Обтекание снаряда

Вычисленные для симметрично-осевого потока значения угла были сопоставлены с результатами наблюдения, полученными при обтекании снарядов с конической головкой, и оказались в хорошем соответствии с ними. [c.425]

В качестве второго примера рассмотрим уже изученный в 27 случай обтекания снаряда, ось симметрии которого параллельна на этот раз оси X. Предположим, чтобы можно было применить наш метод линеаризации, что снаряд сильно вытянут, так что его меридиональное сечение имеет вид [c.254]

Постараемся разобраться в причинах образования скачка уплотнения при обтекании снаряда сверхзвуковым потоком. [c.260]

В горизонтальном направлении на большой высоте и с высокой скоростью. Для обеспечения стабилизации снаряда по крену в положении носовой частью вперед на нем укреплены небольшие хвостовые стабилизаторы. Снаряд замедляется до скорости нескольких сотен футов в секунду и, пройдя около 500 миль, когда высота становится равной 50 ООО футов, выходит на почти вертикальную траекторию. Поэтому на высотах ниже 50 ООО футов для дальнейшего замедления снаряда и снижения <его скорости до величины, обеспечивающей безопасную посадку, можно воспользоваться парашютом. Характер сверхзвукового режима обтекания снаряда такого типа виден из снимка на рис. 11.26. Основной особенностью здесь является ярко выраженная сильная ударная волна [c.382]

Некоторые летательные аппараты (например, ракета, артиллерийский снаряд) или конструктивные элементы могут иметь форму тела вращения. Исследования обтекания таких тел составляют содержание одного из важнейших разделов современной аэродинамики. Ниже рассматривается широкий круг проблем, связанных с определением аэродинамических характеристик различных по форме тел вращения (корпусов). [c.474]

ОКОЛОЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение газа в области, в к-рой скорость потока и мало отличается от местной скорости распространения звука а(и яц а). О. т. может быть дозвуковым (к < а), сверхзвуковым (у > а) и смешанным (или трансзвуковым), когда внутри рассматриваемой области совершается переход от дозвукового к сверхзвуковому течению. Характерными случаями О. т. являются течение в области критического (наиб, узкого) сечения сопел ракетных двигателей и аэродинамич. труб, течение вблизи горловины сверхзвуковых воздухозаборников реактивных двигателей, в межлопаточных каналах нек-рых турбомашин, обтекание тел (самолётов, снарядов, ракет), летящих со скоростью, близкой к скорости звука или преодолевающих звуковой барьер , когда на обтекаемом теле возникают местные сверхзвуковые зоны, замыкающиеся ударными волнами. [c.402]

Заметим, что при сверхзвуковом обтекании стенки, переменном во времени, эквивалентном неравномерному движению тела, температура скачка уплотнения должна представляться переменной функцией времени и при том известной функцией, поскольку должна считаться известной скорость обтекания стенки или скорость движения снаряда. [c.336]

На теории Прандтля — Майера основано исследование течений не только около носка снаряда, но и в сопле Лаваля и около профиля крыла с передней кромкой в виде идеально острого клина. Укажем, например, на работу Я. Аккерета (1925) , в которой рассматривается обтекание сверхзвуковым потоком плоской пластинки при мал ом угле атаки а. [c.316]

Метод конических течений Буземана в 40-х годах стал одним из важных методов сверхзвуковой аэродинамики. Автор метода исследовал осесимметричное обтекание кругового конуса для различных углов при вершине конуса и для разных чисел Маха (1935—1942) затем было рассмотрено течение около треугольного крыла с дозвуковыми прямыми передними кромками (М. И. Гуревич — 1946, Г. Дж. Стюарт — 1946), треугольного крыла с отрывом потока в вершине, снаряда со стабилизатором и т. д. [c.329]

