Ударные волны кромкой

На создание ударной волны расходуется часть энергии движущегося тела. Этот новый вид сопротивления среды, которое возникает при быстром движении тел, называется волновым сопротивлением. При скоростях, превышающих скорость звука, этот вид сопротивления имеет решающее значение. Величина волнового сопротивления зависит от формы не задней (как в случае обтекания), а передней части тела. Для ослабления возникающей ударной волны, а значит и волнового сопротивления, передняя часть тела (у которой возникает ударная волна) должна быть заострена. Например, у самолетов, летающих со сверхзвуковыми скоростями, передняя кромка крыльев делается гораздо более тонкой, чем у самолетов, скорости которых меньше скорости звука. [c.585]

При сверхзвуковых скоростях наблюдается монотонное падение коэффициента подъемной силы с ростом скорости набегающего потока. По мере увеличения числа М] разница между расчетом и экспериментом уменьшается и практически исчезает, начиная с некоторого числа М = М кр > 1,0, при котором ударная волна достигает передней кромки и профиль начинает обтекаться чисто сверхзвуковым потоком. При числах М1 больших М] р коэффициент подъемной силы с ростом скорости уменьшается в соответствии с формулой (73) пропорционально ij]/ М1— 1. [c.60]

При малых углах атаки ударная волна состоит из двух ветвей — одна расположена перед решеткой, а вторая входит в межлопаточный канал и представляет собой по существу косой скачок уплотнения. По мере увеличения угла атаки ударная волна выпрямляется, одновременно перемещаясь вверх по потоку. При наибольшем угле атаки ударная волна близка к прямому скачку, расположенному на заметном расстоянии от передней кромки профиля. [c.98]

На практике, как правило, не встречаются простейшие виды течений, описанные выше. В силу конструктивных особенностей и из-за необходимости теплозащиты затупляют острые кромки и возникает задача расчета обтекания затупленного тела, например клина или конуса (рис. 2.9, д). При сверхзвуковых скоростях обтекания возникает сильная ударная волна AG, в которой поток первоначально тормозится до дозвуковых скоростей в окрестности затупления, а затем ускоряется вдоль тела с переходом через скорость звука (линия D). На достаточно больших расстояниях от затупления угол наклона ударной волны асимптотически приближается к углу наклона ударной волны возникающей при обтекании клина (конуса) с тем же углом м. На поверхности тела на достаточном удалении от затупления значение давления также приближается к давлению на соответствующем клине (конусе). [c.63]

Если в сверхзвуковом диффузоре косые скачки приходят в точности на кромку обечайки (рис. 47, а), то ф = 1. Если полностью закрыть канал, то весь поток пойдет вне диффузора и ф = 0. На практике может оказаться, что на некоторых режимах работы самое узкое сечение — горло диффузора не пропускает всего расхода, который может войти в диффузор, тогда о < ф 1. При этом линии тока крайних струек газа, идущих в диффузор, разворачиваются и проходят вне диффузора. Косые скачки могут проходить или пересекаться перед обечайкой, тогда у обечайки образуется ударная волна (рис. 47, б). Все это приводит к возникновению дополнительного внешнего сопротивления диффузора. Если это сопротивление велико и его необходимо избежать, то применяют регулируемые диффузоры, в которых можно изменять площадь горла, например, изменением положения конуса внутреннего тела относительно обечайки или другими путями. [c.98]

Хвостовой закрылок. Назначение хвостового закрылка состоит в том, чтобы продолжить днище фюзеляжа в хвостовой части орбитального корабля при входе в плотные слои атмосферы, с целью помешать сверхзвуковому потоку и ударным волнам разрушить сопла основных двигателей. Длина закрылка 6,7 м, ширина 2,4 м он напоминает в сечении воздушное крыло. У передней кромки его толщина составляет примерно 300 мм и постепенно уменьшается к задней кромке. Рассмотренные варианты основывались на использовании тонких (25—75 мкм) слоев волокон PRD-49 и графита в эпоксидной матрице. Меньше внимания было уделено полиимидной матрице. Конструктивные варианты основаны на сочетании слоистых п ребристых структур. Показано, [c.122]

При сверхзвуковых скоростях характер обтекания существенно меняется. Так, при обтекании плоской пластины идеальным сжимаемым газом у её передней кромки на верх, поверхности образуются волны разрежения, а на нижней — ударная волна (рис. 3). В ре- [c.670]

Как известно из курса газодинамики, при > кп.пред или в случае тупой передней кромки перед каждым профилем появляется головная волна. Для предотвращения появления головных ударных волн при числах Mi = 1,1. .. 1,4 угол клина входного участка профиля не должен превышать 4. .. 6°. [c.73]

