Ударная волна хвостовая

Претерпев дополнительное расширение и поворот в точке С, газ вновь начинает двигаться вдоль продольной оси, в результате чего возникает криволинейная хвостовая ударная волна 2. [c.509]

Хвостовой закрылок. Назначение хвостового закрылка состоит в том, чтобы продолжить днище фюзеляжа в хвостовой части орбитального корабля при входе в плотные слои атмосферы, с целью помешать сверхзвуковому потоку и ударным волнам разрушить сопла основных двигателей. Длина закрылка 6,7 м, ширина 2,4 м он напоминает в сечении воздушное крыло. У передней кромки его толщина составляет примерно 300 мм и постепенно уменьшается к задней кромке. Рассмотренные варианты основывались на использовании тонких (25—75 мкм) слоев волокон PRD-49 и графита в эпоксидной матрице. Меньше внимания было уделено полиимидной матрице. Конструктивные варианты основаны на сочетании слоистых п ребристых структур. Показано, [c.122]

На рис. 1.18 показана фотография, полученная при обтекании тела с острой носовой частью сверхзвуковым потоком в аэродинамической трубе. На ней видны головные и хвостовые скачки. Фотографировать скачки удается потому, что коэффициент преломления света в воздухе зависит от плотности последнего, а плотность скачкообразно изменяется во фронте ударной волны. [c.30]

Образователи ударных волн. Полет самолета со сверхзвуковой скоростью сопровождается своеобразным хлопком, который является следствием образования скачков уплотнения и волн разрежения перед носком фюзеляжа, фонарем кабины самолета, в местах стыка крыла и оперения с фюзеляжем. Основные мощные ударные волны образуются носовой частью самолета и крылом (они в полете первыми встречают частицы воздуха) и затем хвостовым оперением. Такие ударные волны называются соответственно головной и хвостовой (рис. 1.5, а). Промежуточные ударные волны или догоняют головную волну и сливаются с ней, или отстают и сливаются с хвостовой. [c.13]

За головной ударной волной давление воздуха скачкообразно возрастает, становясь больше атмосферного, затем оно плавно уменьшается и становится даже меньше атмосферного, а далее снова скачкообразно восстанавливается до атмосферного в хвостовой волне. [c.13]

Исследованиями установлено, что два последовательных звуковых хлопка отчетливо слышны тогда, когда между ними проходит более -/в с. Чем больше длина самолета, тем больше временной интервал между прохождениями головной и хвостовой ударных волн. Вот почему от самолета с длинным фюзеляжем четко [c.13]

В результате многократных отражений волн в преграде формируется волна разрежения со ступенчатым профилем давления — рис.1.3в. Продолжая анализ далее можно увидеть, что после выхода ударной волны в преграде на ее свободную тыльную поверхность образуется отраженная центрированная волна разрежения. В области взаимодействия встречных волн разрежения в преграде движение среды уже не описывается простой волной и изменение состояния частиц вещества не совпадает ни с одним интегралом Римана. В этом случае значения давления и массовой скорости отыскиваются на пересечении Римановых траекторий изменения состояния вдоль и С -характеристик, проходящих через рассматриваемую точку в данный момент времени. В частности, вдоль хвостовой характеристики отраженной волны разрежения в преграде изменение состояния происходит по траектории с положительным наклоном, проходящей через точку ы = 2ы,, р = 0. Вдоль хвостовой характеристики падающей волны разрежения в преграде изменение состояния происходит по траектории с отрицательным наклоном, проходящей через точку ы = О, р = 0. Из рис. 1.36 видно, что пересечение этих двух фазовых траекторий имеет место в области отрицательных давлений. [c.20]

Способ определения давления в хвостовой части отраженной волны разрежения в образце, что соответствует точке 2 на осциллограмме, поясняется диаграммами время —координата х и давление р—массовая скорость и на рис.5.10. Точки 1, 2 на этом рисунке соответствуют обозначенным на осциллограммах. Линией 012 на t, д -диаграмме обозначена траектория контактной границы, ОЛ — траектория фронта ударной волны. Предполагается, что в координатах р, и Римановы траектории изменения состояния вдоль характеристик С , С параллельны ударной адиабате или зеркальны ей. [c.166]

В ударную волну СМ (хвостовой скачок) попадают все характеристики, выпущенные из отрезка профиля РС и ш области равномерного потока МСК. [c.257]

О Последнее утверждение не вытекает из теории потока на бесконечном удалении от профиля [59] как указал О. С. Рыжов, эта теория допускает существование ударных волн, расположенных между головной и хвостовой ударными волнами, но с более быстрым законом убывания интенсивности скачка. [c.269]

Очевидно, что, продолжая расчет, мы найдем параметры газа во всех точках контура профиля. Если есть необходимость, то параметры потока можно найти и в области, лежащей за обтекаемым телом. В данном случае надо учесть, что на хвостовой точке тела образуется ударная волна, которая на рис. 80 показана линией О/И. Причина возникновения хвостовой волны та же, что и при обтекании угла, меньшего 180°. В данном случае механическая причина появления ударной волны — встреча двух сверхзвуковых потоков под некоторым углом друг к другу. [c.341]

Изучение многих интересных случаев искажения волнового профиля, при котором возникает более одной ударной волны, здесь ограничивается только одним случаем исходным волновым профилем, для которого сжатие сменяется последующим разрежением, как на рис. 45. Здесь происходит формирование двух ударных волн, положение и время образования которых соответствует двум точкам перегиба, лежащим на участках с отрицательным наклоном волнового профиля. Правило Уизема показывает, что обе ударные волны возрастают до максимальной интенсивности, а затем начинают затухать они становятся соответственно головной ударной волной, как на рис. 44, и хвостовой ударной волной, поднимающей пониженное давление воздуха на хвостовой части импульса до невозмущенного значения. Хвостовая ударная волна со скоростью, промежуточной между невозмущенным значением Со позади нее и уменьшенной скоростью сигнала впереди нее, движется постепенно назад [c.216]

