Распределение давления при обтекании клина

Если полет осуществляется при сверхзвуковых скоростях, то картина обтекания выдвинутого интерцептора меняется (рис. 1.9.9,а). Перед интерцептором и за ним происходит срыв потока, образуются застойные зоны. Внешний поток движется около этих зон подобно потоку около непроницаемых клиньев, образуя систему ударных волн и волн разрежения. График распределения давления, изображенный на рис. 1.9.9,6, показывает. [c.80]

Ниже рассматриваются результаты, полученные при исследовании обтекания клина и вогнутого угла, образованного на стенке сопла Лаваля, при изменении числа М[, величины перегрева и начальной влажности. Схема эксперимента иллюстрируется на рис. 7-8, где показано также распределение давлений в профилированном сопле Лаваля при различных параметрах потока на входе. Отметим, что при такой постановке эксперимента меняется дисперсность жидкой фазы, так как при Я >0 влага перед клином мелкодисперсная, а при уо>0 — крупно-и мелкодисперсная. Следовательно, кривая I на рис. 7-8 соответствует обтеканию клина потоком с крупными и мелкими каплями, а кривые 2—6 — потоком с мелкими каплями. Кривая 7 характеризует обтекание клина потоком перегретого (переохлажденного) пара. [c.187]

Рис. 7-8. Обтекание сверхзвуковым потоком перегретого и влажного пара клина с углом раскрытия 6 = 5°30 распределение давлений вдоль сплава Лаваля.

Рис. 7-18. Распределение давлений при обтекании клина и взаимодействии скачка уплотнения с конденсационным скачком.

Рис. 12.18. Распределение давления вдоль сопла Лаваля при обтекании клина (а) и зависимость отношения давлений на скачке pi/pi и угла Pi от начальных параметров среды (б)

Имея выражение для L, можно решать различные задачи по обтеканию тел, близких по форме к клину, слабо возмущенным потоком. Выясним, в частности, влияние возмущений набегающего потока на распределение давления по поверхности клина. Формула (19) при е = О дает [c.460]

Па рис. 3-5 приведены результаты расчета течения в плоском канале с прямолинейной верхней стенкой и нижней стенкой, терпящей излом при ж = 0. За характерный линейный размер взята высота канала в начальном сечении. Число Маха невозмущенного потока Мо = 4 для рис. 3 и 4 и Мо = 2.0 для рис. 5. Рис. 3 и 4 отвечают изломам стенки на углы = 5° и 30° в сторону потока, когда реализуется обтекание клина, и показывают для различных х распределения давления в зависимости от номера точки п при А/" = 30. Кружки и сплошные кривые - результаты расчета, штрихами дано точное решение. Даже скачок слабой интенсивности (рис. 3, в = 5°) размазывается не более чем на 4-6 расчетных ячеек. Для скачка большей интенсивности (рис. 4, = 30°) область повышения давления сужается до двух-трех ячеек. Результаты расчета центрированной волны, образующейся при изломе стенки на угол в = —30°, показаны на рис. 5, на котором для разных х даны распределения р по автомодельной переменной у/х. Здесь у - расстояние от точки излома. Штрихами приведено точное решение. Совпадение с ним, будучи удовлетворительным уже при X = 0.1, быстро улучшается при удалении от излома. [c.151]

Обтекание участков передней кромки, расположенных в окрестностях плоскостей (/ = 0и(/ = тг/2, близко к обтеканию клина с углом 10°. Что касается областей, лежащих вблизи двух других плоскостей симметрии (р = тг/4 и (р = Зтг/4), то здесь, по крайней мере, не очень далеко от передней кромки, из-за интерференции двух зон сжатия следует ожидать большего повышения давления. Сказанное подтверждается рис. 8 и 9. Па них для плоскостей (/ = 0и(/ = тг/4 и различных ж, указанных цифрами над кривыми, даны распределения р в функции от г° = г/г , где ордината стенки при тех же X ж (р. Понижение давления в окрестности г° = 1 при ж > 2.4 вызвано разрежением, которое возникает при обтекании выпуклого участка контура. Представленные результаты получены для Мо = 5.0. [c.168]

Для объяснения полученных результатов о влиянии М рассмотрим особенности обтекания датчиков. Нри обтекании сверхзвуковым потоком цилиндра и клина с большим углом раствора 80° образуется отошедшая ударная волна с областью дозвукового течения за ней. Теплообмен в пограничном слое при М < 1 слабо зависит от М. Однако теплообмен от проволоки определяется не только свойствами пограничного слоя на его поверхности, но и размерами отрывной зоны за ней. Между тем известно, что местные сверхзвуковые зоны появляются на цилиндре при М = 0.4 и вплоть до М = 1 распределение давления по поверхности цилиндра зависит от М [11]. Нри этом изменяются зоны обратных токов и суммарный теплообмен от проволоки. На клине зон отрыва нет, что и объясняет различие зависимостей тарировок пленочного и проволочного датчиков от М. [c.422]

С помощью уравнений (11.6.3) Г. Г. Черный [4в] в 1956 г. впервые получил распределение давления по конусам и клиньям (кривая /). Эти уравнения использовались затем рядом исследо-вателей и сыграли известную рель на раннем этапе развития гиперзвуковой теории обтекания тонких притупленных тел Кривые 2, 3 получены В. В. Луневым ( Известия АН СССР , 195 , Кс 4 ПММ, 1962. № 2). [c.281]

Плоские вихревые течения, близкие к поступательному потоку, возникающие, например, при сверхзвуковом обтекании профиля, близкого к клину, рассмотрели различными методами А. А. Дородницын (1949) и Г. Г. Черный (1950). В этих работах получена, в частности, формула для распределения давления по поверхности профиля [c.166]

Это допущение, справедливое для очень тупых клиньев, дает возможность вычислить как силу удара, так и распределение давлений. Аналогичным образом можно рассмотреть погружение конуса как обтекание расширяющегося диска. [c.83]

Для иллюстрации на рис. 82 показано распределение оптической плотности почернения на фотонегативе, полученном при обтекании клина сверхзвуковым потоком газа с параметрами число Маха Ма = 4,05 статическое давление Я =8,5-10 тор, [c.156]

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 решения системы уравнений пограничного слоя (5.47) необходимо знать распределение давления, которое не задано и должно определяться в процессе решения краевой задачи (5.47) совместно с уравнениями для внешнего невязкого течения. Так как в данной главе рассматривается обтекание крыльев с удлинением го = О (1) и для внешнего невязкого течения справедлива теория полос [Хейз УД., Пробетин Р.Ф., 1962], то для определения давления можно использовать приближенную формулу касательного клина , например, в форме, справедливой при М оТ > 1 (5.56), которая в этом случае, приводится к виду [c.232]

Для решения системы уравнений (7.53) необходимо знать распределение давления, которое создается под влиянием вытесняющего воздействия пограничного слоя и толщины тела. Это давление не задано и должно определяться в процессе решения краевой задачи (7.53) совместно с уравнениями для внешнего невязкого потока, получающимися при использовании гиперзвуковой теории малых возмущений. Однако при рассмотрении обтекания тонких крыльев с удлинением го = О (1) для внешнего невязкого течения при числе Маха набегающего потока М о 1 применима теория полос [Хейз У. Д., Пробетин Р.Ф., 1962] и для определения давления при условии Моо<5> 1 можно использовать приближенную формулу касательного клина , которая после введения переменных (7.50)-(7.52) принимает вид [c.331]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...