Относительно простую задачу представляет собой осевое обтекание твердых тел вращения (артиллерийские снаряды без рыскания). Карман и Мур ) первыми пришли к выводу, что наличие волнового лобового сопротивления вызывает резкий рост сопротивления при движении тонкого снаряда, когда М= 1, и оценили это возрастание сопротивления на основе упрощений, указанных в 10. Более чем через 10 лет Копал распространил этот вывод на снаряды с рысканием и показал, что упрощенная теория приводит к ряду ошибочных заключений ). В частности, в случае конусов под углом атаки поперечная сила, подсчитанная по формулам из 10, убывает с возрастанием М, в то время как правильное приближение по теории возмущений дает ее увеличение (парадокс Копала). [c.36]

Теневые искровые фотографии, приводимые на этих двух страницах, расположены так, чтобы показать развитие картины ударных волн, входящих по мере увеличения числа Маха все глубже в дозвуковое поле обтекания модели артиллерийского снаряда. Снаряд находится в свободном полете [c.134]

В линейной теории вычисления могут быть проведены относительно простыми аналитическими средствами, так как линеаризированные уравнения потока в основном совпадают с уравнениями волнового движения малой амплитуды. Следовательно, многие хорошо известные методы теории волн могут быть применены в такой упрощенной сверхзвуковой аэродинамике это особенно справедливо для случая тонких тел вращения (например, для фюзеляжа самолета, корпуса снаряда и для плоских тел, подобных крылу самолета). В этих случаях может быть сделано дальнейшее упрощение, которое касается граничных условий задачи, а именно, требования плавного обтекания. Это условие определяет, в случае осесимметричного потока, направление вектора скорости на поверхности, а в случае плоского тела — направление составляющей вектора скорости, лежащей в плоскости нормальной к средней поверхности тела. Линеаризированные дифференциальные уравнения при указанных граничных условиях можно решить точно, но, обычно, приходится применять численные и графические методы. Поэтому желательно дальнейшее упрощение задачи, которое достигается с помощью предельного перехода от точных граничных условий к условиям, относящимся к оси тела вращения или к плоскости плана крыла вместо действительной поверхности. Приводимые ниже результаты основаны на этом приближении. Строго говоря, только это приближение согласуется с допущениями линейной теории, потому что если удовлетворить граничным условиям на действительной поверхности, то, в рассмотрение, вообще, войдут члены высшего порядка, которые были отброшены в дифференциальных уравнениях. [c.13]

Движение тел в газах при сверхзвуковых скоростях. Сопротивление снарядов. В 2 мы выяснили, что в тех случаях, когда небольшое тело движется в газе со сверхзвуковой скоростью или, что сводится к тому же, газ движется равномерно со сверхзвуковой скоростью около небольшого неподвижного тела, возмущения давления распространяются только позади тела внутри определенного конуса, угол раствора которого зависит от скорости течения. Однако этот результат передает действительную картину явления только до тех пор, пока обтекаемое тело является малым. Если же размеры обтекаемого тела не малы, то действительная картина обтекания получается более сложной. Пусть тело имеет спереди тупую форму. Тогда при своем движении оно немного вытесняет газ вперед, и в середине закругления в критической точке А (рис. 249) возникнет подпор газа [ 5, п. с) гл. II]. Так как вытесняемая масса газа движется относительно тела с дозвуковой скоростью, то давление в ней распространяется также и в сторону движения тела, но на сравнительно [c.396]

Мы уже знаем, что при движении в газе тел со скоростью, большей, чем скорость звука (или, что то же самое, при обтекании неподвижных тел сверхзвуковым потоком), образуются скачки уплотнения, или ударные волны. Действительно, сверхзвуковой поток, набегающий, например, на головку снаряда, тормозится в точке разветвления воздушной струи до нулевой относительной скорости. Переход от сверхзвуковой скорости к дозвуковой скорости приводит к появлению ударной волны, которая образуется перед лобовой частью снаряда или пули. Эта ударная волна называется головной или баллистической волной (рис. 163). Головная волна располагается тем ближе к обтекаемому телу, чем больше скорость движения тела. Если скорость самолёта меньше скорости звука, но [c.259]

