Сверхзвуковое обтекание угла

Сверхзвуковое обтекание угла [c.588]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ УГЛА [c.591]

Для случая сверхзвукового обтекания угла показать, что в обозначениях п. 20.50 число Маха определяется формулой [c.609]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ УГЛА 507 [c.507]

Приведенные на рис. 10.21 фотографии сверхзвукового обтекания в аэродинамической трубе ромбовидных профилей разной толщины при нулевом угле атаки подтверждают описанную выше картину течения. На каждой из этих фотографий отчетливо видны скачки уплотнения у носка профиля, пучки волн Маха у верхнего и нижнего выпуклых углов профиля п волны Маха, отходящие от неровностей на стенках аэродинамической трубы, по наклону которых можно судить о скорости потока в трубе. [c.42]

Рис. 10.21. Теневые фотографии сверхзвукового обтекания ромбовидного профиля под нулевым углом атаки при М) = 1,7. Полу-угол при вершине ромба а) ы = = 7°, б) (й = 12°, в) ш = 14°

Рис. 10.22. Схема сверхзвукового обтекания под нулевым углом атаки симметричного профиля, составленного из клина и криволинейных дужек

Рис. 10.23. Схема сверхзвукового обтекания пластинки под углом атаки 1

В других случаях, связанных с изучением сверхзвуковых аэродинамических характеристик крыльев с дозвуковыми передними кромками, при наличии угла атаки (или аналогичных крыльев с несимметричным профилем и при а == 0) необходимо использовать метод диполей. Этот метод позволяет рассчитать сверхзвуковое обтекание плоского треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками при а ф 0. [c.214]

Сверхзвуковое обтекание тонкого крыла конечного размаха прямоугольной формы в плане под малым углом атаки характеризуется влиянием передней сверхзвуковой и боковых дозвуковых кромок на возмущенное течение вблизи поверхности. При этом одновременное влияние передней и одной боковой кромок имеется в пределах конусов Маха с вершинами в углах крыла, если образующие этих конусов пересекаются вне крыла. Если эти образующие пересекаются на поверхности крыла, то возникает еще одна зона, где на возмущенное течение действуют одновременно обе боковые кромки. [c.214]

Нахождение руля в перегретой газовой среде, оказывающей сильное эрозионное воздействие, вызывает необходимость увеличения толщины профиля, затупления его передней и задней кромок. В условиях сверхзвукового обтекания это может существенно повысить лобовое сопротивление рулей и тем самым снизить тягу двигателя. По мере выгорания материала руля толщина, а следовательно, и сопротивление уменьшаются при этом несколько снижается управляющая сила. Обеспечение необходимой величины этой силы при возможных предельных углах поворота и заданном времени работы руля обусловливает соответствующий выбор его геометрических размеров и формы в плане. [c.329]

Рассмотрим теперь сверхзвуковое обтекание осесимметричного конуса (рис. 2.9, г). Параметры течения за ударной волной также не зависят от линейного размера и, в частности, от полярной координаты г, но не являются постоянными, как в течении за клином, а зависят от полярного угла 0, При этом давление возрастает от ударной волны до поверхности конуса. [c.62]

Сверхзвуковое обтекание внешнего угла [c.194]

При сверхзвуковом обтекании внешнего угла (рис. VIИ.7) поток расширяется и, следовательно, скорость потока после поворота будет больше, чем перед поворотом. В отличие от предыдущего случая, где скорость убывает скачком, при обтекании внешнего угла скорость будет расти непрерывно. [c.194]

Задача о сверхзвуковом обтекании внешнего угла сводится к тому, чтобы по параметрам потока до линии возмущения ОС и углу поворота 02 найти параметры потока за линией возмущения O j и в секторе возмущения С ОС - [c.195]

Для соотношения между углами аир косого скачка уплотнения при сверхзвуковом обтекании клина выводится формула [c.308]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ВНЕШНЕГО ТУПОГО УГЛА [c.309]

Наиболее сильное влияние изменения углов атаки а на данные сверхзвуковых входных устройств наблюдается у осесимметричных воздухозаборников. Нарушение симметрии потока при косом обдуве приводит к различию в картине их сверхзвукового обтекания на наветренной и подветренной сторонах (рис. 9.23, а). В верхней (подветренной) части углы наклона косых скачков по [c.284]

