Течение с очень большой сверхзвуковой

Эти попытки рассмотрения течений с очень большой сверхзвуковой скоростью были в то время далеки от практических приложений. Единственными объектами, движущимися в атмосфере со скоростями, значительно превышающими скорость артиллерийских снарядов, были тогда метеорные тела. [c.182]

При сверхзвуковом обтекании газом тела течение вблизи него стремится при М—к некоторому предельному (асимптотическому) состоянию. Это предельное состояние называется течением с очень большой сверхзвуковой скоростью или предельным гиперзвуковым течением. Подобно тому как совокупность течений газа около дан- [c.400]

Из формулы (9.73) следует, что при ьи = с, п = при малых скоростях, например при дозвуковом течении в длинной трубе, = 1, т. е. течение на начальном участке трубы при малых Wl является близким к изотермическому. При т с, т. е. при сверхзвуковом течении с очень большой скоростью, п оо, т. е. процесс течения близок к изохорическому (рис. 9.24). [c.327]

Движение с очень большими сверхзвуковыми скоростями. Гиперзвуковые течения и обтекание тонких тел. В современной газовой динамике, имеющей дело со скоростями порядка нескольких километров в секунду, возникает много теоретических и практических вопросов, требующих изучения движения газа при очень больших значениях числа Моо. Обтекания с очень большими сверхзвуковыми скоростями обладают рядом специфических особенностей. В 14, а также в 19 мы уже обратили внимание на некоторые характерные свойства движений, в которых 1. В настоящем [c.206]

Это и есть формула Ньютона. Из этой формулы следует, что только головная часть испытывает давление. Граница передней части тела, которая испытывает столкновение с частицами, определяется условием а = 0. Остальная часть тела находится в его аэродинамической тени и, согласно теории Ньютона, давление на поверхности этой части тела равно нулю. Но на самом деле, на этом участке поверхности имеет место обтекание тела. Теория Ньютона не позволяет учесть также пространственный характер обтекания тел. Например, давления, производимые газом, движущимся с некоторой скоростью и, на клин и конус с одинаковым углом раствора по этой теории оказываются равными. Гипотеза Ньютона о природе газа, на основе которой получена формула для давления (9.2), не отражает действительные свойства газов. Поэтому не удивительно, что эта формула во многих случаях не подтверждается опытом (Ньютон высказывал сомнение в возможности практического применения этой формулы). Однако при обтекании тел с очень большими сверхзвуковыми скоростями формула (9.2) может быть пригодной для вычисления давления, оказываемого потоком на переднюю часть тела. В этом случае ударная волна близко примыкает к головной части тела, и весь поток за ударной волной сосредоточен в узком слое. Поэтому частицы газа после ударной волны близко подходят к поверхности тела и затем обтекают его, оставаясь в этом узком слое. Следовательно, когда соблюдены приведенные выше условия течения газа за ударной волной, можно ожидать, что давление, подсчитанное по формуле (9.2), будет находиться в удовлетворенном согласии с действительностью. Расчеты и эксперименты подтверждают это предположение. [c.416]

Влияние инжекции на течение газа около затупленных тел. Летательные аппараты с затупленными головными частями нашли широкое применение в случае очень больших сверхзвуковых скоростей их движения, когда необходимо обеспечить условия, при которых такие аппараты успешно противостоят действию высоких температур обтекаю- [c.268]

У.44. Сверхзвуковое течение перед скачком уплотнения характеризуется числом М1 = 15 и значением =1,4, а непосредственно за скачком— поворотом на угол Рс —5,73°. Рассматривая другие сверхзвуковые потоки с очень большими числами Маха, подобными заданному, определите параметры газа за скачками уплотнения для М1 = 10, М1=20 при том же значении =1,4. [c.382]

При движении со сверхзвуковой скоростью, которая может быть достигнута, конечно, только путем предварительного прохождения газа через поставленное перед трубой сопло Лаваля, сужение расширяющегося потока влечет за собой уменьшение скорости и повышение давления. Скорость звука с, соответствующая критическому давлению, по-прежнему является предельной достижимой скоростью при непрерывном изменении давления. Однако эта предельная скорость может быть достигнута в действительности только при условии, что труба имеет вполне определенную, не очень большую длину, зависящую от начального состояния газа и величины сопротивления трения. В трубе же с большей длиной происходит где-либо внутри трубы скачок уплотнения, скорость течения из сверхзвуковой делается дозвуковой и дальнейшее течение происходит так, как было описано выше для случая дозвуковой скорости. [c.375]

