Пограничный взаимодействие с ударной волной

Расчетные и экспериментальные исследования нестационар-ности рассматриваемого типа [66] проведены без учета пограничного слоя в решетках. Воздействие системы волн на характеристики пограничных слоев не изучалось. Первые опытные данные, полученные в МЭИ [50], подтверждают предположение о существенной перестройке пограничных слоев в результате взаимодействия с ударными волнами и волнами разрежения. Экспериментальное изучение волновой структуры в решетке проведено на модели, включающей решетку с суживающимися каналами /, оснащенную малоинерционными датчиками 1—7. Возмущения создавались вращающимися стержнями //, расположенными за решеткой (рис. 5.25, а). [c.190]

Боровой В. Я., Рыжкова М. В., Теплообмен на пластине и конусе при трехмерном взаимодействии пограничного слоя с ударной волной, образующейся вблизи цилиндрического препятствия. Труды ЦАГИ, вып. 1374 (1972). [c.302]

Боровой В. Я., С е в а с т ь я н о в а Е. В., Течение газа и теплообмен в зоне взаимодействия ламинарного пограничного слоя с ударной волной вблизи полукрыла, установленного на пластине, Труды ЦАГИ, вып. 1374 (1972). [c.302]

Уже при М = 5 характер обтекания ракеты изменяется. Ударная головная волна идет вдоль пове рхности ракеты, все более приближаясь к пограничному слою это еще более сближает наружную границу пограничного слоя с ударной волной, что приводит к взаимодействию ударной волны с пограничным слоем. Давление по фронту волны при этом будет неодинаковым, обтекание ухудшается. Возникает добавочное сопротивление, которое называется индукционным. [c.92]

Таким образом, проблема устойчивости в широком смысле должна включать вопрос о взаимодействии между пограничным слоем и внешним потоком, в частности, между пограничным слоем и ударной волной. На больших высотах, т. е. в среде с малой плотностью, излучаемое тепло также должно быть принято во внимание Охлаждение стенки, вследствие излучения может увеличить устойчивость ламинарного пограничного слоя в широких пределах. Что касается вполне развитой теории турбулентного пограничного слоя и турбулентного отрыва, то эти задачи не были решены даже в случае несжимаемой жидкости. Задача об отрыве в сверхзвуковом потоке тесно связана с задачей об образовании ударных волн. Этот вопрос будет рассмотрен в разделе 12. Он имеет фундаментальное значение для проблемы перехода через скорость звука. [c.50]

Экспериментальные результаты с очевидностью показывают также, что пограничный слой имеет значительное влияние на образование ударных волн поэтому представляется необходимым хотя бы краткое рассмотрение проблемы взаимодействия между пограничным слоем и ударными волнами. [c.62]

Так как в ударных волнах изменения скорости и температуры в основном происходят в направлении нормали к волне (а, значит, в большинстве случаев, в направлении, близком к направлению невозмущенного потока), а в пограничном слое основные изменения происходят поперек потока, то, очевидно, что в области взаимодействия пограничного слоя и ударных волн методы и результаты теории пограничного слоя неприменимы. Этот же вывод верен и в тех случаях, когда за сильными ударными волнами возникает область интенсивного завихрения. Таким образом, при течении сжимаемого газа с большими скоростями в ряде случаев, в отличие от течения несжимаемой жидкости, нельзя считать, что течения в пограничном слое и во внешнем потоке независимы и, пользуясь предположениями теории пограничного слоя, следует в конкретных задачах оценивать область возможного применения изложенной теории. В ряде задач течения в области пограничного слоя и во внешнем потоке должны рассматриваться совместно. Отметим, наконец, что в зависимости от значения числа Рейнольдса и других условий течение внутри пограничного слоя будет ламинарным или турбулентным. В последующем изложении будут рассмотрены оба эти случая. [c.493]

X = С М /(Несо) является параметром подобия в теории взаимодействия головной ударной волны и ламинарного пограничного слоя. [c.200]

Современная вычислительная гидродинамика занимается разработкой таких актуальных направлений, как расчет движений вязкой жидкости, численное исследование течений газа с физикохимическими превращениями, изучение распространения ударных волн в различных средах, решение газодинамических задач при наличии излучения и т. д. Данная книга ограничена обсуждением лишь одной из этих проблем — численным расчетом течений вязкой жидкости, описываемых уравнениями Павье—Стокса. Эти уравнения необходимо рассматривать в целом ряде практически интересных случаев (отрыв потока, кормовой след, взаимодействие вязкого газа с ударной волной), которые не охватываются концепцией пограничного слоя. [c.8]

