Околозвуковой диапазон

Действительные картины обтекания клиновидного профиля с углом раствора 20° ((о = 10°) в околозвуковом диапазоне скоростей при нулевом угле атаки приведены на рис. 10.36 ). Видно, что при сверхзвуковых скоростях набегающего потока увеличение числа М1 приводит к смещению отсоединенной ударной волны вниз по потоку. При значении М1 = М1 р.е, при котором данный угол клина становится равным его предельному значению (в рассматриваемом случае при М1 = 1,465), ударная волна [c.56]

Рис. 10.36. Изменение обтекания клина в околозвуковом диапазоне скоростей набегающего потока Мо , М] — значения числа Маха в набегающем

При уменьшении скорости снижение подъемной силы приведет к искривлению траектории вниз, сопровождаю-ш,емуся увеличением скорости. Однако рост скорости не всегда вызывает увеличение подъемной силы, В околозвуковом диапазоне скоростей прирост скорости обычно сопровождается возникновением пикирующего момента, уменьшающего угол атаки. В итоге, несмотря на увеличение скорости, подъемная сила падает, траектория искривляется вниз, что приводит к еще большему росту скорости, — самолет статически неустойчив по скорости. [c.190]

Обратная реакция по крену на отклонение руля направления (дачу ноги) наблюдается при полете самолетов некоторых типов в околозвуковом диапазоне чисел М полета. [c.197]

У сверхзвукового самолета на тех высотах, где кривые Рр и Qr относятся к четвертому типу (рис. 6.08), получается не один, а два диапазона скоростей с разрывом между ними сверхзвуковой и околозвуковой (на рис. 6.10—на высотах от 17,3 до 17,7 км). Высота, где околозвуковой диапазон скоростей становится равным нулю, называется околозвуковым потолком, выше имеется только сверхзвуковой диапазон, доходящий до нуля на сверхзвуковом потолке. [c.156]

На рис. 56 и 57 схематично показано поведение коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления профиля крыла с постоянным углом атаки как функций числа Маха в околозвуковом диапазоне скоростей. [c.133]

Рис. 56. Коэффициент подъемной снлы С ь профиля крыла нри постоянном угле атаки в околозвуковом диапазоне как функция числа Маха М.

На рис. 10.41 для сверхзвуковых скоростей построена также зависимость с (х) по линейной теории. Видно, что при достаточно большом числе Маха М1 > М р.с. > 1, т. е. за пределами диапазона околозвуковых скоростей эта кривая приближается к экспериментальной. [c.64]

Следует особо отметить, что в случае густой решетки пластин, в отличие от единичной пластины, зависимости коэффициентов силового воздействия потока газа от числа Маха в дозвуковом, околозвуковом и сверхзвуковом диапазонах имеют монотонный характер. [c.94]

Изображенный на рис. 17 профиль ТРИБ рекомендуется МЭИ для околозвуковых скоростей на входе. Профиль имеет небольшую величину шага (при угле установки у = 85°21 рекомендуется диапазон шагов t = 0,55 и 0,59 при у = 80° 20 I = 0,52 -у-Н- 0,64) и плоские участки спинки как на входе, так и на выходе. [c.18]

Сверхзвуковые ступени имеют несколько уже диапазон безотрывного обтекания лопаток по углу атаки. В околозвуковых ступенях диапазон безотрывного обтекания по углу атаки примерно такой же, как и в дозвуковых ступенях. [c.80]

Стреловидное крыло, использующееся в диапазоне высоких дозвуковых скоростей, при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях уступает дельтовидным крыльям, имеющим практически треугольную форму в -плане. Эти несущие поверхности имеют малые удлине-428 [c.428]

Как видно из рисунка, самолет с околозвуковой скоростью имеет сравнительно небольшой диапазон скоростей, но его потолок довольно велик (область, очерченная кривой 1, вытянута вверх). Максимальную скорость такой самолет развивает на высотах 3000—5000 м. Диапазон скоростей и маневренные возможности с увеличением высоты до потолка уменьшаются постепенно. [c.17]

Во-первых, площадь триммера и максимально возможные (конструктивно) углы его отклонения не должны быть избыточными. Они должны обеспечивать балансировку самолета в сравнительно узком диапазоне средних и малых дозвуковых скоростей полета. Балансировка самолета на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях аэродинамическим триммером нереальна. При правильно выбранных углах отклонения, площади триммера и скорости его перекладки максимальные величины усилий и перегрузок могут быть значительно уменьшены. [c.185]

