Угол Маха при гиперзвуковых скоростя

Для подтверждения эффекта увеличения качества крыла при его деформации в условиях, приближенных к реальным, было изучено обтекание потоком вязкого газа треугольного крыла длиной дго = 10 м сверхзвуковым потоком совершенного газа с числом М = 6 и а =5°. Носовая часть длиной / = 5 м отклоняется на угол 8 из диапазона О 5 5°. Температура поверхности крыла Г , = 370 К, % = 60°. Условия обтекания крыла соответствуют параметрам Международной стандартной атмосферы на высоте 25 км. Температура набегающего потока = 216 К, давление Р = 2480 Н/м . Отношение удельных теплоемкостей у = 1.4, число Прандтля Рг = 0.72. Предполагается степенная зависимость коэффициента вязкости от температуры с показателем степени со = 0.75. Для указанных параметров определены величины М 3, V = 1770 м/с, Ке = 5 10 1/м, 1.14 10 5 Н с/м , где М - число Маха, определено по нормальной к передней кромке крыла компоненте скорости невозмущенного потока при 5 = 0 параметр гиперзвукового взаимодействия 0.056 соответствует режиму слабого вязко-невязкого взаимодействия [5]. [c.171]

Пусть в гиперзвуковом потоке вязкого газа расположена плоская пластина с установленным на расстоянии / от ее начала щитком, отклоненным на угол а 1 (фиг. 1). Считаем, что температура поверхности пластины мала по сравнению с температурой торможения внешнего течения. Тогда = Н Н , < 1, где Я - полная энтальпия, индекс е соответствует внешней границе, w - поверхности пластины. Предполагается, что на пластине перед щитком взаимодействие пограничного слоя с внешним потоком слабое, т.е. индуцированный перепад давления Ар по порядку величины меньше, чем статическое давление в набегающем потоке. При этом из условия сравнимости инерционных и диссипативных членов в уравнениях движения вблизи стенки следует обычная оценка для толщины пограничного слоя 5 /М,, Ке , где Ке = р,,м,,//Цо - число Рейнольдса, М - число Маха, р - плотность, и - скорость, - коэффициент вязкости, индекс "О" соответствует параметрам торможения набегающего потока. [c.58]

Из этих зависимостей следует, что при гиперзвуковых скоростях в плоской косой ударной волне изменение параметров определяется (как и в течении Прандтля — Майера) одним критерием ЛГа = МнСО — произведением числа Маха на угол отклонения потока. [c.114]

Уже давно известно, что расширение течения от окрестности критической точки затупленного двумерного тела вокруг угла до направления, параллельного скорости в невозмущенном потоке, не вызывает немедленно падения давления до давления в невозмущенном потоке, когда число Маха в невозмущенном потоке существенно больше единицы. Все поле течения между головной ударной волной и поверхностью тела, параллельной вектору скорости в набегающем потоке, будет наполнять серия волн разрежения, проходя через которые течение ускоряется до тех пор, пока давление на поверхности ие упадет до давления в набегающем потоке. Бертрам и Гендерсон ) опубликовали результаты расчетов распределения давления вдоль поверхности затупленной пластины, установленной параллельно набегающему потоку, выполненные разработанным Ферри методом характеристик для завихренного течения. Расчеты были сделаны для нескольких пластин,. имеющих переднюю кромку в форме клина, угол при вершине которого выбирался для каждого гиперзвукового числа Маха так, чтобы скорость на поверхности клина была звуковой. Тогда вокруг угла, вершина которого лежит в точке сопряжения поверхности пластины и грани клина, устанавливается течение Прандтля — Майера. Метод характеристик для завихренных течений используется для расчета изменения давления вниз за угловой точкой. Волны разрежения Прандтля — Майера отражаются от головной ударной волны (при этом интенсивность ударной волны уменьшается) и от поверхности пластины снова в виде [c.218]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...