Для смешанных течений, т. е. для сверхзвуковых течений с областями дозвукового течения, отношения давлений еще имеют смысл и можно пользоваться уравнениями сжимаемой жидкости. Однако задачи с большим интервалом изменения числа Маха по времени очень трудны для расчета. Примерами таких задач являются разгон тела из состояния покоя до сверхзвуковой скорости и расчет взрыва от его начала до поздних стадий. [c.423]

Течения с большой сверхзвуковой (гиперзвуковой) скоростью (у а) обладают нек-рыми особыми св-вами. Полёт тел в газе с гиперзвуковой скоростью связан с ростом до очень больших значений темп-ры газа вблизи поверхности тела, что вызывается мощным сжатием газа перед головной частью движущегося тела и выделением теплоты вследствие внутр. трения в газе, увлекаемом телом при полёте. Поэтому при изучении гиперзвуковых течений газа необходимо учитывать изменение св-в воздуха при высоких темп-рах возбуждение внутр. степеней свободы и диссоциацию молекул газов, составляющих воздух, хим. [c.655]

В то же время не исключаются из рассмотрения и случаи движения сплошной среды с разрывами непрерывности при некоторых режимах течения в жидкостях и газах могут образовываться поверхности, особые линии и точки, где непрерывные характеристики среды, имея большие градиенты, меняются весьма значительно на малых расстояниях. Так, при сверхзвуковых течениях в газах возникают ударные волны — области, представляющие собой поверхности с толщиной порядка длины свободного пробега молекул (т. е. значительно меньше, чем где очень резко меняются скорость, плотность, давление (см. 15). Такие области могут быть рассмотрены как геометрические поверхности разрыва непрерывности. Считается, что при переходе среды через них плотность, давление и др. меняются скачкообразно на конечную величину. [c.14]

Предположение о малости угла наклона скорости и однородности давления по сечению может очень хорошо соответствовать реальным условиям. Однако существуют такие течения в каналах, в которых заведомо имеются большие углы наклона скорости и большие поперечные ускорения. Например, течение в канале с резкими изменениями сечения, течение в канале с большой кривизной, течение при смешивании сверхзвуковых струй, когда сверхзвуковое сопло работает при нерасчетном режиме, а также течение в канале, когда происходит отрыв потока или возникает большая турбулентность. [c.180]

Из этой формулы следует, что при W — с п = k при малых скоростях, например при дозвуковом течении в длинной трубе, и 1, т. е. течение на начальном участке трубы при малых w является близким к изотермическому. При W с,т. е. при сверхзвуковом течении с очень большой скоростью, когда п - оо процесс течения близок к изохорнческому (рис. 4.42) [c.365]

Перейдем теперь к результатам исследования течений с очень большими локальными градиентами давления. Основные положения асимптотической теории течений этого типа приведены в работе [35]. В качестве типичного примера рассматривается течение разрежения около угловой точки контура тела в сверхзвуковом потоке вязкого газа.Угловая точка может иметь небольшое округление с малым радиусом кривизны порядка толшдны невозмущенного пограничного слоя ( Ке / ). В этом случае, согласно классической теории пограничного слоя, при Йе -> оо на большей части течения влияние вязкости исчезает и уравнения Навье — Стокса переходят в уравнения Эйлера. Вблизи поверхности тела в пределе образуется поверхность тангенциального разрыва (благодаря чему выполняются условия прилипания), которая при некоторых условиях может отрываться от поверхности тела. [c.249]

