Обтекание заостренного тела сверхзвуковым потоком

Рис. 252. Обтекание заостренного тела сверхзвуковым потоком. Величина ро означает начальное давление, которое было необходимо для создания скорости потока, а величина р д — то давление, которое получилось из начального давления после понижения его вследствие потери энергии в скачке уплотнения

Используя приведенные выше уравнения, можно решать все задачи газодинамики сверхзвуковых скоростей. Ниже мы даем схему решения задачи об обтекании заостренного тела сверхзвуковым потоком. Для простоты решения рассмотрим случай обтекания симметричного профиля с нулевым углом атаки (рис. 80). [c.339]

Двухмерные сверхзвуковые потоки около заостренных тел и крыльев. Методы, изложенные в 8, позволяют получить отчетливую картину обтекания достаточно заостренных тел сверхзвуковыми потоками . Давление на каждом элементе поверхности таких тел, если отвлечься от небольшой потери энергии вследствие скачка уплотнения на переднем конце, полностью определяется скоростью [c.399]

При обтекании затупленного тела сверхзвуковым потоком отошедшая ударная волна ни при каких числах Моо не может трансформироваться в присоединенную, как это имеет место при заостренных телах. [c.355]

Сверхзвуковое обтекание тел потоком газа. Опишем алгоритм расчета методом характеристик обтекания плоского или осесимметричного заостренного тела сверхзвуковым равномерным потоком (рис. 4.5, а). Примем, что начальный участок контура тела ОВ является прямолинейным. При этом течение на границе и внутри треугольника ОБА, ограниченного отрезком ОВ отрезком прямолинейной ударной волны ОА, характеристикой-первого семейства АВ, выходящий из точки В, в которой начина- [c.125]

Обтекание заостренных тел вращения сверхзвуковым потоком сопровождается образованием головной ударной волны. Так же, как в случае обтекания конуса, эта ударная волна может быть отошедшей от тела вперед по потоку с образованием зоны дозвуковых скоростей перед телом или присоединенной, когда ударная волна представляет собой осесимметричную поверхность, проходящую через вершину обтекаемого тела. Мы рассмотрим последний случай, причем будем считать, что заударной волной по- [c.392]

Для снижения волнового сопротивления обтекаемому телу целесообразно придавать заостренную форму, чтобы скачки, уж раз они неизбежны, шли не прямо против потока (прямые скачки), а наискось —так называемые косые скачки (рис. 6.27). Ясно, что удобообтекаемые формы, дающие наименьшее сопротивление в дозвуковом потоке, в сверхзвуковом становятся плохообтекаемыми. На рис. 6.28 показана картина обтекания дозвукового профиля сверхзвуковым потоком. Перед профилем устанавливается криволинейный скачок, близкий в передней части к прямому, в результате чего волновое сопротивление существенно возрастает. [c.267]

Возмущение скорости (по сравнению со скоростью Vj натекающего потока) мало уже при всяком сверхзвуковом обтекании тонкого заостренного тела. При гиперзвуковом обтекании дополнительно еще возмущение продольной скорости мало по сравнению с возникающими поперечными скоростями [c.658]

К наиболее распространенным по виду относятся конические тела вращения. Задача о сверхзвуковом обтекании заостренного конуса занимает особое место в аэродинамике тел вращения. Ее решение имеет большое практическое значение, так как дает возможность рассчитывать не только обтекание конических тел, но используется также для определения параметров газа на коническом носке, представляющих собой начальные условия для расчета сверхзвукового потока около заостренных тел вращения с криволинейной образующей. [c.474]

Симметричное обтекание. Установкой перед затупленной носовой частью летательного аппарата, движущегося со сверхзвуковой скоростью, тонкого цилиндрического заостренного тела (иглы) можно добиться значительного снижения лобового сопротивления. При этом уменьшаются тепловые потоки к обтекаемой поверхности от сильно разогретого омывающего газа. Все это позволяет снизить мощность двигательной установки летательного аппарата и уменьшить вес теплозащитных покрытий. [c.383]

Рис. 5.2. Схема обтекания сверхзвуковым потоком заостренного тонкого тела

Из приведенных примеров следует, что при обтекании тел конечных размеров сверхзвуковым потоком интенсивность скачков благодаря взаимодействию с волнами разрежения с удалением от тела уменьщается (на бесконечности становится бесконечно малой). При обтекании заостренного [c.141]

Отрыв потока с передней кромки может оказать влияние на весь режим обтекания поверхности. Как и в других случаях отрыва потока, вязкий поток отрывается на передней кромке под действием положительного градиента давления. При достаточно больших углах атаки крылового профиля положительный градиент давления на передней кромке с малым радиусом закругления оказывается достаточно большим, чтобы вызвать отрыв. При больших числах Маха отрыв потока с передней кромки зависит от интенсивности скачка уплотнения, образующегося около передней кромки. Даже при малых углах атаки тонкого крыла с большой стреловидностью и с заостренной передней кромкой поток отрывается от передней кромки с образованием вихрей над верхней поверхностью крыла, оказывая влияние на аэродинамические характеристики, в особенности в условиях взлета и посадки, а также под действием порывов ветра и взрывных волн в атмосфере. Другим интересным явлением считается отрыв потока с острия иглы, установленной перед тупой носовой частью тела при сверхзвуковых скоростях. Такая игла может способствовать уменьшению сопротивления и теплопередачи к летательным аппаратам, развивающим большие скорости ). Она может быть также использована как эффективное средство управления. [c.200]