В решетках околозвуковых и сверхзвуковых компрессорных ступеней обычно применяют лопатки с несколько скругленной передней кромкой. Скругление передних кромок приводит к образованию перед решеткой на всех режимах системы головных ударных волн переменной интенсивности (см. рис. 3.8). В этом случае воздух перед решеткой проходит ряд головных ударных волн нарастающей интенсивности и волны расширения (изображены пунктиром) между ударными волнами. В последней ударной волне происходит переход сверхзвукового потока в дозвуковой в скачке, близком к прямому. Дальше происходит торможение дозвукового потока в диффузорном канале. [c.73]

Непосредственной подстановкой убеждаемся, что для функции 7 ° (7 ) уравнение (2.9) решения не имеет, следовательно, 7 ° равно постоянному числу, которое находится однозначно, если ударная волна присоединенная (передняя кромка сверхзвуковая). Действительно, 7 ° — координата поверхности тока, прилегающей к поверхности крыла. Так как эта поверхность пересекается с волной на передней кромке (правой или левой), то 7 ° = /3 (рис. 4). [c.256]

Рассматривается режим обтекания наветренной стороны крыла со сверхзвуковыми передними кромками. Несмотря на ряд исследований [1-4], эта задача не получила корректного решения. Сложность заключается в том, что в поле течения за сильной ударной волной имеются области однородного, потенциального и вихревого потоков, которые необходимо склеивать достаточно гладко. Ниже развита аналитическая теория гиперзвукового обтекания крыла с присоединенной волной, позволившая произвести необходимое сопряжение потоков. [c.261]

В [1] изучено влияние угла раскрытия 27 У-образного крыла — нижней поверхности треугольного в плане волнолета на его аэродинамическое качество К при заданных удельном объеме г и коэффициенте подъемной силы Су. Расчеты проводились с использованием конической модели толщины вытеснения пограничного слоя [2, 3] (рис. 1, штриховые линии около крыла) на режимах обтекания с присоединенной к передним кромкам ударной волной. Число Маха невозмущенного потока М = 20, число Рейнольдса, вычисленное по длине корневой хорды крыла, Ке = 5 10 (ламинарный пограничный слой). [c.673]

В целом предложенная методика перехода от изопериметрической задачи (2) к задаче (3) в условиях гиперзвукового вязкого взаимодействия и на режимах обтекания У-образного крыла — нижней поверхности волнолета с присоединенной на передних кромках ударной волной позволила провести анализ аэродинамического качества во всей области допустимых значений угла раскрытия крыла и установить, что в случае непрерывной зависимости К от параметров замена плоской нижней поверхности волнолета на У-образное крыло может приводить к увеличению К не на 18% [1], а более чем на 25%, а в области бифуркации — более чем на 35%. Максимальные значения К достигаются в окрестности звуковых режимов течения на передних кромках крыла. [c.679]

У передней кромки пластины на расстоянии порядка длины свободного пробега поток можно считать свободно-молекулярным, постепенно переходящим в область начала формирования ударной волны и пограничного слоя. Эту область иногда называют сращенным слоем. Затем наблюдается область вязкого течения, ограниченная ударной волной в виде достаточно отчетливо выраженной поверхности разрыва. Далее ударная волна отходит от пограничного слоя и ее воздействие на параметры последнего следует учитывать через поле скоростей и давлений между ударной волной и сформировавшимся пограничным слоем. Здесь необходимо принимать во внимание и вторичное воздействие пограничного слоя на течение заударной волной. [c.336]

Считая, что головная ударная волна образуется во внешнем по отношению к пограничному слою невязком потоке, примем следующую модель гиперзвукового обтекания вязким газом тонкого крылового профиля с острой передней кромкой. [c.703]

Каковы особенности движения тел со сверхзвуковыми скоростями Почему переднюю кромку крыльев сверхзвуковых самолетов делают острой Почему капсуле космического корабля придают форму конуса Какую форму имеет ударная волна, тянущаяся за движущимся телом [c.312]

В седьмой главе излагаются приближенные методы решения задач, в которых средняя длина свободного пробега сравнима с некоторой характерной длиной, фигурирующей в задаче (переходный режим) в частности, подробно обсуждаются течения разреженного газа мел<ду параллельными пластинами и коаксиальными цилиндрами, структура ударной волны, задача о передней кромке, истечение газа в вакуум при этом обращается внимание на сравнение теории с экспериментом. Восьмая — и последняя — глава содерл<ит обзор математически наиболее развитой части теории, связанной с теоремами существования и единственности. [c.8]

При обтекании тела сверхзвуковым потоком газа (см. рис. Х1-27) перед ним возникает головная ударная волна 1. Она представляет собой поверхность разрыва, при прохождении через которую поток газа скачком меняет свои параметры определенным образом, так что составляющие скорости, касательные к поверхности разрыва, остаются непрерывными. На поверхности разрыва выполняются законы сохранения массы, количества движения и энергии. В области потока 2 между ударной волной и внешней кромкой пограничного слоя влияние вязкости не учитывают эту область 2 называют невязким сло-е м. На поверхности обтекаемого тела возникает пограничный слой 3, [c.276]