ОКОЛОЗВУКОВАЯ (трансзвуковая) ОБЛАСТЬ — диапазон больших дозвуковых скоростей и скоростей, несколько превышающих скорость звука. [c.224]

С практической точки зрения для минимизации околозвуковых помех можно рекомендовать увеличение размера поверхностей управления или увеличение их эффективности с помощью специальных приборов. Часто также необходимо увеличение силы, имеющейся в распоряжении летчика, для оперирования поверхностями управления с помощью так называемых вспомогательных средств управления. Более того, превышение тяги желательно, чтобы дать возможность быстрого прохода через критические диапазоны скоростей действительно замечено, что некоторые нз опасных эффектов уменьшаются до незначительного [c.136]

Экспериментально обнаружено, что после того, как сверхзвуковая зона распространяется вплоть до задней кромки профиля, распределение значений числа Маха на профиле перестает заметно изменяться при дальнейшем увеличении числа М в довольно широком диапазоне, включая и значения М > 1. Этот экспериментальный факт формулируется как околозвуковая стабилизация течения около тел. Ниже будут приведены некоторые качественные аргументы, более или менее правдоподобно объясняющие околозвуковую стабилизацию ). [c.387]

С увеличением скорости полета уменьшается потребный угол атаки, что сопровождается у самолетов Со стреловидным крылом и треугольным крылом уменьшением поперечной устойчивости и некоторым ослаблением прямой реакции по крену на отклонение руля направления. У ряда самолетов со стреловидным крылом (например, у МиГ-15) в некотором диапазоне околозвуковых чисел М наблюдается полная потеря поперечной устойчивости, что приводит к изменению его реакции по крену при отклонении руля направления на обратную. В этом случае при даче левой педали вперед самолет будет крениться вправо, а при даче правой пе дали — влево. [c.180]

При 1>М >>М в исследованном диапазоне чисел Ре кризисное изменение картины обтекания, связанное с турбулизацией слоя, вообще не обнаруживается и вне зависимости от Ре обтекаемость шара резко ухудшается. Отсюда можно заключить, что при околозвуковых скоростях скачки приводят к отрыву ламинарного слоя примерно в одном и том же сечении. [c.296]

Для испытаний моделей летательных аппаратов в диапазоне чисел Мао, близких к единице (0,8<Моо< 1,2), применяются аэродинамические трубы околозвуковых скоростей. К их числу относятся и так называемые трансзвуковые трубы, в рабочей части которых создается поток с числом Маха, равным или несколько большим единицы (М ОС >1). [c.28]

Трудности возникают, когда самолет летит в околозвуковом диапазоне или при высоких углах атаки. В главе IV я уже говорил об околозвуковых помехах, вызванных внезапными измепениями в моменте тангажа и тому подобном. Одна из трудностей, возникаюгцих при высоких углах атаки, — так называемый бафтинг, обычно вызываемый некоторым отрывом вихрей, которое может возникать, нанример, на стыке крыла и фюзеляжа. Может произойти отрыв потока, потому что стык образует нечто вроде диффузора — трубы увеличивающегося поперечного сечення. Поскольку отрыв часто происходит через определенные промежутки времени благодаря отделению вихрей, то оп может вызвать досадные колебания. Помеху можно исправить с помощью гладкого устройства между крылом и фюзеляжем, называемого обтекателем. Это устройство было создано в Калифорнийском технологическом институте [7] и впервые использовано па самолете компании Альфа Нортроп (Northrop Alpha). [c.155]

При проведении эксперимента широко варьировались (один-два порядка) физические, гидродинамические и геометрические параметры. Так, температура воды менялась от 2,2 до 88,7°С, т. е. почти от температуры плавления — затвердевания до температуры кипения (в максимальном диапазоне). Температура входящего в аппарат воздуха или газа по сухому термометру менялась от отрицательных значений (—5,2°С) до температуры выхлопных газов дизеля 525°С температура выходящего воздуха или газов по смоченному термометру — от 4,2 до 73,6 °С. Давление менялось от сотых долей атмосферного 9 кПа (0,09 кгс/см ) до значении выше атмосферного—118 кПа (1,21 кгс/см ). Скорость газа менялась от десятых долей единицы 0,7 м/с до околозвуковой 300 м/с (число Маха 0,9). Влагосодержание газа менялось от единиц до сотен граммов на килограмм для входящего газа — от 3,6 до 46, для выходящего — от 4,3 до 401 г/кг. Отношение массовых расходов жидкости и газа (коэффициент орошения) менялось от 0,33 до 80. Внутренний диаметр и высота газонаправляющей решетки ЦТА менялись соответственно от 0,05 до 0,5 м и от 0,002 до 0,3 м. [c.79]