Хотя этот способ привлекает своей простотой и в некоторых случаях дает достаточную точность, в общем случае его рекомендовать нельзя. Во-первых, он не консервативен. Во-вторых — и это более существенно — он дает аппроксимацию рещения исходных дифференциальных уравнений в частных производных в некотором смысле, но не аппроксимацию в строго математическом смысле, т. е. рещение конечно-разностных уравнений при Дх- 0 не стремится к рещению исходных дифференциальных уравнений с точными граничными условиями. Более того, при взаимодействии сильной ударной волны с пограничным слоем, при малых числах Рейнольдса, при возникновении отрыва и при наличии сильно искривленных стенок может теряться всякое соответствие между рещением конечно-разностных уравнений и исходных уравнений в частных производных. Нет необходимости применять этот способ, поскольку имеются другие, хотя и несколько более сложные, способы, обеспечивающие аппроксимацию задачи. [c.401]

Уравнения движения вязкого газа описывают течения с существенно различными физическими и математическими свойствами. При численном моделировании область интегрирования следует разбивать таким образом, чтобы учесть характер решения в каждой области. Например, для задач внешнего обтекания можно ввести такие, подобласти течение вблизи затупления, вблизи отошедшей ударной волны, зона разворота потока, пограничного слоя, возникновения местных дозвуковых зон, область взаимодействия пограничного слоя и ударной волны, области резкого изменения кривизны профиля обтекаемого тела, зоны взаимодействия и поглощения энтропийного слоя и т. п. [c.121]

Проведено комплексное экспериментальное исследование перехода от "свободного" к "несвободному" взаимодействию плоских ударных волн с пограничным слоем в коническом течении и свойств несвободного взаимодействия. Построена модель, позволяющая рассчитывать параметры перехода, определять область существования и основные характеристики несвободного взаимодействия. [c.57]

Работа посвящена изучению фундаментальных свойств нового типа взаимодействия ударных волн с пограничным слоем в конических течениях - несвободного взаимодействия, обнаруженного в [1, 2]. Сущность этого типа взаимодействия состоит в том, что возникающая линия отрыва пограничного слоя в тех же условиях при свободном взаимодействии распространилась бы вверх по потоку за пределы передней кромки. Другими словами, при несвободном взаимодействии передняя кромка препятствует распространению линии отрыва вверх по потоку. Свойства стационарного явления несвободного взаимодействия, осуществляющегося в окрестности передних кромок летательных аппаратов пространственной формы при отрыве пограничного слоя, вызванного ударными волнами, не изучены. Это явление реализуется также в течениях с интерференцией, в воздухозаборниках и т.д. [c.57]

На основе результатов комплексного экспериментального исследования характеристик отрывного течения, реализующегося при переходе от "свободного" к "несвободному" взаимодействию плоских ударных волн с пограничным слоем на пластине со скольжением, построена модель, позволяющая рассчитывать параметры возвратного течения в области отрыва. Проведен анализ влияния числа Маха возвратного потока в отрывной области на свойства внутреннего отрыва пограничного слоя. Указаны особенности течения взаимодействия, обусловленные переходом в пограничном слое. [c.66]

Теория свободного взаимодействия впервые была предложена в работах [1,2] при изучении задачи локального взаимодействия падающей ударной волны с ламинарным пограничным слоем. Уравнения, описывающие свободное взаимодействие внешнего стационарного трансзвукового потока с ламинарным пограничным слоем, были впервые выведены в [3]. В результате первых численных расчетов этих уравнений было исследовано поведение поверхностного трения [4-6]. Вопрос о возникновении сверхзвуковых зон и замыкающих их ударных волн, а также взаимодействие этих ударных волн с пограничным слоем является одним из основных в трансзвуковой газовой динамике. Еще на заре развития трансзвуковой газовой динамики были произведены эксперименты [7], которые показали, что пограничный слой существенно влияет на формирование трансзвукового течения, в частности на структуру сверхзвуковых зон, и взаимодействие ударной волны с пограничным слоем носит неклассический характер. Выводы работы [7] полностью согласовывались с выводами появившейся затем теории свободного взаимодействия [1-3]. В настоящей работе этот вопрос впервые изучается в рамках теории свободного взаимодействия в случае обтекания малой неровности установившимся трансзвуковым потоком газа. Начало исследованиям о влиянии малой неровности, расположенной в нижнем вязком подслое, на течение в области свободного взаимодействия при сверхзвуковых скоростях обтекания было положено в [8, 9]. [c.50]