Сверхзвуковой диффузор с полным внутренним сжатием может быть осуществлен без центрального тела (рис. 8.46). В таком диффузоре косой скачок отходит от кромки обечайки А и пересекается в точке О на оси диффузора со скачком, идущим от противоположной кромки. Поток газа в скачке АО отклоняется от первоначального направления и становится параллельным стенке АС. В точке О линии тока вынуждены возвратиться к первоначальному направлению, в связи с чем возникает отраженный скачок 0D. В точке D поток вновь отклоняется от осевого направления и становится параллельным стенке диффузора это вызывает новый скачок, который отражается от оси диффузора, образуя следующий скачок и т. д. Так как в скачках уплотнения поток тормозится, то предельный угол поворота в каждом последующем скачке меньше, чем в предыдущем. Описанный процесс продолжается до тех пор, пока требуемый угол отклонения потока не оказывается больше предельного (ы > > (Omai) с наступлением этого режима вместо очередного плоского скачка образуется криволинейная ударная волна EF, за которой поток становится дозвуковым. Дальнейшее течение в сужающем канале идет с увеличением скорости, причем в узком сечении скорость должна быть ниже или равна критической в последнем случае за узким сечением может возникнуть дополнительная сверхзвуковая зона, завершаемая скачком уплотнения GH. [c.475]

При положительных углах атаки перед решеткой образуется система отсоединенных ударных волн (рис. 10.64) после отрыва потока около передней кромки каждой пластины возникает течение Прандтля — Майера, в котором поток разгоняется от скорости звука до некоторой сверхзву- [c.89]

При обтекании сверхзвуковым потоком тела с тупой передней кромкой перед телом возникает отсоединенная ударная волна, в которой сверхзвуковой поток переходит в дозвуковой. При этом газ сильно разогревается и турбулизируется, что способствует интенсификации теплообмена. [c.379]

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]

Обтекание пластинки сверхзвуковым потоком, расположенной под углом атаки (рис. 5.21,в), приводит к возникновению скачка AKi снизу (поворот потока на вогнутый угол) и волны разрежения Amim2 сверху (обтекание выпуклого угла) на передней кромке. Так как р2>рз, то пластинка испытывает воздействие подъемной силы и силы сопротивления. Отсоединенная кормовая ударная волна иллюстрируется при обтекании пятиугольника. Для нахождения точки Е (рис. 5,21,г) следует найти угол отклонения в волнах разрежения От2 Щ или Ditn tn ) и построить граничные линии тока DE и D E, определив точку их встречи. [c.141]

Решение рассматриваемой изопериметрической задачи при постоянных параметрах потока, даже в классе V-образных крыльев с заданным углом 7, сталкивается со значительными трудностями, обусловленными не столько необходимостью проведения массовых параметрических расчетов обтекания крыльев на разных и заранее неизвестных в силу условия Су = onst режимах, сколько из-за не-разрешенности вопросов существования и единственности. Поэтому г и Су не задаются, а рассчитываются для некоторой последовательности волнолетов с плоской нижней поверхностью (7 = тг/2) [1]. Такой подход позволил при 7 G [тг/2, 7 ] получить зависимости К ) (рис. 1, штриховые кривые 1-4) и сравнить аэродинамическое качество V-образного крыла с аэродинамическим качеством эквивалентного плоского треугольного крыла на режимах обтекания с присоединенной на передних кромках ударной волной. [c.674]

Внешний однородный поток со скоростью Uос, плотностью рс , давлением Рсх> И температурой Too проходит сквозь головную ударную волну на передней острой кромке профиля и только после этого встречается с внешней границей пограничного слоя у = 6 х), на которой значения скорости, плотности, давления и температуры соответственно равны пв, Рб, Ре и Гб. Область потока между головной ударной волной и внешней границей пограничного слоя обычно называют ударным слоем. Для оценки порядков величин толщины пограничного слоя б и отношения давлений Рб/р< pip ос отвлечемся от завихренности потока в ударном слое и, согласно обычной прандтлевской схеме положим (черта над буквой означает среднее по сечению слоя значение величины) [c.703]

Механизм взаимодействия пограничного слоя с внешним невязким потоком значительно усложняется в случае тонких, но имеющих затупленную переднюю кромку тел. Как мы уже знаем (гл. VI и VII), в этих случаях при очень больших значениях числа Маха образуются головные ударные волны сложной криволинейной конфигурации. При прохождении через такую волну набегающий на тело однородный изэнтропический поток становится вихревым и неизэнтропическим, причем в условиях, соответствующих представлению о сильном взаимодействии, индуцированные ударной волной завихренность и градиент энтропии в области между головной волной и внешней границей пограничного слоя могут оказаться очень интенсивными. [c.705]

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]

Смотреть страницы где упоминается термин Ударные волны кромкой : [c.56] [c.56] [c.74] [c.128] [c.287] [c.289] [c.290] [c.224] [c.98] [c.403] [c.170] [c.160] [c.230] [c.36] [c.74] [c.123] [c.654] [c.655] [c.656] [c.673] [c.674] [c.139] [c.140] [c.142]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...