Теплопередача сверхзвуковых скоростя

Тонкая игла перед тупым телом. Такая игла, вызывая отрыв потока, способствует снижению сопротивления и теплопередачи при больших сверхзвуковых скоростях. Рассмотрим механизм этого явления. Отсоединенный почти прямой скачок уплотнения перед затупленным телом (рис. 1.12.4,а) может изменить свою форму, если перед таким телом установить тонкую иглу (рис. 1.12.4,6). Поток может оторваться на игле и образовать область течения клинообразного или конусообразного типа (в зависимости от того, является ли тело плоским или цилиндрическим). Под влиянием такого отрывного течения изменится форма головного скачка уплотнения от почти прямого до косого, что обусловит снижение лобового сопротивления и теплопередачи в точке полного торможения затупленной поверхности. Однако в контактной области скачка и поверхности иглы могут возникать высокие местные тепловые потоки, что несколько снижает эффективность использования иглы. [c.106]

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]

ТЕПЛОПЕРЕДАЧА К СФЕРЕ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ [c.126]

Как уже было указано в гл. I и XI, при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях теплопередача влияет на положение отрыва и протяженность области отрыва. При охлаждении поверхности тела градиент давления увеличивается, а протяженность области отрыва уменьшается. В случае равномерно замедляющегося течения повышение температуры стенки от комнатной до точки кипения может привести к сокращению длины области отрыва ламинарного слоя на 16% [57]. [c.224]

Исследование течения газа и теплопередачи в области падения скачка уплотнения на цилиндр, обтекаемый потоком большой сверхзвуковой скорости, Изв. АН СССР, МЖГ, № 3 (1967). [c.301]

Хотя в течение многих лет экспериментальное исследование пограничного слоя проводилось при малых числах М. развитие последующих работ идет в направлении исследования течений с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями [5], причем тщательно изучается теплопередача. При малых числах М в пограничном слое тепловые потоки не существенны и экспериментальные исследования в основном сводятся к измерению трения, при этом нет особой необходимости пользоваться кинетической теорией. В сверхзвуковом потоке тепловые явления уже существенны. Движение в пограничном слое при больших числах М представляет особый интерес для молекулярной физики, так как при этом происходит превращение энергии массового движения молекул в энергию беспорядочного движения при постоянном давлении. [c.180]

Вдувание другого газа. Если через пористую стенку вдувать в пограничный слой легкий газ, отличающийся от газа во внешнем течении, то благодаря этому прежде всего уменьшается теплопередача между стенкой и внешним течением [ ]. Этим обстоятельством пользуются при высоких сверхзвуковых скоростях для тепловой защиты. При таком вдувании в пограничном слое образуется смесь газов. К обмену импульсов и теплообмену присоединяется еще массообмен вследствие диффузии. При этом в общем случае наряду с диффузией вследствие разностей концентрации необходимо учитывать также термическую диффузию. Аналогичные явления возникают и в тех случаях, когда на обтекаемой стенке испаряется тонкая пленка жидкости или когда расплавляется или сублимируется материал самой стенки. Последнее [c.355]

Во втором разделе рассмотрены основы газовой динамики. Изложены законы движения газов с дозвуковой и сверхзвуковой скоростями. Дан вывод уравнений расхода и энергии потока газа. Показано применение уравнений энергии для расчета элементов турбореактивного двигателя и силы тяги воздушно-реактивного двигателя. В третьем разделе рассмотрены вопросы теплопередачи. Приведены сведения по теплообмену различными способами теплопроводностью, конвекцией и излучением. [c.2]

Рассматривается метод расчета коэффициентов теплоотдачи при высоких и низких скоростях. Общая теория теплопередачи сравнивается с экспериментальными данными по обтеканию плоской пластины сверхзвуковым потоком воздуха в аэродинамической трубе. [c.216]

При очень высоких скоростях влияние вязкости может стать пренебрежимо малым, и тогда оказывается достаточным выполнение подобия по числу Маха. В сверхзвуковом диапазоне скоростей становятся суш ественны-ми явления теплопередачи. [c.168]

С другой стороны, практический интерес для полета с гиперзвуковыми скоростями представляют тела, имеющие тупую переднюю часть, так как такая форма тела уменьшает теплопередачу в области торможения. При обтекании затупленного тела сверхзвуковым потоком газа перед его тупой передней частью возникает отошедшая ударная волна, и между фронтом волны и поверхностью тела образуется область дозвукового течения (рис. 101 и фото 3), Граница между дозвуковой и сверхзвуковой областями потока за ударной волной обозначена пунктирными линиями. Эти линии, на которых скорость частиц газа равна местной скорости звука в газе, называются звуковыми линиями. Теоретическое исследование обтекания тел с отошедшей ударной волной является чрезвычайно трудной проблемой. В этом параграфе мы рассмотрим некоторые приближенные методы определения течения в окрестности критической точки области торможения потока тупым телом. Прежде всего отметим, что давление в критической точке В (см. рис. 101), где скорость газа [c.414]

