Поток в прямоугольном сверхзвуковой

Критические значения параметра Л для прямоугольной опертой по контуру пластинки сжатой в направлении сверхзвукового потока [c.483]

Хорошее совпадение результатов расчета параметров газа в ядре потока в сверхзвуковом сопле прямоугольного сечения с экспериментальными данными дает основание считать, что представленная здесь методика расчета параметров газа в сверхзвуковом сопле большой длины корректна и позволяет рассчитывать ускорение частиц в таких соплах. [c.55]

Если на неавтомодельных режимах течения в осесимметричном сопле образуется симметричная кольцевая зона отрыва, то результаты измерения распределения давления на рис. 6.6-6.8 и визуализация течения методой саже-масляного покрытия в сверхзвуковой части трехмерных сопел показывают, что отрыв потока в них происходит несимметрично в различных частях сверхзвуковой части чем больше местный угол раскрытия сверхзвуковой части, тем ближе к критическому сечению располагается отрыв потока. Так, например, распределение давления на рис. 6.8 показывает, что если у сопла с прямоугольным выходным сечением при тг — 3 в плоскости максимального угла раскрытия (б ах = 6°) отрыв потока возникает непосредственно за критическим сечением сопла, то в плоскости минимального угла = -9,5° — течение уже полностью безотрывное, т. е. имеет место автомодельное распределение давления. [c.269]

Аналитические методы [1] для подобного класса течений не дали удовлетворительного объяснения многих деталей взаимодействия потоков в кавернах. В [2] исследованы решения двумерных уравнений Эйлера для анализа обтекания каверны потоком с большой дозвуковой скоростью. Решение двумерных уравнений Навье-Стокса [3] было впоследствии повторено в ряде численных исследований, например в [4], для турбулентного режима течения в каверне с Lp = UD = 6.2, М = 2.36, где L - длина выемки, D - глубина. Задача обтекания плоской прямоугольной выемки неравновесным потоком вязкого многокомпонентного реагирующего газа решена в [5]. Численные результаты для нестационарных вязких течений в прямоугольных кавернах при сверхзвуковом внешнем обтекании получены в [6]. Метод решения уравнений Навье-Стокса для сжимаемого стационарного течения [3] был также применен для исследования вязкого турбулентного трехмерного течения, например в [7], однако этот метод не нашел широкого применения для нестационарного течения. Для исследования обтекания каверны с = 5.3, 8.0 и 10.7 гиперзвуковым потоком (М = 6.3) при ламинарном и переходном режимах пограничного слоя в [8] использован метод [7]. [c.123]

В сверхзвуковой трубе с закрытой рабочей частью прямоугольного сечения (рис. 2,1У.8, а) на входе в диффузор образуется система из двух пар наклонных к оси трубы скачков уплотнения (рис. 2.1У.8, б). При этом скачки АВ,А В по отношению к потоку в рабочей части являются косыми, а скачки СВ,С В — прямыми (по отношению к течению за скачками АВ и А В ). Определите давление торможения ро в форкамере, необходимое при такой системе скачков для получения потока с числом Моо в рабочей части и преодоления на выходе диффузора атмосферного противодавления рв==1 кГ/см ) при скорости потока, соответствующей М = 0,3. [c.379]

Рассчитайте параметры обтекания тонкого прямоугольного крыла, расположенного в сверхзвуковом потоке с числом Мо<,= 1,4 р = 9,8- Ю Па к = = Ср/су = 1,4) под малым углом атаки а = 0,1 рад. Хорда крыла 5 = 4 м размах / = 6 м. [c.217]

Определите производные потенциальной функции в характерных точках прямоугольного крыла конечного размаха, обтекаемого неустановившимся сверхзвуковым потоком. [c.258]

Схема обратного треугольного крыла, обтекаемого потоком с Мао = 1,5, показана на рис. 9.47,а. Как видно, задние кромки сверхзвуковые и не влияют на обтекание всего крыла. Таким образом, у этого крыла отсутствует концевой эффект, т. е. нагрузки на нем такие, как в соответствующих точках прямоугольного крыла бесконечного размаха (рис. 9.47,6). Отсутствие концевого эффекта соответствует условию, чтобы 2ае с 0,5/ (рис. 9.47). Так как [c.460]