Рис. 5,5. Построение годографа скорости при обтекании угла сверхзвуковым потоком

Сверхзвуковое обтекание малого угла, образованного плоскими стенками (рис. 1.59). При таком течении из вершины угла выходит характеристика первого семейства, которая делит область те- [c.70]

Для пояснения способов выбора и оценки профиля лопасти несущего винта условия работы и характеристики профиля целесообразно представить графически в функции угла атаки и числа Маха. Такими характеристиками гипотетического профиля в функции М на рис. 7.4 являются углы атаки, соответствующие максимальной подъемной силе ( макс) и резкому возрастанию сопротивления при сверхзвуковом обтекании ( кр). Там же указаны условия работы сечения на определенном радиусе замкнутая кривая при полете вперед (вследствие изменения [c.315]

В линеаризованной теории сверхзвукового обтекания тонкого профиля коэффициент подъемной силы не зависит от формы профиля, а только от общего угла атаки и числа М > > 1 набегающего потока. [c.221]

Начнем с явления торможения сверхзвукового потока, возникающего, например, при набегании на помещенное в него твердое тело. Простейшим случаем, допускающим элементарное рассмотрение, может служить симметричное сверхзвуковое обтекание бесконечного клина с углом при вершине 20, имеющим некоторую конечную величину. По известному свойству идеальных потоков можно заменить нулевую линию тока набегающего на клин потока, направленную в вершину клина О (рис. 100), твердой стенкой и рассмотреть только верхнюю часть потока, которая будет представлять плоское течение внутри тупого угла, равного я — 0. [c.231]

Потенциал скоростей возмущений (160) может быть использован для расчета сверхзвукового обтекания удлиненных тел вращения однородным потоком, параллельным их оси симметрии. Подчиним с этой целью неизвестную функцию / (I) условию непроницаемости поверхности обтекаемого тела. Это условие в принятом приближении можно записать, выразив равенство тангенсов углов с осью Ох касательных к линии тока и контуру меридианного сечения обтекаемого тела в точках его поверхности [c.329]

Задача о сверхзвуковом обтекании тонких тел вращения при очень больших числах Маха в том случае, когда головная волна отходит от острого носика тела, вследствие слишком большого значения угла при вершине, либо наличия затупления носика, представляет значительные трудности. Так же, как и в плоском случае, отошедший скачок имеет вблизи оси симметрии потока почти плоский участок, соответствующий прямому скачку, и соседние с ним участки сильного разрыва, за которыми поток является дозвуковым. Движение в области между головной волной и поверхностью обтекаемого тела имеет в связи с этим смешанный до-, сверх- и трансзвуковой характер. [c.349]

Величину избыточного давления при сверхзвуковом обтекании можно определить исходя из следующих соображений. Пусть сверхзвуковой поток со скоростью V набегает под углом 5 на поверхность крыла (рис. 2.09). [c.48]

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]

Обратимся теперь ко второму возможному режиму сверхзвукового обтекания угла горючей смесью. Допустим, что в тех случаях, когда при обтекании угла возникает ударная волна, она не воспламеняет горячую смесь и не превращается, следовательно, в детонационную волну. Сгорание же смеси происходит во фронте медленного горения, распространяющемся по газу с заданной (малой по сравнению со скоростью звука) нормальной скоростью. Пусть на рис. 3 кривая РА представляет ударную поляру для невозмущенного потока, а кривая AR - эпициклоиду, сответствующую простой волне разрежения. Кривая PAR характеризует, таким образом, совокупность всех возможных значений скорости газа за изломом линии тока. [c.41]

Поэтому определение и угла ф ударной волны производится непосредственно по диаграмме ударной поляры с помощью луча, прсЕедепмого из начала координат под заданным углом / к оси абсцисс (см. рис. 64), как это было подробно объяснено в 92. Мы видели, что при заданном угле х ударная поляра определяет две различные ударные волны с различными углами ф. Одна из них (соответствующая точке В на рис. 64), более слабая, оставляет течение, вообще говоря, сверхзвуковым другая же, более сильная, превращает его в дозвуковое. В данном случае для обтекания углов на поверхности конечных тел следует всегда выбирать первую из них, волну слабого семейства. Необходимо иметь в виду, что в действительности этот выбор определяется условиями обтекания вдали от угла. При обтекан1 -[ очень острого угла (малое /) образующаяся ударная волка должна, очевидно, обладать очень к. алой интенсивностью. Естественно считать, что по мере увеличения этого угла интеь с з-ность волны будет расти монотонно этому соответствует как паз [c.591]