Основой экспериментальной аэродинамики являются понятия и определения, относящиеся к созданию и эксплуатации аэродинамических установок и измерительных устройств. Этому посвящены две первые главы, в которых последовательно рассматриваются принципы устройства и конкретные конструкции дозвуковых и сверхзвуковых аэродинамических труб, приборов и аппаратов для измерения скорости, давления, трения, суммарных аэродинамических сил и моментов, а также теплопередачи при исследовании в этих трубах обтекания моделей летательных аппаратов и их отдельных элементов (крыло, корпус, оперение). [c.4]

В механике жидкостей и газов наблюдается сходный процесс. Необходимость учета сжимаемости среды при движениях с большими дозвуковыми, затем околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, когда термодинамика процесса играет первостепенную роль, заставляет все больше усилий уделять газовой динампке — дисциплине, в начале века составляющей небольшую главу механики, а теперь соперничающей по объему материала и размаху исследований с классической аэродинамикой. Изучаются движения в газообразной среде и с так называемыми ги-перзвуковыми скоростями — скоростями космических кораблей и метеоров, когда надо принимать во внимание и диссоциацию молекул газа. В гидромеханике схема идеальной жидкости в двумерных стационарных задачах при современных возможностях математического аппарата представляется почти исчерпанной. Больше внимания привлекают пестациопарные задачи плоского движения идеальной жидкости и трехмерные задачи и особенно механика вязкой (несжимаемой) жидкости. Статистические методы остаются основными в теории турбулентности, где еще предстоит решить ряд кардинальных проблем. Очень большое место занимают теперь такие разделы, как движение жидкости и газа в пористых средах, теория взрывных процессов на основе гидродинамической схемы, теплопередача при движении жидкостей и газов. [c.301]

Простая модель обтекания клина при сверхзвуковой скорости, изображенная на фиг. 26, была предложена Гэддом [26] для физического объяснения явления. На этой фигуре и Л обозначают соответственно точки отрыва и последующего присоединения. Нарастание пограничного слоя зависит от интенсивности положительного градиента давления, действующего на пограничный слой, а распределение давления определяется простой волной сжатия, обусловленной утолщением пограничного слоя. Теплопередача оказывает влияние на равновесие между этими двумя процессами. При охлаждении стенки выше области взаимодействия, несмотря- на постоянное давление, профиль скорости становится более полным, а пограничный слой более тонким, как показано на фиг. 27. [c.38]

Для областей отрыва потока за донным срезом и в вырезах перед уступами или за ними при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях переход пограничного слоя является важным фактором, влияющим на критическую длину (см. ниже), которая в первом приближении не зависит от чисел Рейнольдса и Маха. Существует максимальное (критическое) отношение длины оторвавшегося вязкого слоя к глубине выреза в твердой стенке, при превышении которого каверна разрушается с образованием самостоятельных областей отрыва около каждого края выреза. Путем измерения распределений давления и скорости в кавернах Харват ж др. [8] выявили условия образования самостоятельных каверн в вырезах и установили параметры, определяющие структуру течения и распределение давления. Харват использовал две модели одну для измерения давления, другую — для исследования теплопередачи. Так как вторая модель будет рассмотрена в гл. XI, сосредоточим внимание только на модели для исследования характеристик потока. Исследования Харвата [8] являются экспериментальными и касаются главным образом физики отрыва потока [c.32]

Результаты исследований теплопередачи в отрывных течениях, вызванных уступами, вырезами, расширениями и цилиндрическими выступами на поверхности при сверхзвуковых скоростях приложимы к поверхностям ш итков сверхзвуковых крыльев пилонам, а также обтекателям различных форм, часто выступаю щим над поверхностями самолета. В этих случаях толщина вяз кого слоя того же порядка, что и высота уступа, выреза или цилинд ра. [c.131]

Ю /м. Стейнбек [72], Ганн [73], О Нил и Бонд [74] также провели измерения теплопередачи на треугольных крыльях и стреловидных затупленных передних кромках при сверхзвуковых скоростях. Геометрические характеристики модели, использованной Томаном [71], схема и спектр течения на стороне разрежения треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками показаны на фиг. 72 и 73. [c.163]

При сверхзвуковых скоростях были проведены также измерения теплопередачи в ламинарном пограничном слое на плоской пластине [37], [41]. Коэффициент восстановления температуры получился 0,884, что на 4% больше расчетной величины ( 4.7). Данные о теплопередаче на плоской охлаждаемой пластине получены Слаком (Sla k) и приведены на рис. 4.13. Обобщенная теория Чэпмена и Рубесина позволяет рассчитать пограничный слой с переменной температурой пластины. Результаты эксперимента в точках, отстоящих [c.182]