Введение. Стабилизация течений при больших сверхзвуковых скоростях. До середины сороковых годов теоретические и экспериментальные работы по аэродинамике относились к скоростям полета, превышающим скорость звука не более чем в три-пять раз. Имелись лишь отдельные попытки изучения специфических свойств обтекания тел газом при скоростях, во много раз превосходящих скорость з ка. Так, в работе П. С. Эпштейна (см. стр. 163) впервые была произведена оценка сопротивления тел при очень большой сверхзвуковой скорости с помощью методов сверхзвуковой аэродинамики. В этой же работе было обращено внимание на то, что картина движения тела в газе с очень большой сверхзвуковой скоростью близко напоминает рассматривавшуюся еще И. Ньютоном картину движения в сопротивляющейся среде, состоящей из отдельных, не взаимодействующих между собой частиц. Из рассуждений Ньютона вытекает, что давление, действующее на обращенный вперед элемент движущегося тела, пропорционально квадрату синуса угла встречи элемента с частицами среды. А. Буземан (Handworterbu h der Naturwissens haften, Bd. 4, Jena, 1934) получил приближенную формулу для расчета давлений на поверхности головной части профилей и тел вращения, уточняющую формулу Ньютона путем учета центробежных сил в слое частиц, движущихся после неупругого соударения с телом вдоль его поверхности. [c.182]

Если иметь в виду диапазон скоростей движения летательных аппаратов от малых дозвуковых до очень больших сверхзвуковых, то, ак уже указывалась, можно выделить следующие основные разделы в науке об исследовании обтекания аэродинамика несжимаемой жидкости, или гидродинамика (число Маха обтекающего потока М = 0), и аэродииамика больших скоростей. Последняя в свою очередь подразделяется на аэродинамику дозвуковых (М<1) и околозвуковых (транс ЗВ у к о в Ы X, М5К 1) скоростей, а также аэродинамику сверхзвуковых (М>1) и гиперзвуковых (М>1) течений. Необходимо подчеркнуть, что в каждом из этих разделов исследуются процессы обтекания, которые характеризуются некоторыми специфическими особенностями, свойственными потокам с указанными числами Маха, По этой причине исследования таких потоков могут бази-роваться на различной математической основе. [c.10]

НИИ уравнений Навье — Стокса для небольших чисел Рейнольдса и для предельного случая очень больших чисел Рейнольдса (асимптотические методы). Наибольшие успехи достигнуты в исследовании отрывных течений при сверхзвуковых скоростях. Для случая ламинарного течения и Ве оо исследуются течения вязкой жидкости и газа в окрестности точки отрыва и делаются попытки построить течение в целом с учетом действия вязкости только в тонких слоях (поверхностях тенгенциального разрыва). [c.6]

Течения с большой сверхзвуковой — гинерзвуко-вой скоростью (р а) — обладают нек-рыми особыми сво11ствами. Иолет тел в газе с гинерзвуковой скоростью связан с ростом до очень больших значений [c.471]

Отметим, что омываемое жидкой или газообразной средой тело может иметь повышенную температуру не только из-за прохождения тепла сквозь поверхность тела в сторону среды. При очень больших скоростях омывания происходит саморазогрев тела вследствие торможения частиц жидкости в непосредственной близости от поверхности. Если обтекаемое тело не может обмениваться теплом ни с какими третьими физическими областями и если к тому же режим стационарен, то тепловыделение в каждой точке поля течения компенсируется теплоотводом в направлении менее заторможенных слоев, передачи же тепла сквозь поверхность тела нет. Таким образом, возможны случаи, когда поверхность обтекаемого тела теплонепроницаема и тем не менее она имеет более высокую температуру, чем среда. В таких случаях отпадает вопрос о величине потока тепла, пронизывающего поверхность тела, и искомой величиной становится величина саморазогрева поверхности. Такого рода задачи возникают при установлении теплового барьера для сверхзвуковых самолетов или при обсуждении процессов сгорания метеори- [c.9]

Значительное увеличение скоростей летательных аппаратов привело к необходимости учитывать в аэродинамических исследованиях специфические особенности газовых течений, обусловленные изменением физико-химических свойств воздуха. Если в обычной сверхзвуковой аэродинамике учитывалось свойство сжимаемости как важнейшее проявление особенности течения с большими скоростями, а влиянием температуры на термодинамические параметры и кииетические коэффициенты воздуха, а также на физикохимические процессы, которые могут протекать в нем, пренебрегали, то при очень больших (гиперзвуковых) скоростях на ь-срвое место выдвигаются особенности, связанные с влиянием высоких температур. [c.49]

