Обтекание пластины косое

Расчет обтекания пластины сверхзвуковым потоком рассмотрим в качестве примера использования теорий течения Прандтля—Майера и косых скачков уплотнения. [c.240]

В нижней части пластины, наоборот, поток в передней точке соответствует обтеканию тупого угла, и здесь также образуется косой скачок в районе же задней кромки скорость непрерывно растет в секторе возмущений, достигая значения скорости потока на бесконечности. [c.201]

Задача 12.21. Имеется поток воздуха с числом Маха = 2. Угол поворота потока 0 - О, а скачок продолжает оставаться косым (случай обтекания полубесконечной пластины). [c.194]

С другой стороны, коэффициент ф учитывает тот факт, что за счет вихреобразования, неизбежного в общем случае при косом обтекании ряда пластин, проходное сечение решетки для жидкости уменьшается. Степень вихреобразования, степень закупорки решетки будет, очевидно, меняться также с углом атаки потока. [c.275]

Сложение которых приводит к общему косому циркуляционному обтеканию указанной решетки пластин. [c.258]

При обтекании двумерных пластин неустановившееся течение возникает нри К = 1,5 и 2,0 [46], когда толщина тела достигает максимально возможного значения для образования отрыва клиновидного типа [49]. Поэтому можно заключить, что пульсирующее течение возникает только при таких значениях К, при которых возможны клиновидные или конусообразные области течения с присоединенным скачком уплотнения (слабым или сильным), и что геометрическая форма тупого тела не оказывает влияния на пульсирующее течение. При М = 1,96 максимальное значение полуугла клина с присоединенным скачком уплотнения составляет 22,3° [46]. Механизм пульсирующего течения можно объяснить с помощью баланса массы. Течение становится неустановившимся, когда отношение давлений при переходе через косой скачок уплотнения таково, что масса жидкости, возвращающаяся в зону отрыва вблизи точки присоединения, ве сбалансирована с массой жидкости, отсасываемой из этой области [56]. [c.224]

Указание профиль крыла рассматривается как тонкая пластина параметры воздуха на внешней границе пограничного слоя рассчитываются снизу как за косым скачком уплотнения, а сверху как параметры воздуха после обтекания тупого угла потоком со сверхзвуковой скоростью. [c.199]

Взаимодействие турбулентности со скачком уплотнения. Па выходе из сопла в рабочей части установки организовывалось течение со скачками уплотнения. Прямой скачок устанавливался приблизительно посредине сопла путем дросселирования выходного отверстия из рабочей части установки. Косой скачок (рис. 6) возникал при обтекании заостренной пластины, наклоненной к потоку под углом 20°. Датчик термоанемометра подводился к скачку снизу по [c.426]

Это означает, что при косом обтекании плоской пластины результируюш ая обеих составляюш их скорости, параллельных стенке, в каждой точке пограничного слоя параллельна скорости потенциального течения. Таким образом, косое обтекание (боковое скольжение) пластины не оказывает никакого влияния на развитие пограничного слоя принцип автономности). [c.244]

Интерцептор (рис. 6.3.11) представляет собой тонкую пластину /, которая выдвигается в поток в направлении, перпендикулярном обтекаемой поверхности летательного аппарата. При воздействии на эту пластину сверхзвукового потока возникает следующая картина течения. Ввиду того что перед такой пластиной поток затормаживается, а давление увеличивается, происходит отрыв пограничного слоя от обтекаемой поверхности, который сопровождается поворотом этого потока и появлением косого скачка уплотнения 2. При этом образуется застойная зона повышенного давления 3, а непосредственно перед верхней частью интерцептора возникает криволинейный скачок уплотнения 4. За ним поток повернется в сторону, обратную направлению омывающего течения, а при переходе через волны разрежения 5 произойдет увеличение скорости этого потока и восстановление безотрывного характера обтекания поверхности. Поскольку это приведет к новому повороту потока, то появится еще один (хвостовой) скачок уплотнения 6. За интерцептором также образуется застойная зона 7, но давление в ней будет пониженным, подобно тому как это происходит за дном летательного аппарата в виде тела вращения. [c.314]