Решается вариационная задача онределения онтимальной формы из-лучаюш его тела заданных размеров, обтекаемого потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью при ламинарном режиме течения в нограничном слое. Рассматривается случай, когда суш ественны два процесса теплопередачи конвективная теплопередача от газа к телу и излучение с его новерхности. Находится контур тела, воспринимаюш его минимальный тепловой поток. [c.403]

Рис. 13.29. Распределение давления в ламинарном пограничном слое на продольно обтекаемой со сверхзвуковой скоростью плоской пластине в области скачка уплотнения при различных температурах стенки Гго. Сплошные кривые —теория по Н. Керлу [ ]. а) Ма = 3 Ре = 4,2-10. Без теплопередачи X, Ту)= Го. С теплопередачей + нагреваемая стенка, Гю= 1,25Го О охлаждаемая стенка, Ту)= 0,88Го. б) Мао = 2,7 Ре = 1,5-10 + без теплопередачи, Гк = Го О с теплопередачей, нагреваемая стенка, Туз= 1,5 Го.

Рис. 25.6. Зависимость коэффициента профильного сопротивления двояковыпуклых профилей от числа Рейнольдса при сверхзвуковой скорости и при полностью турбулентном пограничном слое. По А. Д. Янгу и с. Киркби [ ]. Теплопередача отсутствует. Число Прандтля Рг = 0,7. К профильному сопротивлению следует добавить волновое сопротивление, определяемое по формуле (25.31).

Особеи)ю сложные и важные задачи стоят в области изучения теплообмена в совремеинон авиационной, ракетной и космической технике. При сверхзвуковых скоростях полета значительно изменяются условия теплопередачи в отдельных элементах конструкции летательного аппарата. Возникает необходимость его охлаждения или защиты от аэродинамического нагрева, являющегося следствием трения между поверхностью летательного аппарата и набегаюпигм потоком воздуха или потоком каких-либо других газов, составляющих атмосферы планет. [c.7]

Предложена программа расчета ЖРД с газообразными продуктами сгорания для установившегося режима работы и обычного сверхзвукового сопла [134]. В табл. 16 указаны учитываемые программой процессы и диапазоны свойственных им потерь. Расчеты базируются на двух подпрограммах — анализе двумерного течения в сопле с учетом кинетики химических реакций (TDK) и анализе турбулентного пограничного слоя (TBL). По первой рассчитывается удельный импульс для невязкого газа с конечными скоростями химических реакций. Подпрограмма позволяет учитывать две зоны с разным соотношением компонентов, а также неполное выделение энергии. Во второй рассчитывается влияние вязкости и теплопередачи в стенку камеры. Расчет носит итерационный характер в последовательности TDK- TBL- TDK и завершается определением удельного импульса (рис. 90). На рис. 91 графически представлены учитываемые виды потерь (интересно сравнить этот метод с аналогичной процедурой расчета удельного импульса РДТТ, которую иллюстрирует рис. 57). Эта программа пригодна для топлив, состоящих из следуюш их химических элементов углерод, водород, азот, кислород, фтор и хлор. Разработан метод расчета взаимосвязи полноты сгорания в камере с потерями в сопле. [c.170]

Рис. 23.11. Универсальное распределение скоростей в турбулентном пограничном слое на плоской стенке канала при сверхзвуковом течении с теплопередачей на стенке. По измерениям Р. К. Лобба, Е. М. Винклер и Дж. Перша [ ]. Физические константы текущей среды взяты при тевтературе стенки,

Поскольку вязкость газа и скорость его движения оказывают противоположное влияние на толщину пограничного слоя, не представляется возможным однозначно определить, в какой степени толщина иограничного слоя оказывает влияние на сопротивление металлов эрозии. Известно, что при течении газа в сверхзвуковом сопле с увеличением толщины пограничного слоя вероятность эрозионного разрушения уменьшается главным образом за счет меньшего значения теплопередачи к поверхности металла. [c.167]

Высокая температура воздуха, нагнетаемого через сопло сверхзвуковой установки, может быть достигнута посредством электродугового плазменного генератора. Такая аэродинамическая труба показана на рис. 71, где изображены плазменная головка, испытательная секция и соединительная камера с диффузором. В этом случае нагрев легко регулируется поток получается достаточно неЦрерывным. Скорость теплопередачи определяется общей энтальпией газа, полным давлением струи, а также размерами образца. Изменяя размеры сопла, можно получить потоки самых различных видов, характеризуемых различным числом Маха. [c.247]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...