Так, например, если в результате взаимодействия пограничного слоя на пластине и падающей на нее ударной волны (при критическом отношении давления в ней) возникает Л-образ-ный скачок, сопровождаемый отрывом пограничного слоя (рис. 10.66), то, кроме потерь в системе ударных волн, возникают принципиально новые потери, связанные с наличием оторвавшегося потока. Если густота решетки пластин столь велика, что оторвавшийся поток внутри межлопаточного канала полностью выравнивается, то суммарная величина потерь остается такой же, как и для рассмотренного выше случая, когда влияние взаимодействия пограничного слоя и скачка не учитывалось произойдет только перераспределение потерь между зоной ударных волн и областью выравнивания потока. Увеличение потерь на выравнивание полностью компенсируется уменьшением по- [c.91]

В последующем при решении задачи о течении газа с большими скоростями с использованием теории пограничного слоя предполагается, что рассматриваемые области расположены достаточно далеко от зоны взаимодействия ударных волн или от интенсивного вихревого течения во внешнем потоке. [c.24]

Волновое сопротивление вызывается двумя факторами образованием ударной волны (из-за возникновения на поверхности самолета местных сверхзвуковых скоростей) и взаимодействием ее с пограничным слоем. [c.8]

Структура турбулентного потока, тормозящегося в поле соленоида, показана на рис. 3, г (8 = 5, вариант 13 в табл. 2). Отрыв пограничного слоя отсутствует, толщина пограничного слоя на входе в соленоид имеет относительно большую величину в результате предшествующего взаимодействия с магнитным полем. В зоне соленоида, вплоть до выхода из него, толщина пограничного слоя остается почти постоянной. На выходе из соленоида генерируется ударная волна,и толщина пограничного слоя возрастает вниз по потоку от выходного сечения соленоида. Напомним, что, в противоположность описанной ситуации, при том же самом значении 8 = 5 в случае невязкого течения образуется ярко выраженная каверна (см. рис. 3, а). Полезно также обратить внимание на то, что магнитное поле в случае турбулентного потока наиболее сильно деформирует поле скорости в пограничном слое вблизи стенки канала. [c.400]

Основные научные направления аэродинамика пространственных тел и крыльев при сверх- и гиперзвуковых скоростях, теория сверхзвуковых конических течений газа, взаимодействие ударных волн с пограничным слоем, проникание и динамика тел в плотных средах, задачи оптимального профилирования. [c.653]

Специфической особенностью гиперзвуковых течений разреженного газа является необходимость учета сложного взаимодействия ударной волны с пограничным слоем. Для [c.335]

В сверхзвуковых течениях нри наличии ударных волн пересечение ударной волной поверхности с вязким пограничным слоем приводит к образованию О. т., существенно влияющего на аэродинамич. характеристики тела и его тепловой режим. Для турбулентного пограничного слоя возникновение О. т. при взаимодействии с ударной волной определяется нск-рым критич. отношением давлений в ударной волне р р , где давление во внеш. потоке перед ударной волной, а Р2 — давление за ной. Установлена эмппрнч. зависимость [c.516]

В установившемся потоке эта вторая волна вызывает отрыв потока на игле. На подлинной фотографии можно видеть слабую коническую ударную волну, вызванную отрывом и начинающуюся почти на половине расстояния между основанием иглы и первой ударной волной. На приведенной репродукции она почти незаметна. Слабая линия, воспринимаемая как продолжение прямого скачка и на игле почти нормальная к направлению потока (фиг. 32), связана с эффектом послесвечения источника света и не заслуживает внимания. Фотография на фиг. 31 соответствует началу перемещения точки отрыва вверх по потоку. По истечении 50 МКС точка отрыва достигает конца иглы (фиг. 32). В этой фазе размеры области отрыва довольно велики, и на конце иглы формируется сильная, почти прямая ударная волна, распространяющаяся по нормали к иглв приблизительно на расстояние двух диаметров иглы от ее конца. На ббльших расстояниях наблюдается слабая ударная волна, наклоненная к потоку под углом, лишь немного превышаюнщм угол Маха. Головная ударная волна перед телом не проходит через область отрыва, а расщепляется на несколько ветвей на расстоянии около двух диаметров тела от оси. Это расщепление ударной волны, по-видимому, каким-то образом обусловлено взаимодействием с ударной волной, расположенной выше по потоку. Пограничный слой на тупом теле [c.243]

