку. Сечение дозвуковых струек тока уменьшается при разгоне. Это приводит к отклонению сверхзвуковой части течения в сторону стенки и образованию волн разрежения. Согласно теории невязких сверхзвуковых течений при Ар 0(1) во внешнем сверхзвуковом потоке (область 1 на рис. 3.6) у/и) 0(1). Толщина [c.83]

Фиг. 120. end показывают схематично дпа типа околозвукового теч( нпя. На фиг. 12U, с скорость в потоке дозвуковая, а над частью п()Вор. ности существует сверх-звугчовая об.част ., ограниченная ударной волной с по-следующил доз1зу чивым течением. На фпг. 120, d невозмущенный поток имеет сверхзвуковую скорость, ио головная волна отделяется от профиля и над передней частью профиля простирается (область дозвукового потока. В настоящее время из этих двух случаев случай с является наиболее важным для приложений к авиационной технике и будет позже рассмотрен нс сколько подробнее. [c.309]

Важным свойством течения с отошедшей ударной волной является сундествование дозвуковой области, т. е. области, в которой число Маха меньше единицы (см. рис. 4.1). Такие области появляются позади ударной волны, если угол между нормалью к волне и направлением внешнего потока больше некоторой величины, зави-сяш.ей от числа Маха на бесконечности. Дозвуковая область (Л1< <1) располагается в передней части тела ударной волны. Затем течение между ударной волной и телом разгоняется и снова становится сверхзвуковым. Внутри потока возникает звуковая поверхность 5, на которой число Маха равно единице. Дозвуковая область расположена между поверхностью тела, ударной волной и звуковой поверхностью 5. [c.198]

Таким образом, при сверхзвуковом обтекании тела перед ним возникает ударная волна ее называют головной. П ри обтекании тела с тупым передним концом эта волна не соприкасается с самим телом. Спереди от ударной волны поток однороден, а позади нее движение меняется, и поток огибает обтекаемое тело (рис. 127, а). Поверхность ударной волны уходит на бесконечность, причем вдали от тела, где интенсивность волны мала, она пересекает направление набегаюидего потока под углом, близким к углу Маха. Характерной чертой обтекания тела с тупым концом является существование дозвуковой области течения за ударной волной — позади наиболее выдающейся вперед части ее поверхности эта область простирается до обтекаемого тела и, таким образом, ограничена поверхностью разрыва, поверхностью тела и боковой звуковой поверхностью (пунктирные линии на рис. 127, а). [c.638]

Результаты экспериментального исследования межлопаточного канала активнш сверхзвуковой решетки, построенной по методу вихря с косым скачком на входе, полученные А. М. До-машенко, М. Ф. Жуковым и Ю. Б. Елисеевым в 1952 г., приведены на рис. 10.59 и 10.60 при расчетном числе Маха М] = 1,7 (А1 = 1,48). Клиновидная передняя кромка имела угол V = 5° и соответственно расчетное значение числа после косого скачка составляло 1,488 (А1= 1,357). Фотография течения (рис. 10.59) показывает наличие во входной части канала косого скачка, положение которого близко к расчетному. Линии слабых разрывов в последующем течении внутри межлопаточного канала по форме близки к характеристикам потенциального вихря. Рас- [c.81]

Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси [20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущаюнщх поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2) она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. [c.204]

Представленные на рис. 2.21 данные иллюстрируют достаточно сложную картину течения. В начальной части канала реализуется как бы течение с косым скачком уплотнения, исходящим из передней кромки и обусловленным начальным пограничным слоем. Далее в шз по потоку возникает периодическая картина изменения газодинамических величин, связанная с отражением и взаимодействием скачков. Вследствие падения скачков на пограничный слой в окрестности сечегая х = 2ш стенке возникает отрыв потока на оси канала течение всюду является сверхзвуковым. [c.172]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...