Сопротивление тел в околозвуковом, сверхзвуковом и гиперзвуковом диапазонах скоростей представляет особую область газовой динамики, которую во вводном курсе осветить невозможно. Поэтому здесь будут приведены лишь некоторые экспериментальные результаты для основных форм обтекаемых тел и некоторые ссылки на более обширные источники информации. Изменение коэффициента сопротивления сфер и цилиндров в зависимости от числа Маха свободного потока в диапазоне от 0,1 до 10 иллюстрируется на рис. 15-29. На этом рисунке показано влияние сжимаемости при числах Рейнольдса как выше, так и ниже того, которое необходимо для перехода в пограничном слое от ламинарного течения к турбулентному. Для чисел Маха больше 0,7 влияние вязкости стаиовится малым, и кривые сливаются. Для сопоставления на рис. 15-30 Л. 14] показаны характеристики сопротивления удлиненной ракеты, корпус которой представляет собой заостренное тело вращения. Это тело имеет очень высокое критическое число Маха (Макр 0,95), и при Ма=3 сила сопротивления, действующая на него, составляет примерно 1/5 от сопротивления сферы с тем же диаметром, что и максимальный диаметр ракеты. Удобообтекаемое с точки зрения дозвукового потока тело, т. е. тело со скругленной передней кромкой, испытывает в сверхзвуковом потоке очень высокие силы сопротивления по сравнению с заостренными телами. [c.428]

Диапазон скоростей ниже и выше звуковой скорости, где число Маха близко к единице, мы называем диапазоном околозвуковых скоростей. Слово околозвуковой придумали мы с Драйденом. Мы решили, что необходим термин для обозначения критического диапазона скоростей, о котором мы говорим. Мы не могли договориться, писать ли его с одной буквой з или двумя. Драйдеп рассуждал логически и предпочитал написание с двумя з. Я полагал, что в аэронавтике нет необходимости всегда следовать логике, поэтому я писал его с одной з. Я привел этот термин в такой форме в докладе для Военно-воздушных сил. Я не уверен, что генерал, прочитавший его, знал, что он означает, по его ответ содержал это слово, поэтому опо, но-видимому, стало официально принятым. [c.120]

Здесь я хотел бы довольно кратко обсуднть диапазон околозвуковых скоростей, а именно диапазон скоростей, который простирается как раз ниже и выше звуковой скорости. Особенно мне хотелось бы рассмотреть аэродинамику крыльев в окрестности М = 1. [c.129]

Появление ударных волн и явление волнового срыва потока вызывает значительные изменения в поведении самолета, летягцего через диапазон околозвуковых скоростей, которое с некоторыми упрош,епия-ми, можно кратко описать следующим образом [c.135]

Если иметь в виду диапазон скоростей движения летательных аппаратов от малых дозвуковых до очень больших сверхзвуковых, то, ак уже указывалась, можно выделить следующие основные разделы в науке об исследовании обтекания аэродинамика несжимаемой жидкости, или гидродинамика (число Маха обтекающего потока М = 0), и аэродииамика больших скоростей. Последняя в свою очередь подразделяется на аэродинамику дозвуковых (М<1) и околозвуковых (транс ЗВ у к о в Ы X, М5К 1) скоростей, а также аэродинамику сверхзвуковых (М>1) и гиперзвуковых (М>1) течений. Необходимо подчеркнуть, что в каждом из этих разделов исследуются процессы обтекания, которые характеризуются некоторыми специфическими особенностями, свойственными потокам с указанными числами Маха, По этой причине исследования таких потоков могут бази-роваться на различной математической основе. [c.10]

Основное направление деятельности МКБ - создание беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) различного назначения, в основном военного, стартующих с самолетов или с надводных кораблей и выполняющих полет в широком диапазоне высот (от О до 100 км) и скоростей (от околозвуковых до соответствующих числам М=8). За период своей деятельности МКБ Радуга реализовало более 20 проектов таких БПЛА. [c.94]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...