В главе IV рассматривалось линеаризированное обтекание тонкого тела крылового типа (несущих поверхностей). Другой важной задачей является обтекание тонких тел вращения типа снарядов и ракет. Если такие тела имеют достаточно малые поперечные размеры, то исследование задачи обтекания можно вести по теории малых возмущений. Вначале остановимся на осесимметричном обтекании тел вращения. Движение газа будем считать потенциальным. Способ линеаризации уравнений движе- [c.425]

Задачи гидродинамики делятся на два основных класса внутренние и внешние. К внешним задачам относятся задачи обтекания тела потоками жидкости или газа, или о движении тела в жидкой или газообразной среде. Внешними задачами являются задачи, связанные с полётами самолётов, снарядов и других тел, движущихся в атмосфере. Внутренние задачи занимаются движением жидкости в каналах. В этот класс задач входят такие как [c.62]

Рассмотрим еще одно интересное явление, связанное с обтеканием тела потоком воздуха и являющееся результатом циркуляции потока вокруг летящего тела. Это эффект Магнуса, хорошо известный артиллеристам, которые давно обнаружили, что снаряд при полете отклоняется перпендикулярно к потоку, набегающему на снаряд. Как известно, для стабилизации его в полете ему придается вращательное движение. В результате этого воздух, прилегающий к поверхности снаряда, также вращается (рис. 10). Но поток, кроме того, имеет поступательное движение относительно летящего снаряда. В тех местах, где скорости поступательного и вращательного движения складываются, суммарная скорость превышает скорость потока, набегающего на снаряд. С противополож- [c.51]

Займемся вопросом о конвективном нагреве баллистического снаряда в процессе его спуска в атмосфере. При анализе такого нагрева будем предполагать ламинарное обтекание корпуса, что и имеет место в действительности. Чтобы показать это, заметим, что в условиях максимальной скорости нагрева [см. уравнения (11.40) и (11.53)] число Рейнольдса на единицу длины определяется формулой [c.372]

На рис. 11.15 представлены расчетные кривые, характеризуюш,ие конвективный нагрев при ламинарном обтекании конических баллистических снарядов различного веса с плош адью основания 25 фут входящих в атмосферу под пренебрежимо малыми углами к горизонту. При расчете этих кривых начальное значение / ]// принималось равным нулю, [c.373]

Из фотографий, приведенных на фиг. 142, видно, что при обтекании снаряда сверхзвуковым потоком скачок уплотнения становится с возрастанием числа Мапевского все более наклоненным к направлению движения. Это явление аналогично тому, о котором шла речь в начале параграфа, когда рассматривалось движснпе со сверхзвуковой скоростью точки, являюш,ейся источником возмущений. Здесь скачок уплотнения также имеет форму, близкую к конусу, вершина которого находится в носовой точке снаряда, а ось совпадает с направлением набегающего потока. Этот конус отделяет невозмущенны поток, находящийся вне конуса, от возмущенного потока внутри конуса. Чем больше число Маиевского, тем меньше угол раствора конуса. [c.349]

Весьма важной является задача о движении тела в сжимаемой жидкости при скоростях, близких к скорости звука. В этом случае характер обтекания резко различается при движении с числол Маха М>1 (сверхзвуковое движение) и М<1 (дозвуковое движение). Ссшротивление тел также сильно меняется с изменением числа Маха это можно видеть из кривых на рис. XIV.8, характеризующих зависимость коэффицие та сопротивления четырех снарядов различной формы от числа Маха. Как видно из этого рисунка, значения [c.233]

К. т. встречается при обтекании нн. тел, используемых в авиации, артиллерии, ракетной технике, напр, остроконечных артиллерийских снарядов, носовых частей фюзеляжей сверхзвуковых самолётов, центр, тел воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей. Области К. т. образуются и при обтекании нек-рых др. тел, ыапр, треугольной пластинки под углом атаки, клиновидного тела конечного размаха, конич. поверхностей Еекруглого, в т. ч. звездообразного , поперечного сечения. [c.441]