Схематично это объяснение дано на рис. 3.88. Диаграмма в левой части рис. 3.88 соответствует автомодельному течению при длине сверхзвуковой части, больше предельной, 4 > эквивалентному углу коничности 83 т. е. области (А) на зависимости р 2 = /( экв) Соответственно диаграмма в правой части рис. 3.88 соответствует автомодельному режиму течения при короткой длине сверхзвуковой части 4 < 4" ( экв >. т. е. области (Б). Визуализация течения на внутренней стенке обечайки и на пластине, установленной в вертикальной плоскости за срезом звукового насадка, показала, что на стенке обечайки можно вьщелить три зоны течения. В зоне I (ближе к срезу звукового насадка или к донной области) масляная пленка сохранилась практически полностью. Сопоставление размеров этой зоны с эпюрой давления на стенке обечайки, которое в этой зоне постоянно, показывает, что течение в этой зоне очень слабое и не действует на саже-масляную пленку. В зоне II наблюдается некоторое изменение вида масляной пленки (продольные наплывы масла) что свидетельствует о наличии слабого возвратного течения в донную область. В зоне III масляная пленка целиком вымыта потоком вплоть до выходного сечения сопла, кроме узкой поперечной полосы весьма небольшой ширины, центр которой характеризуется на схеме рис. 3.88 точкой П (ширина этой полосы в опытах работы [6] была 1 мм). Течение в зоне III сопровождается резким повышением давления на стенке до некоторого максимального значения р . Это свидетельствует о наличии сильного течения от точки П (которая характеризуется как точка присоединения потока) вправо к выходному сечению сопла. [c.164]

Знак минус в этих уравнениях показывает, что при увеличении скорости (длу>0) плотность газа уменьшается (др<0). Степень уменьшения плотности не остается постоянной, она зависит от величины скорости лу (от значения числа Маха М). При очень малых скоростях (М 1) сжимаемостью газа обычно пренебрегают и считают р=соп81. С увеличением числа М сжимаемость газа проявляется все в большей степени и уменьшение плотности возрастает. Однако при М<1,0, то есть при дозвуковом течении газа, изменение плотности остается меньше прироста скорости. При скорости газа, равной скорости звука (М=1), степени уменьшения р и роста лу становятся одинаковыми. С переходом к сверхзвуковому течению (М>1) уменьшение плотности начинает превышать прирост скорости и тем в большей степени, чем больше будет скорость течения газа. [c.116]

Полное давление в струйках тока, прошедших разные участки системы скачков уплотнения, различно. Наибольшее восстановление давления в струе газа, прошедшей систему скачков 2-4-6. Зная угол О2 и предполагая течение плоскопараллельным, указанную систему можно легко рассчитать [2]. На рис. 1 штрихпунктирной линией нанесено значение = 19.75, рассчитанное для струйки тока, прошедшей систему скачков 2-5. Оно согласуется с экспериментальными данными. Значение давления рдд в струе, прошедшей систему косых скачков 2-4-6 равно 30. Это намного выше максимального значения р° на цилиндре. Это обстоятельство объясняется тем, что ширина отмеченной струи очень мала и она размывается, не дойдя до поверхности цилиндра (ширина струи, полученная по измерению расстояния АВ на теневой фотографии для цилиндра с с1 = 24 , равна 1-1.5 ). Этому содействует также колебание всей системы скачков уплотнения относительно среднего положения, практически всегда имеюгцееся во время эксперимента как вследствие отрыва потока, так и вследствие чисто механических колебаний модели в аэродинамической трубе. При больших размерах модели и больших числах Маха повышение давления на цилиндре будет более значительным. В частности, как показывают расчеты, при больших числах Маха скорость потока за скачком 5 остается сверхзвуковой. В этом случае перед цилиндром будет наблюдаться местный прямой скачок 7. [c.495]