Представляется, что современные методы установления должны обладать следующими двумя характерными особенностями. Сингх установил, что возможность рассчитать эффекты пограничного слоя, включая его взаимодействие с ударной волной, и учет этих эффектов в процессе итераций значительно улучшают достоверность полученных результатов. Деланей показал [6.70], что использование расчетной сетки, связанной со средней линией профиля, оказывается весьма полезным, особенно при расчете течения в важной области вблизи кромок. Метод, описанный в работе [10.23], обладает обеими этими особенностями в нем учитываются эффекты пограничного слоя, а построение расчетной сетки начинается со средней линии профиля. [c.309]

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]

Большое значение имеет изучение поверхностного трения, действия пограничного слоя, взаимодействия его с ударными волнами и их взаимного влияния на отрыв. Очевидно, что хороший сверхзвуковой самолет не должен иметь бапьшого волнового сопротивления, так как поверхностное трение попрежнему будет составлять основную часть сопротивления недопустимы также какие-либо отрывы. Таким образом, крайне необходимы теоретические и экспериментальные исследования ламинарного и турбулентного пограничных слоев при различных числах Рейнольдса для трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей. [c.79]

Взаимодействие головной ударной волны и пограничного слоя, с тех пор как Прандтль впервые выдвинул свою концепцию тонкого пограничного слоя, внутри которого сосредоточено главным образом влияние вязкости при течении газа около тела, возникло представление о том, что пограничный слой обладает эффектом вытеснения, который заключается в изменении, именно в увеличении эффективной формы тела, из-за уменьшения потока массы внутри пограничного слоя. В большинстве случаев, интересующих аэромехаников, этим эффектом вытеснения можно пренебречь, поскольку толщина вытеснения б, определенная ниже равенством (6.1), составляет обычно весьма малую часть линейного размера тела, например местного радиуса тела вращения, и поэтому не может оказать заметного влияния на внешнее невязкое течение . Толщина вытеснения б может быть определена как расстояние, на которое смещается внешний по отношению к пограничному слою поток из-за уменьшения потока массы внутри пограничного слоя. Именно, [c.197]

Расчеты для затупленного цилиндра, подобные в существенных чертах расчетам Бертрама и Гендерсона, опубликованы Фельдманом ). Результаты Фельдмана, касающиеся распределения поверхностного давления на затупленном цилиндре, сделанные методом характеристик, сравнивались с результатами для поверхностного давления, полученными из второго приближения в методе взрывной волны. Было показано, что совпадение результатов вполне удовлетворительное. Это позволяет сделать вывод, что для плоских и трехмерных тел имеется область, где влияние затупления на распределение давления сравнимо и даже превосходит изменение давления вследствие взаимодействия между пограничным слоем и ударной волной. Эти эффекты возникают в области, близкой к передней кромке, длина которой пропорциональна толщине или радиусу носика. Границы этой области, оставаясь в рамках гиперзвуковых тече--ний (Moo l), можно определить следующим образом. Из результатов п. 6.2 следует, что влияние взаимодействия для плоских тел существенно в области, где [c.220]

Фундаментальную роль в явлении стационарного пересечения ударных волн с поверхностью обтекаемого тела играет их взаимодействие с пограничным слоем. Свойства этого взаимодействия весьма сложны и их детальное рассмотрение выходит за рамки этой книги. Мы ограничимся здесь лишь некоторыми оби1ими утверждениями ). [c.585]

Следует подчеркнуть, что рассмотренная нами картина взаимодействия пограничного слоя с набегающим равномерным потоком ограничивалась случаем тела с заостренной передней, частью. Затупление носовой части тела, а также неравномерность внешнего потока (например, при сильно искривленной головной ударной волне) вносят дополнительные изменения в распределении давления. Эти виды взаимодействия рассмотрены в монографии Хейза и Пробстина. [c.131]

В современной аэродинамике часто рассматриваются летательные аппараты, движущиеся с весьма большими сверхзвуковыми скоростями. При таких скоростях взаимодействие газа с обтекаемой поверхностью приводит к зг ачительному повышению температуры в тех областях потока, где происходит его интенсивное торможение (пограничный слой, критические точки, ударные волны). Это вызывает изменение физико-химических свойств газа (теплоемкостей, вязкости, состава и др-), что, в свою очередь, значительно влияет на величину и распределение напряжений (прежде всего касательных), а также тепловых потоков от разогретого газа к обтекаемой стенке. [c.10]

