Крылья тонкие потоке газа — Уравнения

Рассмотрим обтекание тонкого конического крыла гиперзвуковым потоком совершенного газа с показателем адиабаты >с. В системе координат г, показанной на рис. 1, уравнения конического течения в переменных (-0, (р) [1] примут вид [c.261]

С использованием приближенных аналитических оценок и численных расчетов изучены обтекание, а также локальные и интегральные аэродинамические характеристики треугольного крыла с изломом поверхности в сверхзвуковом потоке газа. Рассмотрены режимы течения с присоединенной ударной волной на передних кромках. Получено, что при М = 4-6 и угле атаки а до 6° происходит увеличение качества крыла до 10% за счет отгиба в низ его носовой части. Это подтверждают результаты, полученные ранее в гиперзвуковом приближении тонкого ударного слоя. Расчеты уравнений Навье - Стокса также показали наличие этого эффекта. [c.164]

Линеаризированные уравнения движения сжимаемого газа могут быть использованы для приближенного исследования обтекания до-и сверхзвуковым потоком тонкого, мало изогнутого крыла при малых углах атаки. [c.334]

Введение. Большинство результатов, достигнутых до настоягцего времени нри решении задач об обтекании тел сверхзвуковым потоком газа при наличии новерхности разрыва, относится к течениям, мало отличаюгцимся либо от поступательного течения, либо от обтекания угла (клина), либо от симметричного обтекания круглого конуса. Наиболее полно изучены плоские течения, близкие к поступательному (обтекание тонких профилей под малый углом атаки). Получены [1 приближения вплоть до малых величин четвертого порядка, считая за малую величину угол, который касательная к контуру профиля образует с направлением набегаюгцего потока. Пространственные течения, близкие к поступательному (обтекание тонких крыльев конечного размаха и тонких тел врагцения под малым углом атаки), изучены только в линейном ириближении. Почти во всех работах по исследованию течений газа, близких к обтеканию угла и конуса, уравнения газовой динамики, взятые в той или иной форме, линеаризуются но условиям за плоской или, соответственно, конической поверхностью разрыва. [c.443]

Выше было показано, что система уравнений (5.47) описывает течение совершенного газа в пограничном слое на поверхности тонкого крыла, обтекаемого гиперзвуковым потоком вязкого газа. Она включает в себя геометрический параметр zq — удлинение крыла и обладает определенной специфической структурой. При совершении предельного перехода zq О для крыльев общей формы с dp/dz = 0(1) система уравнений трехмерного пограничного слоя вырождается в двумерную систему уравнений, описывающую течение в поперечном сечении х = onst) и содержащую продольную координату в качестве параметра [Дудин Г.Н., Нейланд В.Я., 1976, 1977]. [c.208]

Рассматривается симметричное обтекание полубе сконечного тонкого треугольного крыла с характерной толщиной т порядка толщины пограничного слоя гиперзвуковым потоком вязкого совершенного газа при нулевом угле атаки. Предполагается, что температура поверхности крыла постоянна и мала по сравнению с температурой торможения набегающего потока и реализуется режим сильного взаимодействия пограничного слоя с внешним невязким гиперзвуковым потоком. Постановка задачи описана в разделе 7.4.1 предьщущего параграфа, поэтому приведем окончательную систему уравнений ламинарного пограничного слоя и граничные, которые принимают следующий вид [c.341]

В предыдущих параграфах было показано, что метод растянутых координат является мощным средством для построения равномерно пригодных разложений в различных физических задачах. Однако, несмотря на успех при исследовании гиперболических дифференциальных уравнений для волн, распространяющихся в одном или в двух направлениях, этот метод не может быть применен для построения равномерно пригодных разложений эллиптических дифференциальных уравнений. Хотя Лайтхилл [1951] и получил равномерно пригодное разложение до второго порядка для обтекания несжимаемой жидкостью тонкого кругового крыла, Фокс [1953] нашла высшие приближения, которые не являются равномерно пригодными. Она доказала также, что для обтекания тонкого крыла сжимаемым газом не может быть получено равномерно пригодного разложения даже второго порядка. В связи с этим Лайтхилл [1961] в более поздней статье рекомендовал применять его метод только для гиперболических дифференциальных уравнений. Несмотря на это, Вальо-Лорен [1962] успешно применил этот метод в сочетании с методом интегральных соотношений в задаче о тупом теле (смешанная краевая задача). Более того, Эмануэль [1966] и Куйкен [1970] успешно применили этот метод к параболическим задачам, связанным с исследованием нестационарного турбулентного потока при диффузии и химических реакциях, а также потока вдоль наклонной поверхности, вызванного сильным впрыскиванием жидкости. [c.113]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...