В начале набегания сверхзвукового потока на тонкий профиль с заостренной кромкой при =0 и /(0)— оо п = 0. С увеличением величина п будет расти, а параметр вдува J(%) — уменьшаться. В случае обтекания сверхзвуковым потоком тел с тупой кромкой началом нарастания пограничного слоя будет лобовая критическая точка, в которой п имеет конечное значение. Параметр определится по уравнению [c.286]

Предпринята попытка распространить теорию обтекания потоком с большой сверхзвуковой скоростью тонких, заостренных впереди тел [1, 2 на случаи, когда передний конец тела слегка затуплен. Это обобщение имеет большое значение, так как в действительности невозможно осуществить идеально острые передние кромки тонких крыльев или передние концы корпусов летательных аппаратов. Даже при весьма тщательном изготовлении небольших моделей толщина их передних концов составляет несколько микрон, причем уже после кратковременного нахождения моделей в сверхзвуковом потоке тонкие передние концы разрушаются и приобретают толщину порядка 20 микрон. В случае крупных объектов едва ли можно говорить о толщине передних концов, меньшей одной или нескольких десятых миллиметра. [c.292]

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]

Большой вклад в развитие аэродинамики тел вращения внесли советские ченые профессора Ф. И. Франкль и Е. И, Карпович, опубликовавшие интересный научный труд Газодинамика тонких тел . Группой научных сотрудников Математического института Академии наук сССР (К. И. Бабенко, Г. П. Воскресенский и др.) разработан метод пространственного сверхзвукового обтекания заостренных тел в общем случае, когда учитываются химические реакции в омывающем потоке. Зарубежным аэродинамикам Д. Тейлору (Англия) и 3. Копалу (США) принадлежит решение важной задачи о сверхзвуковом обтекании заостренного конуса. [c.14]

Обтекание заостренного тела. Рассматривается задача обтекания тела сверхзвуковым потоком в предположении, что углы наююна поверхности тела к направлению невозмущенного течения всюду малы, а число Маха М1 велико, причем пара. гетр подобия К имеет величину порядка единицы. В этом случае головной скачок уплотнения присоединен к переднему острию (рис. 1) и течение между скачком и телом описывается уравнениями гиперзвукового приближения. Для получения этих уравнений вводится малый параметр (5 = 1/М1 и представление основных величин формируется с учетом предельных формул (5). При это.м надо еще учесть, что вдоль линий тока йу tgвdx или, в рассматриваемом приближении, dy = 5К dx. Поэтому для правильного представления наклонов линий тока необходимо увеличить ординаты у в 1/5 раз. Эти соображения приводят к следующим форму- [c.309]

О вихревш олое на круговом конусе. - Изв. АН СССР, Механика жидкости и газа, I97I, № I, с.103-108 О вихревых олоях на конических телах о некруговыми поперечными оеченв-ями. - Изв. АН СССР, Мех. жидкости и газа, 1974,№ , 0.162-164 К теории осесимметричного обтекания заостренного тела вращения сверхзвуковым потоком газа. - Прикл. мат. я мех., 1977, T.4I, JI I, с.186-188. [c.109]

Напишите граничные условия, используемые для нахождения распределения диполей вдоль оси тела вращения, обтекаемого неусгановившимся сверхзвуковым потоком. Расс.мотрите граничные условия при обтекании тонкого конуса и заостренного тела вращения с параболической образующей (рис. 10.14). [c.481]

Для проверки результатов расчета было проведено экспериментальное исследование тепловых потоков при обтекании сверхзвуковым потоком нагретого газа пяти тел разной формы с относительной толщиной уз/хз = 0.36 цилиндра с углом наклона образующей tga = 0 затупленных конусов с yi/уз = 0.61, tga = 0.14 и с yi/уз = 0.20, tga = 0.28 конуса с tga = 0.36 и заостренного цилиндра с Х2/Х3 = = 0.46, tga = 0.78. Эксперименты проводились в аэродинамической трубе с электродуговым подогревом при Моо = 4.6 и Reoo = 700-1000. [c.530]

При обтекании тел с закругленной носовой частью давление в набегающех струнке начинает заметно нарастать на гораздо большем расстоянии перед телом, нежели в случае тела с заостренной частью. Градиент давления вдоль струххки здесь достаточно большо для того, чтобы скачок уплотнения происходил всегда перед телом. Это иллюстрируется фиг. 143, на которой дана фотография (также нолученна) теневым методом) скачков уплотнения при обтекании сверхзвуковым потоком (М = 2) шара и удлиненного тела вращения. [c.348]

Рассмотрим примеры обтекания тонких заостренных тел рав- омерным сверхзвуковым потоком совершенного газа. За малый параметр г примем относительную толщину или максимальный угол наклона поверхности тела 0о=8. Из формулы (3.6.3 а) следует, что возмущения давлений за скачком (а также углы между скачком и характеристиками 1-го семейства) будут малы, ели выполняется условие [c.103]

Еоловной ударной волной — поверхность разрыва, возникающую в равномерном (или неравномерном) сверхзвуковом потоке перед телом. В случае отошедшей ударной волны между этой поверхностью разрыва и телом существует область дозвуковых скоростей, порождающая соответствующую М-область. Аналогичный случай имеет место и при некоторых режимах обтекания с присоединенной ударной волной у заостренного тела. (Доказательство существования головной ударной волны см. в гл. 8, 1.) [c.254]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...