Исследование сверхзвукового стационарного течения вблизи острия на поверхности обтекаемого тела представляет собой трехмерную задачу, и потому месравненно сложнее исследования обтекания угла с линейным краем. Полностью может быть решена задача об осесимметричном обтекании острия, которое мы здесь и рассмотрим. [c.593]

Таким образом, при сверхзвуковом обтекании тела перед ним возникает ударная волна ее называют головной. П ри обтекании тела с тупым передним концом эта волна не соприкасается с самим телом. Спереди от ударной волны поток однороден, а позади нее движение меняется, и поток огибает обтекаемое тело (рис. 127, а). Поверхность ударной волны уходит на бесконечность, причем вдали от тела, где интенсивность волны мала, она пересекает направление набегаюидего потока под углом, близким к углу Маха. Характерной чертой обтекания тела с тупым концом является существование дозвуковой области течения за ударной волной — позади наиболее выдающейся вперед части ее поверхности эта область простирается до обтекаемого тела и, таким образом, ограничена поверхностью разрыва, поверхностью тела и боковой звуковой поверхностью (пунктирные линии на рис. 127, а). [c.638]

При стационарном сверхзвуковом обтекании тела такой формы скорость газа даже вблизи тела будет везде лишь незначительно отличаться по величине и направлению от скорости натекающего потока, а образующиеся ударные волны будут обладать малой интенсивностью (интенсивность головной волны убывает вместе с уменьшением раствора обтекаемого угла). Вдали от тела движение газа будет представлять собой расходящиеся звуковые волны. Основную часть сопротивления газа можно представлять себе как обусловленную переходом кинетической энергии движущегося тела в энергию излучаемых им звуковых волн. Это сопротивление, специфическое для сверхзвукового движения, называют волновым )-, оно может быть вычислено в общем виде при любой форме сечения тела (Th. Кагтап, N. В. Moore, 1932). [c.643]

Наконец, сделаем еще следуюн1 ее замечание. Здесь, как и везде, говоря о крыле, мы подразумеваем, что оно расположе1Ю своими кромками перпендикулярно к движению. Обобщение на случай любого угла у между направлением движения и кромкой угол скольжения) вполне очевидно. Ясно, что силы, действующие на бесконечное крыло постоянного сечения, зависят только от нормальной к его кромкам составляющей скорости натекающего потока в невязкой жидкости составляющая скорости, параллельная кромкам, не вызывает никаких сил. Поэтому силы, действующие на крыло со скольх<ением в потоке с числом Mi,— такие же, какие действовали бы на то же крыло без скольжения в потоке с числом Мь равным Mi sin у. В частности, если Mi > 1, но М] sin Y < 1, то специфическое для сверхзвукового обтекания волновое сопротивление будет отсутствовать. [c.654]

Мы указали способ определения угла, на который отклоняется поток в скачке, когда положенпе фронта известно. Если, наоборот, задано онределенное отклоненпе сверхзвукового потока, то в тех случаях, когда в результате отклонения величина скорости должна уменьшиться (например, при сверхзвуковом обтекании клггаа, изображенного па рис. 3.7, а), возникает косой скачок уплотнения при этом по формулам (30) н (50) может быть вычислен угол а, иод которым расположится фронт скачка по отношению к потоку. [c.134]

Рис. 3.13. Скачок уплотнения при сверхзвуковом обтекании клина со слишком большим углом при вершине (сокл >

Рис. 10.35. Характерные режимы обтекания чечевицеобразного профиля на нулевом угле атаки 1 — дозвуковое обтекание, 2 — околозвуковое обтекание при дозвуковых сверхкритических скоростях (М1 > М] р < 1,0), 3 — околозвуковое обтекание при сверхзвуковых докритических скоростях (1,0 < М1 < Мт1п), 4 — сверхзвуковое обтекание

Найдите параметры сверхзвукового обтекания симметричного профиля (рис. 7.6), контур которого на переднем участке представляет собой клин с половиной угла при вершине (Зо = 0,26 рад, а на остальной части — параболическую кривую, описываемую уравнением у = 2с х Ь) (1 — х Ь), где с = 2 6 = 10. Число М набегающего воздушного потока = 5, угол атаки а - = 0 рад, отношение удельных теплоемкостей для воздуха k = jJ v = 1,4. [c.175]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...