Сопротивление тел в околозвуковом, сверхзвуковом и гиперзвуковом диапазонах скоростей представляет особую область газовой динамики, которую во вводном курсе осветить невозможно. Поэтому здесь будут приведены лишь некоторые экспериментальные результаты для основных форм обтекаемых тел и некоторые ссылки на более обширные источники информации. Изменение коэффициента сопротивления сфер и цилиндров в зависимости от числа Маха свободного потока в диапазоне от 0,1 до 10 иллюстрируется на рис. 15-29. На этом рисунке показано влияние сжимаемости при числах Рейнольдса как выше, так и ниже того, которое необходимо для перехода в пограничном слое от ламинарного течения к турбулентному. Для чисел Маха больше 0,7 влияние вязкости стаиовится малым, и кривые сливаются. Для сопоставления на рис. 15-30 Л. 14] показаны характеристики сопротивления удлиненной ракеты, корпус которой представляет собой заостренное тело вращения. Это тело имеет очень высокое критическое число Маха (Макр 0,95), и при Ма=3 сила сопротивления, действующая на него, составляет примерно 1/5 от сопротивления сферы с тем же диаметром, что и максимальный диаметр ракеты. Удобообтекаемое с точки зрения дозвукового потока тело, т. е. тело со скругленной передней кромкой, испытывает в сверхзвуковом потоке очень высокие силы сопротивления по сравнению с заостренными телами. [c.428]

Наиболее полно разработаны методы расчета, основанные на линейной теории сверхзвукового обтекания тонких тел. В основу этой теории положены предположения о том, что форма тела и характер его движения в сверхзвуковом потоке обеспечивают малость возмущений, т. е. малое отличие всех газодинамических параметров в возмущенной области течения от значений этих параметров в набегающем равномерном потоке. Из всех работ, посвященных линейной теории нестационарного сверхзвукового обтекания тел, следует упомянуть две монографии [1, 2]. Первая книга содержит ряд фундаментальных результатов, позволяющих разработать методы расчета нестационарного сверхзвукового обтекания тонкого крьша произвольной формы. Во второй книге дано систематическое изложение теории нестащюнарного сверхзвукового обтекания тонких тел различной формы. Следует также отметить большую и очень полезную работу, выполненную под руководством С. М. Белоцерковского, при создании атласа стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане [3]. [c.68]

Интересно отметить, что излучатель с косым скачком уплотнения может работать при очень низких перепадах давления, в частности модель Куркина испытывалась при = ати. Наши измерения, проведенные на несколько видоизмененной конструкции излучателя (ГСИ-1), показанной на рис. 42, в которой эллиптический корпус заменен круглым и использована система для естественного выброса отработанного газа (об этом подробно см. в гл. 6), показали, что изменение излучендя в зависимости от давления воздуха не является линейной функцией. На рис. 43 приведена запись величины звукового давления по оси излучения при медленном изменении давления Ро в сопле. Выборочные измерения мощности излучения для нескольких значений Р показали, что устойчивое излучение начинается при 0,6 ати, т. е. при давлении ниже критического. Границей между двумя режимами генерации, соответствующими околозвуковому и сверхзвуковому течениям, служит давление 1,5 ати, причем эта граница в зависимости от настройки несколько смещается. При работе излучателя во второй области генерации, например при Р = 2,5 ати, акустическая мощность приблизительно в пять раз больше, чем при Р(,=0,д ати, но к.п.д. излучателя немного выше при втором режиме работы. Начало генерации в излучателе ГСИ-1 (разработанном в сотрудничестве с Научно-исследовательским технологическим институтом) при перемещении рассекателя соответствовало полностью введенному в сопло рассекателю, т. е. когда излучатель работал в режиме стержневого свистка. Здесь следует отметить общность процессов, происходящих в излучателях с коническим рассекателем и со стержнем (об этом см. в гл. 5). Стержень в излучателе, по-видимому, можно представить как своеобразный вырожденный конус с углом 0 = 0°. [c.62]

Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси [20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущаюнщх поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2) она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. [c.204]

На рис. 4 32 представлен пример течения в канале, поворот потока в котором осуществляется на 180 . Из рассмотрения линии W = onst видно, что очень сильна неравномерность потока по сечению. Интересно, что несмотря на узкие проходные сечения, наличие центробежных сил при больших поворотах создает значительную неравномерность в потоке, в связи с чем использование одновременного приближения для расчета течений в таких каналах оказывается совершенно неправомочным. Аналогичные результаты получены также при расчете каналов, в которых дозвуковой поток первоначально движется в направлении, перпендикулярном оси симметрии, а затем переходит в сверхзвуковой, одновременно поворачиваясь на 180°. [c.165]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...