Краткое содержание. Гиперзвуковой вязкий поток, обтекающий наклонный клин в условиях теплообмена, исследуется с помощью обобщен -ного интегрального метода Кармана, справедливого для уравнений пограничного слоя сжимаемой жидкости. Введение температурной функции 5 позволяет свести основные уравнения пограничного слоя к двум обыкновенным дифференциальным уравнениям относительно толщины пограничного слоя 8(х) и функции теплоотдачи f x) с параметром S-j, характеризующим интенсивность теплообмена. Обсуждаются решения л х) и f(x) при различных Sq. Числовые примеры наглядно иллюстрируют эффект взаимодействия ударной волны с гиперзвуковым пограничным слоем в условиях как интенсивного, так и малого теплообмена. Показано, что значения локальных коэффициентов поверхностного трения и теплоотдачи зависят в основном от коэффициента вязкости на поверхности тела. [c.100]

В 1947 г. Фэйдж и Сарджент [9] применили трубку Стантона в исследованиях взаимодействия ударной волны с пограничным слоем. Они провели тарировку трубки вплоть до чисел Маха порядка 0,855. [c.173]

Руководя экспериментальными и теоретическими исследованиями по взаимодействию ударных волн с пограничным слоем, Г. Г. Черный в докомпьютерную эпоху (1952 г.) в нелинейном приближении решил задачу о взаимодействии косого скачка с текущим у стенки дозвуковым потоком. [c.12]

На фиг. 14—6 показаны результаты расчета теплообмена для различных областей течения газа. Рассматриваются такие условия, когда на всей расчетной длине пластины для теплообмена существен только один режим взаимодействия ударной волны с пограничным слоем. Из характера зависимостей следует необходимость учета различных режимов, особенно в переходной области (в данном конкретном случае при 10< <./ е<10 ). В этой постановке задачи очевидны принципиальные трудности адекватного описания термогазодинамических явлений, особенно если учесть условность выделения отдельных зон (см. фиг. 14—5). [c.337]

В режиме со скольжением условия течения и механизм взаимодействия газа с поверхностью существсцко отличается от условий сплошной среды. Утолщение ударной волны и пограничного слоя оказывают влияние на аэродинамику и теплообмен. Однако применение Уравнений Навье—Стокса в целом ряде газодинамических задач, относящихся к разреженному газу, дает результаты, достаточно хорошо совпадающие с экспериментальными данными. Поэтому практический интерес приобретает анализ возможностей распространения уравнений пограничного слоя с граничными условиями, учитывающими новый характер взаимодействия, на область течений со скольжением. [c.159]

Проблема взаимодействия ударных волн н пограничного слоя, которая интенсивно изучалась, в частности, в течение нескольких последних лет, как заметил Карман, попрежнему далека от реше-ния. Было показано, что число Рейнольдса имеет большое влияние на характер скачка и связанное с ним возмущение пограничного слоя. Однако число Рейнольдса не является единственным критерием. Линдзи (Lindsey) показал, чю при одном н том же числе Рейнольдса лямбдаобразные и прямые скачки зависят от кривизны поверхности. [c.77]

На рис. 55, который относится к немного большему значению числа Маха, мы видим завершение отрыва. Но аналогии с другим случаем отрыва потока мы называем это явление волновым срывом потока. Рис. 55 относится к случаю, где пограничный слой ламинарный. Если пограничный слой турбулентный, то оп оказывает до некоторой степени большее сопротивление отрыву. Это взаимосвязанное явление известно как взаимодействие ударной волны и иограпичиого слоя. Увеличение давления, вызванное ударной волной, может вызвать отрыв пограничного слоя, который в свою очередь влияет па образование ударной волны. Впервые эту задачу исследовали Акерет, Фельдман и Ротт [16] в Цюрихе и Липман [17] в Калифорнийском технологическом институте. [c.132]

Обширный обзор и правильное представление об отрыве потока, вызванном скачком уплотнения, а также о его влиянии на крылья и способах его предотвращения приведены в работе Пирси [2]. Холдер и Гэдд [3] исследовали взаимодействие ударной волны с пограничным слоем и связь с донным давлением. Фрэзер и др. [4] экспериментально исследовали отрыв потока в соплах при сверхзвуковых скоростях. Краткий обзор, посвященный отрыву газа с акцентированием внимания на гиперзвуковом диапазоне скоростей, был сделан Кауфл1аном и др. [5]. Так как практические аспекты проблемы отрыва выходят за рамки этой главы, заинтересованный читатель может обратиться к цитированной литературе. [c.231]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...