Г. Ф. Б у р а г о [6], а при исследовании обтекания профиля сверхзвуковым потоком — мето до.м, сочетающим теорию косых скачков уплотнения и течения Прандтля — Майера (для профи ля крыла в р.иде тонкой пластины и для линейных профилен), и методом характеристик (для криволинейных профилей). [c.172]

Ниже дается точное решение задачи выравнивания невязкого газа при сверхзвуковом течении в косом срезе решетки полубесконечных пластин [76]. Обращение течения дает решение задачи о выравнивании потока при обтекании решетки полубесконечных пластин с углом атаки. Для сверхзвукового потока это решение было получено одновременно и независимо от автора Г. И. Тагановым [79], для дозвукового потока — значительно позже — Крамером и Стейницем [113]. Подробное исследование решения произведено Людевигом [118]. [c.232]

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком тонкой пластины, поставленной под малым углом атаки (рис. 5.28), как пример обтекания крыла. Сверху при обтекании передней кромки образуется центрированная волна разрежения, так как можно считать, что поток обтекает выпуклый угол. Снизу от передней кромки идет косой скачок уплотнения, так как поток обтекает вогнутый угол. Давление над пластиной (область 2) меньше, чем иод ней (область 3). Потоки, идущие над пластиной и под ней, должны после прохождения задней кромки иметь общую границу (штрихпунктирная линия). Следовательно, по обе стороны этой границы (области 4 и 5) скорости должны быть параллельны, а статические давления равны. Из этих двух условий рассчитывается интенсивность волны разрежения и скачка уплотнения, идущих от задней кромки пластины. Скорости в областях 4 и 5, строго говоря, не равны, так как потери в потоках, текущих над и иод пластиной, не одинаковы. Потери в хвостовом екачке уплотнения, который расположен после волны разрежения, больше, чем в головном, так как Яа > /.3. Следовательно, скорость потока в области 4 меньше, чем в области 5. Пунктирная линия изображает вихревую линию разрыва поля скоростей. [c.124]

Сравним результаты излагаемой теории, выраженные формулами (2.1) и (2.2), с более точными засчетами обтекания плоской пластины с тупой передней кромкой 18] и с имеющимися экспериментальными данными. Па рис. 3, а приведены вычисленные методом характеристик при М = 5.00, 6.86 и 9.50, давления на пластине с передней кромкой в виде клина с таким углом при вершине, что скорость потока за присоединенным скачком равна скорости звука. Там же приведены давления на пластине с полукруглой кромкой при М = 14, также рассчитанные методом характеристик [19]. По осям отложены в соответствии с формулой (2.1) значения х/ схМ д) и Ар/ро. Для клиновидной кромки Сх определялось по формулам косого скачка, для полукруглой кромки Сх бралось по уточненной формуле Пьютона [20] равным 2/Зс Исключая небольшую окрестность вблизи излома обтекаемого контура, постро- [c.296]

Для решения задачи обтекания любой решетки пластин Н. Е. Жуковский использовал комплексный потенциал простого бесциркуляционного течения через решетку отрезков одной прямой w (z) = + в качестве отображающей функции Zj = ш (z) и таким способом получил в плоскости Zj (рис. 5) косую решетку оризонтальных пластин (установленных с выносом) с периодом Т = t (yjjoo + i j oo)- Отображающую функцию Жуковский задавал производной (что достаточно для вычисления v (Zj)) dz — I - sin Kz [c.110]

Определенная таким образом граница области возможных значений функции QsQli) для режимов несвободного взаимодействия, в соответствии с которой e,, ps) < 60°, позволяет сделать следующий важный вывод. На эффективном жидком клине области отрыва, образующемся на передней кромке пластины со скольжением, не реализуются режимы обтекания с дозвуковой скоростью в плоскости, перпендикулярной передней кромке. И, значит, косой скачок уплотнения в условиях несвободного взаимодействия является присоединенным к передней кромке эффективного жидкого клина. [c.67]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...