Как уже упоминалось в гл. VIII, в разреженных газах условие прилипания газа к твердой стенке не имеет места в этих условиях наблюдается скольжение газа по стенке, которое можно считать пропорциональным производной по нормали к поверхности обтекаемого тела от касательной составляющей скорости. Не приходится и говорить о том, что условие прилипания совершенно теряет свою силу в сильно разреженных газах, когда длина свободного пробега молекулы становится сравнимой с линейными размерами тела. В этом случае газ уже нельзя рассматривать как сплошную среду. Такого рода движения газа выходят за рамки механики в узком смысле слова и составляют предмет изучения кинетической теории газов. Заметим, что вопросы обтекания тел разреженными газами приобретают в последнее время практическое значение в связи с полетами ракетных снарядов на больших высотах. [c.639]

В начале XX в. к исследованиям прямого скачка уплотнения, с которых началась теория ударных волн, добавились работы по так называемому косому скачку уплотнения. Такие скачки впервые наблюдали в 80-х годах XIX в. они четко видны на снимках потока окололетящего снаряда. В случае, когда ударная волна присоединена к носку снаряда, явление изучено впервые Л. Прандтлем и Т. Майером в 1906—1908 гг. Ими же рассмотрено сверхзвуковое обтекание угла и определены условия на косом скачке уплот-316 нения, направление линий тока до и после скачка, если задано отношение давлений после скачка и в невозмущенном потоке. [c.316]

Энергия движущегося тела (снаряда, пули и т. п.) в значительной степени расходуется на образование ударных волн, сопровождающих его движение со сверхзвуковой скоростью. Сопротивление двнжен] ю тела при такой скорости в основном является волновым сопротивлением. Частицы среды приходят в движение вследствие удара тела о частицы, встречающиеся на его пути. Частицы, о которые ударилось тело, расступаясь, вызывают движение частиц окружающей среды, которое начинается после прохода головной ударной волны. Энергия, затраченная на движение частиц и на тепло при ударе частиц, получается за счет уменьшения кинетической энергии движущегося тела или за счет источника, приводящего тело в движение. Форма передиеп части тела су щестсеино влияет па величину лобового сопротивления тела с заостренным носом и с малым поперечным сечением имеют меньшее лобовое сопротивление. Форма задней части тета не имеет уя е такого важного значения, как при небольшой скорости обтекания. [c.416]

Наконец, из парадокса обратимости следует возможность того, что область мертвого воздуха, или след , может образоваться впереди цилиндра. Наличие такой области сделало бы возможным обтекание конечного цилиндра таким же потоком, как и известное обтекание Тейлора — Маккола ( 85) для конического снаряда. Такое течение характеризуется тем, что на боковой поверхности конуса всюду постоянное давление. Согласно теории следов (гл. III), твердый конус можно было бы, не нарушая равновесия, заменить идеальным невязким воздухом при постоянном избыточном давлении. Математически это означает, что в идеальной жидкости возможно обтекание плоского диска сверхзвуковым потоком, при котором невидимый конический воздушный барьер защищает диск от давления воздуха, намного уменьшая лобовое сопротивление. [c.46]

Возникновение поперечной силы при обтекании вращающегося артиллерийского снаряда набегающим воздухом было обнаружено еще в середине XVIII в. [c.249]

Изложение вопроса о влиянии сжи.чаемости газа при до- и сверхзвуковых скоростях на пространственное обтекание тел идеальным газом выходит за пределы настоящего курса. За последнее время такие основные в этой области проблемы, как осесимметричное и наклонное обтекание тел врап1,ения (например, снаряда) и обтекание крыла конечного размаха, подробно исследованы многими учеными. Подробное освещение теории линеаризированных пространственных течений можно найти в монографии Ф. И. Франкля и Е. А. Карповича Газодинамика тонких тел в серии Современные проблемы механики (Гостехиздат, 1948 г.). Методы решения нелинеаризированных пространственных задач изложены в Теоретической гидромеханике Кибеля. Кочина и Розе (ч. II, изд. 1948 г.). [c.466]

