Сверхзвуковое обтекание профиля

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ПРОФИЛЯ [c.41]

Среди насущных проблем рассматриваемого периода выделялась задача о сверхзвуковом обтекании профиля крыла и крыла конечного размаха. Решение ее, основанное на теории малых возмущений, получено в 1945—1946 гг. [c.329]

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]

Перейдем теперь к изучению сверхзвукового обтекания профиля (рис. 3.19.3). В этом случае проще применить не метод источников и стоков, а использовать общее решение уравнения (19.15) в виде [c.362]

Сверхзвуковое обтекание профиля по своему характеру принципиально отличается от обтекания его потоками с дозвуковыми скоростями. На это указывает, в частности, различие в распределении давления (см. рис. 4.1.46). Для дозвукового обтекания идеальной (невязкой) жидкостью характерно полное восстановление давления до его величины в набегающем потоке, тогда как в сверхзвуковом потоке такое явление не имеет места. Анализ распределения давления на рис. 4.1.46 показывает, что при обтекании профиля дозвуковым невязким потоком аэродинамическое сопротивление отсутствует (парадокс Эйлера—Даламбера). В случае же сверхзвуковых скоростей такое сопротивление, обусловленное перераспределением давления, обязательно возникает, даже если поток невязкий. Это сопротивление называется волновым. [c.197]

Измерение давления. Исследования сверхзвукового обтекания профиля с целью измерения иа нем давления осуществляются в сверхзвуковых аэродинамических трубах. Эксперименты в таких трубах проводятся с дренированными моделями крыльев, сечения которых совпадают по форме с заданным профилем (см. работу 4.1.1). При этом следует подчеркнуть, что при разработке их конструкции должно быть обращено особое внимание на обеспечение прочности моделей, а также устройств для их крепления в рабочей части трубы, имея в виду, что вследствие больших скоростей обтекания могут возникнуть значительные аэродинамические силы и моменты. [c.200]

Исследование сверхзвукового обтекания профиля оптическим методом [c.209]

VII.14. Определите параметры сверхзвукового обтекания профиля (рис. 2.УП.6), контур которого на переднем участке представляет собой клин с половиной угла при вершине Ро=15°, а на остальной части — параболическую кривую с уравнением [c.392]

Рис. 10.20. Схема сверхзвукового обтекания ромбовидного профиля под

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

В разобранных выше случаях обтекания профилей сверхзвуковым потоком мы не рассматривали возможное взаимодействие между отходящими от профиля скачками и волнами Маха. Для установления этого взаимодействия необходимо рассмотреть значительную часть поля течения (рис. 10.24 и 10.25). Волны Маха, падая на косые скачки, искривляют и ослабляют их. На [c.46]

В описанных выше двух случаях обтекания неподвижного профиля потоком газа предполагалось, что во всей плоскости течения имеются соответственно или только дозвуковые (дозвуковое обтекание) или только сверхзвуковые (сверхзвуковое обтекание) скорости. [c.54]

Рассмотрим теперь околозвуковое смешанное обтекание профиля, когда имеются одновременно области течения с дозвуковыми и со сверхзвуковыми скоростями. [c.54]

Линейная теория обтекания тел сверхзвуковым потоком оказалась эффективным средством в решении ряда важных задач, выдвигавшихся практикой, хотя и могла быть использована лишь для анализа течений около тонких тел 330 и при малых углах атаки. Эта теория, основанная на предположении малости возмущений, не позволяла исследовать такие свойства действительного ното-ка, как образование ударных волн, непостоянство скорости звука в потоке, перенос возмущений с местной скоростью звука и т. д. Чтобы учесть влияние хотя бы одного из этих факторов, необходимо пользоваться точными нелинейными уравнениями газовой динамики, а при приближенном решении таких уравнений применять высшие приближения. Некоторые нелинейные задачи сверхзвуковой аэродинамики рассмотрены Ф. И. ФранклемиР. Н. Алексеевой (1934), А. Буземаном (1935), построившим приближение второго порядка для распределения давлений по поверхности тела, К. Фрид-рихсом (1948), распространившим метод Буземана на случай сверхзвукового обтекания профиля со скачками уплотнения. [c.330]

При М] > М р около поверхности крыла возникает зона течения со сверхзвуковыми скоростями, в связи с чем течение приобретает новые качества. Величина М1 р является границей двух основных режимов обтекания профиля при дозвуковой скорости набегающего потока докритического (М1<М1кр) и закритиче-ского (М1>М [c.30]

Способ расчета обтекания профиля сверхзвуковым потоком, основанный на последовательном применении теории косых скачков и теории обтекания тупого угла, и проиллюстрированный выше на простейших примерах, может быть применен и в общем случае для произвольных сверхзвуковых профилей, контур которых или составлен только из прнмолинейных отрезков ), или включает в себя и криволинейные участки ). Однако результаты такого метода не выражаются в аналитической форме, и поэтому он применяется в основном для численных решений. [c.47]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...