И равного и противоположного хвостового импульса треугольной формы. Асимптотическая величина интенсивности (272) обеих ударных волн равна [c.244]

В настоящей работе исследуется обтекание сверхзвуковым потоком газа треугольного крыла, имеющего излом носовой части в поперечном направлении к вектору невозмущенного потока. Для плоского крыла это сводится к обтеканию треугольной носовой части и примыкающей к ней основной части крыла в виде трапеции. При этом углы атаки для носовой и основной частей крыла могут существенно различаться. Тогда для достаточно больших скоростей и углов атаки влияние потока за носовой частью крыла на основную часть (хвостовое оперение) будет существенно нелинейным. На нижней поверхности носовой и основной частей крыла образуются ударные волны, в результате взаимодействия которых формируются одна более мощная ударная волна, волна разрежения и контактная поверхность. В зависимости от того, под каким углом волна разрежения падает на основную поверхность крыла, определяются в задаче подъемная сила крыла и его моментные характеристики. [c.164]

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]

Цилиндр, движ>шийся при М = 3,6 в воздухе. На теневой фотографии показан круговой цилиндр в свободном полете при небольшом отрицательном угле атаки. Кажущаяся расплюшенность переднего торца объясняется на самом деле оптическим искажением. Видно, что косая ударная волна, идущая от точки обратного присоединения пограничного слоя, сливается с волной, идущей от следа. На больших расстояниях эти волны образуют хвостовую часть всплеска давлений от N-образ-ной ьолны, показанной для случая сферы на фото 269 и характерной для любого объекта в сверхзвуковом полете. Фото А. С. harters [c.165]

Двойной хлопок. Внезапный перепад давления передается в воздушной среде по направлениям, перпендикулярным к поверхности волны. Человек на земле воспринимает этот перепад как сильный хлопок (взрыв). Эпизодически слышится двойной хлопок — результат последовательного воздействия поочередно головной и хвостовой ударных волн. [c.13]

Шлейф волн. Когда самолет летит с постоянной сверхзвуковой скоростью, хлопок слышен одновременно в различных точках земной поверхности. Если эти точки соединить линией, получится гипербола, образуюш,аяся в результате пересечения конической ударной волны с плоскостью земной поверхности (рис. 1.5, б). Одна гипербола—след головной волны, вторая — хвостовой. Зоны одновременной слышимости хлопка смеш,аются по земной поверхности, следуя за самолетом в виде своеобразных шлейфов. В то же время непосредственно под самолетом слышится наиболее сильный хлопок, по мере удаления он становится слабее. Человек, услышавший на земле хлопок самолета, летяш,его, например, на высоте 16 км со скоростью V > 2а, не увидит самолета над собой в силу того, что с высоты 16 км звук при средней скорости 320 м/с дойдет до земли через 50-—55 с, а самолет за это время пролетит примерно 30 км. [c.14]

С развитием авиации и космонавтики явления, которые могли быть объяснены только в механике сплошной среды, стали возникать чуть ли не ежедневно. То необъяснимым образом возникали периодические колебания крыльев и хвостового оперения самолетов, которые, нарастая по амплитуде, приводили к быстрому разрушению конструкции была построена теория флаттера и бафтинга (М. В. Келдыш), которая позволила легко избежать этих явлений. То вдруг на больших скоростях взлета и посадки самолетов стали дрожать и разрушаться стойки шасси ( шимми ) и т. д. и т. п. Совершенно новые явления, потребовавшие изучения глубинных проблем гидромеханики, магнитогидродинамики и термодинамики, возникли, когда летательные аппараты стали преодолевать звуковой барьер , — двигаться со скоростями, большими, чем скорость звука. Здесь и ионизация пристеночных слоев газа, и возникновение ударных волн, и оплавление поверхности ракет, и т. п. [c.26]

Теневая фотография осесимметрич- ного тела, летящего в воздухе с чис- лом М = 1,8 1 — летящее тело, 2— головная ударная 1 олна, 3 — волны Маха, 4 — пограничный слой, 5 — донный след за телом, в — хвостовые ударные волны [c.6]

Обрыв автосцепки в хвостовой части поезда чаще всего происходит из-за неотпустивших тормозов у вагонов, действия ударной волны, наличия большой группы груженых вагонов, особенно с наливным грузом и неработаюцдими поглощающими аппаратами. [c.174]

ДОННОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ, часть аэродинамического сопротивления, обусловленная понижением ср. давления Ри на донной торцевой поверхности летящего тела по сравнению с давлением в атмосфере Роо на высоте полёта. Обтекающий летящее тело наружный поток интенсивно перемешивается с воздухом, находящимся в застойной зоне за дном тела, увлекая и отсасывая часть воздуха из застойной зоны. Т. к. новые порции воздуха в застойную зону не поступают, в ней возникает разрежение (рд<р >), что приводит к появлению силы Д. с. Хд=(р — —/ д)6 д (где 5д — площадь проекции донной поверхности на направление, нормальное оси тела), действующей против направления скорости тела. Возникновение Д.с. объясняется необратимым превращением части кинетич. энергии тела в теплоту при образовании за дном тела вихрей, а в сверхзвук. потоке — и хвостовых ударных волн. Отсасывающее действие наружного потока зависит от толщины пограничного слоя на боковой поверхности тела перед донным срезом, от формы головной и гл. обр. кормовой части тела, от скорости полёта и (в меньшей мере) от угла атаки. [c.183]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...