Из фотографий, далее, видно, что при значении числа Маиевского, равном 1,099, передний скачок уплотнения приближается вплотную к носовой точке снаряда. Такой скачок называется присоединенным скачком уплотнения в отличие от предыдущего, который можно назвать отсоединенным. Следует заметить, что присоединенные скачки уплотнения могут быть только при обтекании тел с заостренной носовой частью. Дело в том, что у таких тол давление в набегающей струйке нарастает при приблигкении к носовой точке весьма медленно и только непосредственно перед носовой точкой резко увеличивается иными словами, градиент давления в набегающей струйке здесь небольшой. [c.348]

Вопрос об условиях существования и единственности решения составленной системы уравнений до сих пор ие решен. Соответствующие условия обычно указываются в каждом отдельном случае. В число граничных условий, так же как и е несжимаемой вязкой жидкости, входит равенство нулю скорости на неподвижной твердой границе, а при движении тела в газе совпадение скорости частиц газа, прилегаюш,их к поверхности тела, с соответствующими скоростями точек поверхности тела. Как уже упоминалось в гл. VIII, в разре женных газах условие прилипания газа к твердой стенке не имеет места в этих условиях наблюдается скольжение газа по стенке, которое можно считать пропорциональным производной по нормали к поверхности обтекаемого тела от касательной составляющей скорости. Не приходится и говорить о том, что условие прилипания совершенно теряет свою силу в сильно разреженных газах, когда длина свдбодного пробега молекулы становится сравнимой с линейными разм.ерами тела. В этом случае газ уже нельзя рассматривать как сплошную среду. Такого рода, движения газа выходят за рамки механики в узком смысле слова и составляют предмет изучения кинетической теории газов. Заметим, что вопросы обтекания тел разреженными газами приобретают в последнее время практическое значение в связи с полетами ракетных снарядов иа больших высотах, где разрежение воздуха очень велико. [c.806]

Задачи обтекания. Здесь будут рассмотрены задачи обтекания конечного тела безфаничным потоком. Этот класс задач играет важную роль в аэродинамике крыла и снаряда. Результаты ана шза и расчета задач обтекания используются при решении ряда актуальных проблем высокоскоростной (реактивной) авиации и внешней баллистики. Общая постановка задачи обтекания уже упоминалась в 7 и формулируется следующим образом. [c.252]

В осесимметричной задаче возможны два типа обтекае.мых контуров, показанные на рис. 8. Первый из них является сечением одно-связного тела вращения (типа снаряда). Обтекание такого контура является бесциркуляционньш (Г = 0), а точки ветвления линии тока всегда лежат на оси симметрии. Второй тип представляет кольцевидное (торообразное) тело вращения, от которого на плоскости течения остается лишь его меридиональный профиль (с учетом отмеченной в 22 симметрии). В этом случае положение с циркуляцией и точками ветвления такое же, как и для плоскопараллельной задачи. К сожалению, по осесимметричной задаче обтекания пока еще нет таких результатов, которые можно было бы достаточно просто изложить в данном тексте. Поэтому нижеследующее относится только к плоскопараллельному обтеканию. [c.254]

Аэродинамические явления, происходящие при полете управляемых снарядов, ракет и высокоскоростных самолетов, определяются тем, что числа Маха полета достигают довольно больших значений, порядка 5-10-20. Течения с такими числами Маха получили название гиперзвуковых. Основной задачей теории гиперзвуковых течений является задача обтекания конечного тела сверхзвуковы.м потоко.м при больших числах Маха, При установившемся гиперзвуковом обтекании перед телом возникает сильный, вообще говоря, отошедший скачок уплотнения (головная ударная волна), отделяющий невозмущепный набегающий поток от области неравномерного течения между скачком и телом, [c.306]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...