Стенд IV с оптическим прибором Теплера обеспечен несколькими рабочими частями. Одна рабочая часть предназначена для исследования скачков конденсации и скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке влажного пара, а также для исследования спектров обтекания различных тел. Другие рабочие части были ориентированы соответственно на исследование двухфазного пограничного слоя, спектров обтекания решеток профилей и течения в криволинейных каналах. На рис. 14-5 приводится чертеж плоского сопла, предназначенного для исследования скачков. Боковыми стенками служат два прямоугольных термостойких оптических стекла. Одна из торцовых стенок сопла выполнялась плоской, другая — профили- [c.391]

Входные устройства по форме поверхности торможения подразделяются на плоские и пространственные (обычно осесимметричные). У воздухозаборников первого типа поверхности торможения сверхзвукового потока выполняются состояш,ими из ряда плоских панелей, устанавливаемых под углом друг к другу, образующих ступенчатый клин (рис. 9.8, а). В поперечном сечении плоские воздухозаборники обычно имеют форму прямоугольника, а переход от прямоугольного сечения к круглому осуш,ествляется на дозвуковом участке канала, соединяюш,ем воздухозаборник с двигателем. [c.261]

Предполагается, что центр колебания расположен в плоскости симметрии произвольно. В качестве неподвижной (абсолютной) системы координат выберем прямоугольную систему координат X, Y, Z, в которой набегающий сверхзвуковой поток движется со скоростью Voo вдоль оси X. [c.70]

Удар твердого тела о плоскую поверхность воды можно исследовать таким же путем, как и гидравлический удар в трубе. Так как теперь для обеих столкнувшихся сред величина рс имеет разные значения, то скорость распространения волн давления в обеих средах будет разная, а потому будет разным и изменение скорости в них. Если тело, ударяющееся о воду, представляет собой массивный кусок металла, то практически вся относительная скорость воспринимается водой . Повышение давления, возникающее в воде при ударе, довольно быстро спадает, во-первых, вследствие своего распространения со скоростью звука от контура поверхности столкновения, а во-вторых, вследствие того, что твердое тело под действием противодавления более или менее быстро (в зависимости от своей массы) теряет скорость. Кривая, изображающая зависимость ударного давления от времени, имеет примерно такой же вид, как кривая, изображающая распределение давления вдоль ширины прямоугольной пластинки, обтекаемой сверхзвуковым потоком (см. рис. 256). После того как ударное давление в воде делается равным нулю, в ней остается только обычное гидродинамическое давление, соответствующее оставшемуся после удара движению. [c.422]

Сверхзвуковые конические течения. Некоторые точные (нелинейные) решения. Обтекание прямого круглого конуса так же, как и обтекание края плоского прямоугольного крыла, являются частными случаями более общей задачи обтекания произвольного конического тела. Представим себе, что тело конической формы с вершиной в начале координат и с произвольной направляющей обтекается сверхзвуковым потоком сжимаемой жидкости. Пусть ещё наше тело расположено по отношению к потоку таким образом и имеет такую форму, что скорость обтекания получится в виде [c.301]

Соплом Лаваля называется устройство, разгоняющее поток до сверхзвуковой скорости. Оно применяется в реактивных двигателях, аэродинамических трубах, в паровых и газовых турбинах и обычно представляет собой канал круглого или прямоугольного поперечного сечения. Внутри канала имеется сужение, а на его концах поддерживается перепад давления, необходимый для перехода потока через скорость звука. Сверхзвуковой поток, создаваемый в сопле, как правило, должен быть равномерным это обеспечивается выбором контура стенок сопла путем решения соответствующей математической задачи. [c.79]

Прямоугольная пластинка, опертая по контуру. Рассмотрим прямоугольную упругую пластинку со сторонами а и 6 постоянной толщины Н. Пусть пластинка оперта по всем кромкам, вмонтирована в абсолютно жесткую диафрагму и обтекается с одной стороны сверхзвуковым потоком газа с невозмущенной скоростью и (рис. 11). Уравнение малых [c.482]

Прямоугольная пластинка, опертая по контуру. Применение приближенных рмул для избыточного давления. Решение задачи для опертой по контуру пластинки, обтекаемой сверхзвуковым потоком, получено в работе [68] с применением для аэродинамического давления [c.483]

Вычислите аэродинамические производные тонкого прямоугольного крыла конечного размаха, обтекаемого неустановившимся сверхзвуковым потоком в в случае малых чисел Струхаля. Удлинение крыла = 2,5 ширнна = 2 м число Моо = 1,25. Определите составные части производных, соответствующие крылу бесконечного размаха, и оцените влияние на эги производные удлинения. [c.261]

Имеется попытка разработать полуэмпирический метод учета влияния затупления преедней кромки тонких профилей на обтекание их потоков с умеренной сверхзвуковой скоростью [5]. Экспериментальные данные по обтеканию пластины с передней кромкой эллиптической формы с удлинением от О (прямоугольная передняя кромка) до 8 и для диапазона чисел М от 1.4 до 1.8 имеются в [6]. Их анализ показывает, что учет влияния небольшого затупления передней кромки профиля на его обтекание при умеренной сверхзвуковой скорости вносит лишь небольшие поправки в результате обтекания профилей с острой передней кромкой. [c.293]

Эксперименты проводились в сверхзвуковой аародинамической трубе,имепцей плоское сверхзвуковое сопло и рабочую часть прямоугольного поперечного сечения (71>90)нм при постоянном числе Маха,равном 2,5.Параметр торможения потока составляли температура 28С [c.103]

Рассмотрим задачу о построении образующей ад плоского (у = 0) или осесимметричного (у = ) тела, которая обеспечивает минимум волнового сонротивления нри обтекании сверхзвуковым потоком идеального газа. Газ течет слева направо. Оси прямоугольной системы координат ху, которая в осесимметричном случае лежит в меридиональной плоскости, расположим так, чтобы начальная точка а искомого участка образующей принадлежала оси у, как показано на рис. 1. При ь> = X - ось симметрии. Пз геометрических характеристик наряду с координатами точки а считаются заданными максимально допустимая длина X рассматриваемого тела в Уд -ордината концевой точки контура. Пижние индексы иринисываются параметрам в соответствующих точках. Пз-за ограничения на длину [c.534]

Другие задачи. Сводка результатов. Пластинки, бесконечные в направлении, перпендикулярном направлению потока, рассмотрены в работе [88] с использованием точных формул теории линеаризированного потенциального сверхзвукового течения. На основе поршневой теории и теории Аккерета эти пластинки рассмотрены в статьях (6, 36, 47, 48, 68, 81 ]. Исследование прямоугольных пластинок с различным опира-нием сторон описано во многих работах. Так, пластинка, защемленная по контуру, рассмотрена в работе [40] с применением метода Галеркина и поршневой теории. В качестве аппроксимирующих функций использованы балочные функции , функции Игути и квазиполная система тригонометрических функций. В той же работе рассмотрены различные комбинации заделки и шарнирного опирания. Точное решение для пластинки, опертой по кромкам, которые параллельны потоку, и свободной по двум другим кромкам, дано на основе поршневой теории в статье [49. Двухпролетная неразрезная пластинка рассмотрена в статьях [44, 45. Сопоставление результатов, которое для этой задачи дают различные аэродинамические теории, приведено в статье [34]. Круглые и эллиптические пластинки описаны в работе [80]. В статьях [I, 2, 3, 22, 75] рассмотрены ортотропные и трехслойные пластины, а в статьях [38, 89] — пластины, обтекаемые проводящим газом. [c.486]

Заметим, что сформулированная задача эквивалентна задаче об ударе твердым телом с передним плоским срезом в виде длинного прямоугольника шириной 2Ь (форма решения для этого случая приводится в 13 там же рассматриваются более сложные задачи погружения твердых тел в сжимаемую жидкость). Ее решение впервые было получено Л. А. Галиным [20] причём для определения потенциала ф использовалась формула, применяемая при анализе обтекания сверхзвуковым потоком газа слабоизогнутого крыла прямоугольной формы в плане. В [20] найден также закон движения пластины в начальный момент времени после удара. [c.64]

VIII.12. Рассчитайте параметры обтекания тонкого прямоугольного крыла, расположенного в сверхзвуковом потоке с числом Моо = 1,4 (роо=1 кГ1см , k = p/ =lA) пол малым углом атаки а = 0,1 рас . Хорда крыла 6 = 4 м, размах 1=6 м. [c.397]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...